專利名稱：一種飛機(jī)發(fā)動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于"發(fā)動機(jī)試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)技術(shù)"領(lǐng)域。涉及一種飛機(jī)發(fā) 動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺。
背景技術(shù)：
先進(jìn)飛機(jī)的動力裝置綜合控制系統(tǒng)涉及發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控
制器(Full Authority Digital Electronic Control (FADEC))、發(fā)動 機(jī)電氣控制單元(Engine Interface Control Unit (EICU))、發(fā)動機(jī) 振動檢測儀(Engine Vibration Monitor (EVM))等機(jī)載控制設(shè)備的工 作，以及這些設(shè)備與飛機(jī)航電、飛控、環(huán)控、起落架等系統(tǒng)的交聯(lián)工作， 系統(tǒng)間電子化、集成度、綜合化程度高，系統(tǒng)間關(guān)系復(fù)雜、關(guān)聯(lián)性強(qiáng)。 因此，必須對動力裝置系統(tǒng)進(jìn)行各種功能試驗(yàn)和交聯(lián)試驗(yàn)，驗(yàn)證動力裝 置綜合控制系統(tǒng)的功能和性能；檢査控制系統(tǒng)與飛機(jī)其它系統(tǒng)接口的兼 容性；驗(yàn)證在真實(shí)的飛機(jī)綜合環(huán)境下FADEC與飛機(jī)的匹配性；評估控制 系統(tǒng)對飛機(jī)和發(fā)動機(jī)性能的改善程度，由此必須研制飛機(jī)動力裝置綜合 控制系統(tǒng)試驗(yàn)臺進(jìn)行試驗(yàn)和設(shè)計(jì)驗(yàn)證。
目前，國內(nèi)部分院所致力于開發(fā)FADEC控制系統(tǒng)，但只是將FADEC 作為發(fā)動機(jī)的一個產(chǎn)品，研究其內(nèi)部的算法、工作原理等，涉及到整機(jī) 的動力裝置綜合控制系統(tǒng)功能驗(yàn)證試驗(yàn)設(shè)備尚屬于空白。
國外先進(jìn)的發(fā)動機(jī)綜合控制系統(tǒng)試驗(yàn)臺(美國GE公司)僅局限于 發(fā)動機(jī)的FADEC控制系統(tǒng)功能設(shè)計(jì)和驗(yàn)證，無法考核飛機(jī)動力裝置綜合 控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)；也無法提供飛機(jī)動力裝置系統(tǒng)真實(shí)的機(jī)載試驗(yàn)環(huán)境， 更不能考核FADEC與機(jī)載設(shè)備間的綜合控制結(jié)果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種能夠在測控軟件(內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型) 控制下，驅(qū)動各試驗(yàn)件正常工作，并能真實(shí)準(zhǔn)確模擬發(fā)動機(jī)綜合控制系 統(tǒng)在整個飛行包線內(nèi)的實(shí)際工作過程的試驗(yàn)設(shè)備。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，飛機(jī)發(fā)動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺由接口定義 50針、左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、發(fā)動機(jī)電氣控制單元、發(fā)動機(jī)振動檢測儀、發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件(起動閥、 防冰閥、點(diǎn)火器)，以及測控系統(tǒng)組成。其中，測控系統(tǒng)包括模擬/離散 輸入接口卡、內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)仿真模型的測控軟件、傳感器模擬單元及接口 輸出卡。接口定義50針的前端與飛機(jī)綜合航電系統(tǒng)試驗(yàn)臺連接，后端 分別與左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制 器、發(fā)動機(jī)電氣控制單元及發(fā)動機(jī)振動檢測儀相應(yīng)的輸入接口連接。然 后，通過左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控 制器、發(fā)動機(jī)電氣控制單元及發(fā)動機(jī)振動檢測儀、試驗(yàn)件的輸出接口分 別與測控系統(tǒng)的模擬/離散輸入接口卡、傳感器模擬單元及接口輸出卡 連接。測控軟件將發(fā)動機(jī)仿真模型作為系統(tǒng)的軟件內(nèi)核，會根據(jù)發(fā)動機(jī) 模型實(shí)時輸出的信號控制傳感器模擬單元實(shí)時輸出發(fā)動機(jī)對應(yīng)的狀態(tài) 信號，通過輸出接口卡將其分別送給左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器和 右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器的兩個通道、發(fā)動機(jī)電氣控制單元及發(fā) 動機(jī)振動檢測儀進(jìn)行采集和解算。同時，測控軟件通過模擬/離散輸入 接口卡采集左右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器的控制量，并通過輸出接 口卡控制外部的發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件和發(fā)動機(jī)模型實(shí)時運(yùn)轉(zhuǎn)并通過接口定義
50針將發(fā)動機(jī)的狀態(tài)信號送給飛機(jī)綜合試驗(yàn)臺的發(fā)動機(jī)座艙指示告警
系統(tǒng)進(jìn)行狀態(tài)顯示和監(jiān)測。
本發(fā)明具有的優(yōu)點(diǎn)效果，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是試驗(yàn)臺功能完整、智能化 和可靠性高、響應(yīng)時間快，在沒有真實(shí)發(fā)動機(jī)的情況下，通過發(fā)動機(jī)仿 真模型、電子模擬技術(shù)及動態(tài)仿真技術(shù)，準(zhǔn)確模擬飛機(jī)整個飛行包線內(nèi)
動力裝置系統(tǒng)的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)工作過程；驗(yàn)證動力裝置綜合控制系統(tǒng)的功 能和性能；檢査控制系統(tǒng)與飛機(jī)其它系統(tǒng)接口的兼容性；驗(yàn)證在真實(shí)的 飛機(jī)綜合環(huán)境下FADEC與飛機(jī)的匹配性；評估控制系統(tǒng)對飛機(jī)和發(fā)動機(jī) 性能的改善程度，是飛機(jī)首飛前不可或缺的動力裝置綜合控制系統(tǒng)試驗(yàn) 設(shè)備，該發(fā)明也可用于其它型號飛機(jī)整機(jī)系統(tǒng)的動力裝置綜合控制系統(tǒng) 的試驗(yàn)研究，及FADEC、 EICU、 EVM等機(jī)載試驗(yàn)件的功能研究。
本發(fā)明采用電子模擬方式激勵整個控制系統(tǒng)的試驗(yàn)件工作。模擬傳 感器包括差動式位移傳感器(LVDT)、轉(zhuǎn)速傳感器及熱電偶傳感器；模 擬控制器包括伺服閥、電磁閥。系統(tǒng)軟件開發(fā)中，采用實(shí)時采集模塊、 動態(tài)數(shù)據(jù)濾波和實(shí)時動態(tài)數(shù)據(jù)調(diào)整功能保證了參數(shù)檢測和模擬的實(shí)時
4準(zhǔn)確性。采用接口定義50針，確保動力裝置系統(tǒng)的真實(shí)機(jī)載環(huán)境。


圖1試驗(yàn)臺原理圖
圖2熱電偶傳感器模擬原理
圖3LVDT傳感器模擬原理 圖4轉(zhuǎn)速傳感器模擬原理 圖5測控軟件流程圖
具體實(shí)施例方式
試驗(yàn)臺由接口定義50針8、左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器12、 右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器9、發(fā)動機(jī)電氣控制單元ll、發(fā)動機(jī)振 動檢測儀13、發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件IO，以及測控系統(tǒng)18組成，其中，測控系 統(tǒng)15包括模擬/離散輸入接口卡14、測控軟件18內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)仿真模型 17、傳感器模擬單元16及輸出接口卡19;接口定義50針8的前端與飛 機(jī)綜合航電系統(tǒng)試驗(yàn)臺5連接，后端分別與左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控 制器12、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器9、發(fā)動機(jī)電氣控制單元11 及發(fā)動機(jī)振動檢測儀13相應(yīng)的輸入接口連接，然后，左發(fā)動機(jī)全權(quán)限 數(shù)字電子控制器12、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器9、發(fā)動機(jī)電氣控 制單元11及發(fā)動機(jī)振動檢測儀13、試驗(yàn)件的輸出接口分別與測控系統(tǒng) 15的模擬/離散輸入接口卡14、傳感器模擬/信號調(diào)理單元16及輸出接 口卡19連接。
測控軟件18內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)仿真模型17，測控軟件根據(jù)發(fā)動機(jī)模型實(shí) 時輸出的信號控制傳感器模擬/信號調(diào)理單元16實(shí)時輸出發(fā)動機(jī)對應(yīng)的 狀態(tài)信號，通過輸出接口卡19將其分別送給左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子 控制器12和右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器9的A、 B通道、發(fā)動機(jī)電 氣控制單元11及發(fā)動機(jī)振動檢測儀13進(jìn)行采集和解算，同時，測控軟 件18通過模擬/離散輸入接口卡14采集發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器的 控制量，并通過輸出接口卡19控制外部的發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件IO和發(fā)動機(jī)模 型實(shí)時運(yùn)轉(zhuǎn)并通過接口定義50針8將發(fā)動機(jī)的狀態(tài)信號送給飛機(jī)綜合 試驗(yàn)臺5的發(fā)動機(jī)座艙指示告警系統(tǒng)2進(jìn)行狀態(tài)顯示和監(jiān)測。
實(shí)施例
1.系統(tǒng)硬件組成及設(shè)計(jì)系統(tǒng)采用PXI總線型控制系統(tǒng)模式，主要由接口定義50針、左右 發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、發(fā)動機(jī)電氣控制單元、發(fā)動機(jī)振動檢測 儀、發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件(起動閥、反推繼電器、點(diǎn)火器)、測控系統(tǒng)、外部 接口及其它附件組成。測控系統(tǒng)包括模擬/離散輸入接口卡、內(nèi)嵌發(fā)動
機(jī)仿真模型的測控軟件、傳感器模擬單元及輸出接口卡。接口定義50 針前端與飛機(jī)綜合航電系統(tǒng)試驗(yàn)臺的接口輸入/輸出卡7的對應(yīng)輸入端 連接，接口 50針后端分別與左右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、發(fā)動 機(jī)電氣控制單元及發(fā)動機(jī)振動檢測儀相應(yīng)的輸入接口連接。然后，通過 左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、發(fā) 動機(jī)電氣控制單元及發(fā)動機(jī)振動檢測儀、試驗(yàn)件的輸出接口分別與測控 系統(tǒng)的模擬/離散輸入接口卡、傳感器模擬單元及接口輸出卡連接。
接口定義50針前端信號包括飛機(jī)綜合航電系統(tǒng)試驗(yàn)臺對發(fā)動機(jī)仿 真試驗(yàn)臺的油門臺1、起動/停車面板4，發(fā)動機(jī)座艙指示告警系統(tǒng) (EICAS)2、飛機(jī)航電系統(tǒng)裝置3的指令信號，以及發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電 子控制器、發(fā)動機(jī)電氣控制單元及發(fā)動機(jī)振動檢測儀和試驗(yàn)件反饋給 EICAS和飛機(jī)航電系統(tǒng)裝置DCU等信號，進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測和顯示。
1.1計(jì)算機(jī)
能夠運(yùn)行在Windows2000 / XP環(huán)境下，3.0GHz CPU, 180GB硬盤， 2GB內(nèi)存，128MB顯卡，DVD光驅(qū)，3.5〃軟驅(qū)；外設(shè)三星19〃液晶。 1. 2控制柜
系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)布局采用兩個烕圖標(biāo)準(zhǔn)工控機(jī)柜。分別為試驗(yàn)測控柜 和試驗(yàn)件柜，兩個工控柜間通過PXI總線連接。試驗(yàn)測控柜放置工業(yè)控 制機(jī)、顯示器及8 口路由器。試驗(yàn)件柜底層放置系統(tǒng)電源；第二層為3U PXI系統(tǒng)插箱，內(nèi)置所有輸入輸出接口板卡；第三層為4U抽屜式試驗(yàn) 件插箱，放置試驗(yàn)用繼電器、模擬負(fù)載；第四層為2U抽屜式插箱放置 PMAT (便攜式測試儀)；第五、六層為9U，分別放左右兩個FADEC; 七層為4U放置EICU、 EVM。控制柜前面板，分別放置系統(tǒng)電源開關(guān) 及其指示、左右發(fā)動機(jī)地面維護(hù)開關(guān)。傳感器模擬單元置于機(jī)柜側(cè)面， 按左右對稱分別接左右FADEC。后面板布置電源插座、與飛機(jī)航電系統(tǒng) 及其它系統(tǒng)接口的6個50針接口插頭、點(diǎn)火器外接插座及接口板卡端 子。點(diǎn)火器、起動閥、防冰閥置于工控柜外部。1.3 PXI系統(tǒng)
PXI系統(tǒng)配置有A/D 64路、D/A 16路、DI/O 168路，429信號4 發(fā)4收。系統(tǒng)板卡均配置在PXI機(jī)箱內(nèi)。板卡具體指標(biāo)如下
令PXI機(jī)箱l臺，凌華PXIS-2630機(jī)箱，3U19〃8槽，400W， 1 個系統(tǒng)槽(PXI-8570)， 7個擴(kuò)展槽，配PCI-8570，最大數(shù)據(jù)流132MB/s。
A/D采集卡1塊，凌華PXI-2206，動態(tài)數(shù)據(jù)采集板卡，16Bit 分辨率，64/32路單/雙端輸入，250KS/S采集速度，24路DI/O,具備 DMA和中斷采集模式，程控增益控制。
令D/A輸出卡2塊，選用凌華PXI-2502，技術(shù)指標(biāo)為12Bit分 辨率、8路電壓輸出、更新率1MS/S、 24路DI/0、配套接線端子板 DIN-68S。
令數(shù)字I/0卡2塊，選用凌華CPCI-7248， 48路TTL電平，配套 接線端子板DIN-100S。
429總線卡1塊，選用EXC-429/CPCI， 4發(fā)4收，傳輸速率 lOOKHz。
1.4系統(tǒng)電源
系統(tǒng)115V/400Hz、 28VDC、 220V/50Hz電源由飛機(jī)綜合航電試驗(yàn)臺 的飛機(jī)電源系統(tǒng)6提供，內(nèi)部配置一個直流電源模塊，輸入電源 220V/50Hz; il出包f舌土15V/4A， ±5V/4A， +28V/5A。
1. 5傳感器模擬單元
1.5. l熱電偶傳感器模擬單元
模擬原理見圖2。系統(tǒng)模擬發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)過程中T12(風(fēng)扇入口溫度)、 T25 (壓縮機(jī)進(jìn)口溫度)的實(shí)際工作過程。其中，T12和T25的激勵由 FADEC提供，激勵電流最大10mA。根據(jù)傳感器特性分析，系統(tǒng)采用數(shù) 字電位器X9C103模擬PT100輸出的電阻值(72Q 212Q對應(yīng)溫度-70 °C 300°C)。模擬每發(fā)雙通道需D0 15CH。系統(tǒng)由測控軟件根據(jù)發(fā)動機(jī) 模型實(shí)時輸出的電阻值，發(fā)出對應(yīng)的DOl、 D02和D03信號，實(shí)時控 制數(shù)字電位器X9C103改變電阻值模擬RTD的實(shí)際工作過程，然后將結(jié) 果電阻輸出送給FADEC(A)、 (B)通道進(jìn)行解算。
1.5.2差動式位移傳感器模擬單元
系統(tǒng)模擬發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)過程中FMV (燃油計(jì)量閥)、VBV (可調(diào)放氣
7閥)、VSV (可調(diào)定子葉片)、HTPACC (高壓渦輪間隙控制閥)、TBV (暫態(tài)放氣閥)、TRAS (反推作動筒)等作動筒反饋給FADEC的實(shí)時 LVDT位置信號。
根據(jù)LVDT特性要求，采用特制的電子變壓器模擬FADEC的激勵 負(fù)載，變壓器初級接FADEC激勵，次極輸出兩組固定波形的正弦信號 到后續(xù)電路，然后輸入到由集成運(yùn)放LF353組成的數(shù)字程控增益放大器 進(jìn)行幅度調(diào)節(jié)，即可得到一個可調(diào)的LVDT輸出波形，再送入FADEC 進(jìn)行解算。模擬原理見圖3。
其中，系統(tǒng)所選的X9312WP數(shù)字電位器為IOKQ、 100個抽頭。試
驗(yàn)過程中，由測控軟件根據(jù)發(fā)動機(jī)模型實(shí)時輸出的LVDT信號，通過
CPCI-7248對應(yīng)DO 口輸出信號，控制數(shù)字電位器按要求輸出規(guī)定的阻
值，從而改變Va和Vb的增益(K二RW/R1)幅度，并將結(jié)果送給FADEC 丄一 & Fa - M
進(jìn)行采集并結(jié)算—& + 每發(fā)雙通道共需D0 35CH。 1.5.3轉(zhuǎn)速傳感器模擬單元
Nl (風(fēng)扇轉(zhuǎn)速)、N2 (核心機(jī)轉(zhuǎn)速)、NG2 (液壓泵轉(zhuǎn)速)是FADEC 和EVM輸入的重要參數(shù)。轉(zhuǎn)速傳感器模型單元中采用ICL8038精密函 數(shù)發(fā)生器進(jìn)行模擬，該芯片是采用肖特基勢磊二極管等先進(jìn)工藝制成的 單片集成電路芯片，電源電壓范圍寬，穩(wěn)定度高，精度高且易用，具有 正弦函數(shù)信號輸出、其函數(shù)波形的頻率受外部電壓控制，頻率輸出范圍 為0.001Hz—lMHz。
試驗(yàn)中由計(jì)算機(jī)的D/A(左右共6路)發(fā)出信號0 10V，經(jīng)電壓轉(zhuǎn) 換為10~15V加到精密函數(shù)芯片8腳，芯片輸出信號頻率由0 5500HZ， 從而模擬轉(zhuǎn)速傳感器輸出，然后送FADEC和EVM進(jìn)行采集。轉(zhuǎn)速傳感 器模擬電路見圖4。
1.6閥控信號的檢測與試驗(yàn)件的激勵控制
試驗(yàn)臺的測控系統(tǒng)運(yùn)轉(zhuǎn)過程中會將FADEC對各種閥(起動閥、防 冰閥、點(diǎn)火器、油量閥)輸出的控制信號(士75mA)送入系統(tǒng)模擬監(jiān) 測電路，通過濾波整形后，再通過A/D輸入接口卡將該指令送入測控系 統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時顯示。測控系統(tǒng)在監(jiān)測到該控制量的同時，會在發(fā)動機(jī)的起 動、點(diǎn)火、反推、推力控制等動態(tài)和穩(wěn)態(tài)運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，將實(shí)時監(jiān)測的起動閥、反推繼電器、點(diǎn)火器等試驗(yàn)件的控制信號，通過模擬輸出電路驅(qū)
動外部試驗(yàn)件正常工作。系統(tǒng)需A/D14路，D/A8路。
這里以右發(fā)點(diǎn)火器的激勵控制邏輯加以說明。右發(fā)點(diǎn)火模擬系統(tǒng) 中，當(dāng)FADEC通過接口定義50針采集到座艙油門臺給出起動、點(diǎn)火指 令，且判斷右發(fā)運(yùn)轉(zhuǎn)到N2^7X時，便發(fā)出28V點(diǎn)火器激勵信號，此時 測控軟件通過模擬輸入接口卡A/D通道采集到該指令信號后，便實(shí)時通 過接口輸出卡D/A通道發(fā)送該信號，使右發(fā)點(diǎn)火繼電器吸合，便激勵右 發(fā)點(diǎn)火器A或B工作。此時，測控軟件通過接口定義50針將點(diǎn)火電壓 和電流狀態(tài)送EICU和DCU進(jìn)行監(jiān)測，同時送座艙EICAS指示。試驗(yàn) 中，試驗(yàn)臺需實(shí)時采集右發(fā)繼電器，點(diǎn)火電流，點(diǎn)火電壓的狀態(tài)，并保 持與發(fā)動機(jī)模型的實(shí)時交互。采用相同的模擬機(jī)理，系統(tǒng)可模擬其它繼 電器、試驗(yàn)件等故障狀態(tài)的相應(yīng)結(jié)果。 2.測控軟件模塊構(gòu)建與設(shè)計(jì)
測控軟件采用面向?qū)ο蟮腂orland C++Builder 6.0開發(fā)，模塊式
結(jié)構(gòu)，按照功能劃分為試驗(yàn)配置、測控通道標(biāo)定、試驗(yàn)過程控制、試驗(yàn) 數(shù)據(jù)處理四大模塊。
測控軟件流程見圖5。測控軟件開始21進(jìn)行后，便進(jìn)行系統(tǒng)狀態(tài)采 樣22，通過模擬/離散輸入接口卡檢測外部傳感器模擬單元、試驗(yàn)件的 狀態(tài)是否正確。如果正確，測控軟件運(yùn)轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)仿真模型24，將相應(yīng)的 輸出參數(shù)通過輸出接口卡分別送給FADEC的A、B通道25進(jìn)行信號采集、 同時FADEC通過發(fā)動機(jī)輸入?yún)?shù)和飛機(jī)座艙指令23的輸入?yún)?shù)，判斷 發(fā)動機(jī)處于起動、停車、還是反推狀態(tài)26，如果為No，測控系統(tǒng)反饋 故障狀態(tài)27并通過接口定義50針將其反饋給座艙指示，如果為Yes， 測控軟件便通過輸入接口卡采集FADEC和E工CU的控制量， 一則根據(jù)模 型輸出使傳感器模擬單元的數(shù)字電位器模擬相應(yīng)的閥位移、轉(zhuǎn)速、溫度 29, —則根據(jù)FADEC、 EICU控制器輸出的控制量控制起動繼電器或反推 繼電器開關(guān)30閉合，激勵起動閥、防冰閥試驗(yàn)件32實(shí)時工作，然后將 控制結(jié)果31送FADEC進(jìn)行解算并實(shí)時控制發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)，整個測控軟件 運(yùn)行過程中，系統(tǒng)會將發(fā)動機(jī)模型參數(shù)、飛機(jī)狀態(tài)、試驗(yàn)件狀態(tài)實(shí)時顯 示在軟件界面35上，并保存試驗(yàn)數(shù)據(jù)34。與此同時，系統(tǒng)可通過軟件 界面隨意設(shè)置故障狀態(tài)，并通過FADEC和座艙EICAS觀測系統(tǒng)響應(yīng)結(jié)果。
92.1試驗(yàn)配置
試驗(yàn)配置主要進(jìn)行試驗(yàn)環(huán)境的設(shè)置工作，包括系統(tǒng)工作路徑、A/D
通道、D/A通道、網(wǎng)絡(luò)通道、429總線以及各試驗(yàn)參數(shù)故障狀態(tài)等參數(shù) 的設(shè)置。
2. 2測控通道標(biāo)定
測控通道標(biāo)定能包括通道標(biāo)定、發(fā)動機(jī)模型自檢兩大功能。
其中，通道標(biāo)定功能包括輸入通道標(biāo)定、輸出通道標(biāo)定及數(shù)字I/O 通道標(biāo)定三大功能模塊。輸入通道標(biāo)定功能主要用于信號反饋通道的 零、滿點(diǎn)及量綱標(biāo)定，它具有程控增益、自動校零等功能；輸出通道標(biāo) 定功能主要用于模擬輸出通道電流的零、滿點(diǎn)調(diào)整及額定電流設(shè)置；數(shù) 字I/O通道標(biāo)定功能可對系統(tǒng)中所使用的數(shù)字I/O通道進(jìn)行檢查、設(shè)置。
發(fā)動機(jī)模型自檢功能主要用于檢查發(fā)動機(jī)軟件模型的運(yùn)行情況，可 由用戶設(shè)置簡單的發(fā)動機(jī)參數(shù)以觀察發(fā)動機(jī)模型的運(yùn)行狀態(tài)。
2. 3試驗(yàn)過程控制
試驗(yàn)過程控制是軟件的核心功能，它包括參數(shù)設(shè)置及控制兩大功能。
其中，試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置功能是進(jìn)行試驗(yàn)控制前必需進(jìn)行的操作步驟， 它用來設(shè)置進(jìn)行試驗(yàn)控制所必需的試驗(yàn)參數(shù)，包括基本通用參數(shù)設(shè)置、 發(fā)動機(jī)起動/點(diǎn)火/停車控制系統(tǒng)試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置、短艙防冰試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置、 發(fā)動機(jī)振動監(jiān)測試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置及反推系統(tǒng)試驗(yàn)參數(shù)設(shè)置五大功能模塊。
試驗(yàn)控制包括如下功能
a) 實(shí)時顯示試驗(yàn)數(shù)據(jù)、曲線；
b) 按時間函數(shù)關(guān)系實(shí)時存儲試驗(yàn)數(shù)據(jù)； C)控制參數(shù)實(shí)時調(diào)節(jié)；
d) 具有完善的故障檢測、故障報(bào)警
e) 實(shí)時網(wǎng)絡(luò)通訊及數(shù)據(jù)傳輸功能；
f) 各種功能試驗(yàn)的狀態(tài)模擬功能；
g) 各種功能試驗(yàn)的故障模擬功能； 2.4試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理主要用于對系統(tǒng)保存的
括頁面設(shè)置、數(shù)據(jù)處理及曲線處理等功能
故障保護(hù)功能;
控?cái)?shù)據(jù)進(jìn)行后期處理，它包 其中，頁面設(shè)置用于設(shè)置數(shù)
10據(jù)處理時的頁面布局，包括可打印頁面的上下邊距、頁眉、頁腳類型及 頁碼等參數(shù)。數(shù)據(jù)處理及曲線處理功能主要用于對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)回 放、曲線擬和，并打印數(shù)據(jù)報(bào)告、曲線報(bào)告。具有打印格式可選、數(shù)據(jù) 范圍可選、曲線放大/縮小等功能。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)發(fā)動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺，其特征在于，試驗(yàn)臺由接口定義50針(8)、左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(12)、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(9)、發(fā)動機(jī)電氣控制單元(11)、發(fā)動機(jī)振動檢測儀(13)、發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件(10)，以及測控系統(tǒng)(18)組成，其中，測控系統(tǒng)(15)包括模擬/離散輸入接口卡(14)、測控軟件(18)內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)仿真模型(17)、傳感器模擬單元(16)及接口輸出卡(19)組成；接口定義50針(8)的前端與飛機(jī)綜合航電系統(tǒng)試驗(yàn)臺(5)連接，后端分別與左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(12)、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(9)、發(fā)動機(jī)電氣控制單元(11)及發(fā)動機(jī)振動檢測儀(13)相應(yīng)的輸入接口連接，然后，左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(12)、右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(9)、發(fā)動機(jī)電氣控制單元(11)及發(fā)動機(jī)振動檢測儀(13)、試驗(yàn)件的輸出接口分別與測控系統(tǒng)(15)的模擬/離散輸入接口卡(14)、傳感器模擬單元(16)及接口輸出卡(19)連接。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)發(fā)動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺，其特征 在于，測控軟件(18)內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)仿真模型(17)，測控軟件根據(jù)發(fā)動 機(jī)模型實(shí)時輸出的信號控制傳感器模擬單元(16)實(shí)時輸出發(fā)動機(jī)對應(yīng) 的狀態(tài)信號，通過接口輸出卡(19)將其分別送給左發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字 電子控制器(12)和右發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器(9)的(A)、 (B) 通道、發(fā)動機(jī)電氣控制單元(11)及發(fā)動機(jī)振動檢測儀(13)進(jìn)行采集 和解算，同時，測控軟件(18)通過模擬/離散輸入接口卡(14)采集 發(fā)動機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器的控制量，并通過接口輸出卡(19)控制 外部的發(fā)動機(jī)試驗(yàn)件(10)和發(fā)動機(jī)模型實(shí)時運(yùn)轉(zhuǎn)并通過接口定義50 針(8)將發(fā)動機(jī)的狀態(tài)信號送給飛機(jī)綜合試驗(yàn)臺(5)的發(fā)動機(jī)座艙指 示告警系統(tǒng)(2)進(jìn)行狀態(tài)顯示和監(jiān)測。
全文摘要
本發(fā)明屬于“發(fā)動機(jī)試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)技術(shù)”領(lǐng)域。涉及一種飛機(jī)發(fā)動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺。飛機(jī)發(fā)動機(jī)動態(tài)仿真試驗(yàn)臺由接口定義50針、左右發(fā)全權(quán)限數(shù)字電子控制器、發(fā)動機(jī)電氣控制單元、發(fā)動機(jī)振動檢測儀、試驗(yàn)件及測控系統(tǒng)組成。測控系統(tǒng)包括模擬/離散輸入接口卡、內(nèi)嵌發(fā)動機(jī)仿真模型的測控軟件、傳感器模擬單元及輸出接口卡。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是功能完整，智能化高、響應(yīng)時間快，在沒有真實(shí)發(fā)動機(jī)的情況下，通過發(fā)動機(jī)仿真模型、電子模擬技術(shù)及動態(tài)仿真技術(shù)，準(zhǔn)確模擬飛機(jī)整個飛行包線內(nèi)動力裝置系統(tǒng)的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)工作過程及故障監(jiān)測結(jié)果。本發(fā)明也可用于飛機(jī)整機(jī)系統(tǒng)的動力裝置綜合控制系統(tǒng)的試驗(yàn)研究及機(jī)載試驗(yàn)件的功能研究。
文檔編號G01M15/00GK101561351SQ200910147119
公開日2009年10月21日 申請日期2009年6月4日 優(yōu)先權(quán)日2009年6月4日
發(fā)明者佟興嘉, 劉蘇彥, 芳 康, 張建亮, 馬海峰 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所