一种微型涡喷航空发动机地面测控系统技术方案

本发明专利技术公开了一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，该系统包括：工控机，其连接至电气控制单元；数据采集单元，其包括设置于发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至尾喷管，所述舵机控制模块连接至工控机。本发明专利技术所述系统可全面满足微型涡喷航空发动机的地面测试及转速控制、尾喷管角度控制。

【技术实现步骤摘要】
一种微型涡喷航空发动机地面测控系统
本专利技术为航空微型涡喷发动机地面测控系统中的模拟调理设备，属于航空地面测控领域，尤其涉及一种微型涡喷航空发动机地面测控系统。
技术介绍
在工业生产中，各种发动机在正式推向市场前都需要经过合格测试，测试参数有很多，比如说发动机的转速、油耗等。但是现有的测试系统大多比较分散、独立，只能单独采用某个测试仪器来测试某一项参数，而且具有通用的数据采集与测试模块，对于特定的发动机而言其测量的精度并不高，参数往往不符合工业需求，且还不能满足对一些特殊参数的测试。比如说应用在飞行器上的微型涡喷航空发动机，对其推力的研究对于飞行器的起飞、巡航、降落等动作都有着重要的影响，然而适用于该类型的发动机测控系统却少有报道。
技术实现思路
本专利技术的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。本专利技术还有一个目的是提供一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，其能够完成对发动机转速的控制、尾喷管俯仰角度和偏航角度的控制，并可通过8通道6分量风洞应变天平测得发动机在不同转速、以及不同的尾喷管俯仰角度和偏航角度下所受到的X、Y、Z三个方向的空气动力和力矩，这对于研究该类发动机的特性具有极其重要的作用，同时还为在飞行器上的使用提供了很好的技术支持。为了实现根据本专利技术的这些目的和其它优点，提供了以下技术方案：一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，其中，该系统包括：工控机，其连接至所述电气控制单元，以对发动机的转速进行控制；数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述舵机控制模块连接至工控机；其中，所述工控机根据第二数据采集卡输出的两路信号对舵机控制模块进行控制，且基于接收到的来自第一数据采集卡输出的信号进行发动机在当前转速和尾喷管处于当前俯仰角度和偏航角度时的空气动力、力矩测量。优选的是，所述风洞应变天平采用8通道6分量静态盒式风洞应变天平，该风洞应变天平通过双绞屏蔽线缆连接至第一数据采集卡。优选的是，所述第一数据采集卡采用8通道同步应变信号采集模块PXIe-4330。优选的是，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：信号调理箱，其设置在所述第二数据采集卡的数据接收前端；其中所述两个控制摇杆输出的两路电压输出信号经所述信号调理箱处理后送入第二数据采集卡测量。优选的是，所述数据采集单元还包括：采集发动机燃油量的燃油电子称、采集发动机所处试验环境大气压力的气压传感器、采集发动机所处试验环境温度的温度传感器、以及采集发动机供电电压大小的电压传感器和供电电流大小的电流传感器；其中，所述燃油电子称、气压传感器、温度传感器、电压传感器和电流传感器均电连接至信号调理箱，由信号调理箱输出至所述第二数据采集卡测量。优选的是，所述第二数据采集卡采用32通道多功能数据采集模块PXI-6289。优选的是，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡设置在一PXIe机箱内，并在该PXIe机箱内还设置有与二者通过PXIe总线连接的PXIe桥接模块，所述PXIe桥接模块连接至工控机。优选的是，所述舵机控制模块采用6通道PWM输出模块MI6606，其通过USB线连接至工控机。优选的是，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：分布在所述发电机试验环境的四组摄像装置、与所述四组摄像装置通讯连接的硬盘录像主机；其中，所述硬盘录像主机与所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱、舵机控制模块共同设置于一个机柜内，所述机柜位于一控制室，所述控制室内设置所述远程操作台，该远程操作台为一个三工位操作台，并在每个工位上设置有LCD显示屏。优选的是，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：供电单元，其接通市电为所述四组摄像装置及硬盘录像主机供电，并通过UPS电源为所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱和LCD显示屏提供电源，其中，所述供电单元还包括通过一急停按钮连接至UPS电源的程控电源，所述程控电源为发动机以及两个舵机供电，并与UPS电源共同设置在所述机柜内。本专利技术所述测控系统至少包括以下有益效果：所述微型涡喷航空发动机地面测控系统可满足微型涡喷航空发动机地面测试及转速控制、尾喷管角度控制目标，具体来说：可完成对试验环境温度、大气压力、发动机供电参数(供电电压、供电电流信号)及燃油重量等的测量，完成对8通道6分量天平信号的测量，完成对发动机工作状态参数的读取；可完成对发动机转速的控制、尾喷管俯仰角度和偏航角度的控制目标；可通过工控机及内置软件系统完成对测量参数的计算和保存工作，以及提供对重要参数监控报警，后台记录试验原始数据文件、试验初读数文件、监视数据文件和每次试验的测试数据报表文件；可完成对试验现场的全方位视频监控功能；另外，工控机内置软件系统还提供了用户管理、数据管理、数据回放、参数设置、系统校准等功能。本专利技术的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本专利技术的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。附图说明图1为本专利技术所述测控系统的总体工作原理框图；图2为本专利技术的其中一种实施例中发动机控制示意图；图3为本专利技术所述测控系统对发动机转动过程中所产生的天平信号测量示意简图；图4为本专利技术所述测控系统对尾喷管角度控制的原理框图；图5为本专利技术所述测控系统对发动机所处试验环境的数据采集原理框图；图6为本专利技术所述测控系统的机柜结构示意图；图7为本专利技术所述测控系统的三工位操作台结构示意图；图8为本专利技术所述测控系统的供电拓扑结构图；图9为本专利技术所述测控系统手动测试的流程图；图10为本专利技术所述测控系统自动测试的流程图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不排除一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。参见图1-4，本专利技术提供了一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元(简称ECU)，且发动机尾部设置有一个尾喷管(未示出)，其中该系统包括：工控机，其通过RS232串口连接至发动机的电气控制单元，以对发动机的转速进行控制(即这里给出了对发动机转速的其中一种控制方式：上位机通过串口与发动机的ECU进行通信，通过软件控制转速)；数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆(即图1中的操作杆)和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，其特征在于，该系统包括：工控机，其连接至所述电气控制单元，以对发动机的转速进行控制；数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述舵机控制模块连接至工控机；其中，所述工控机根据第二数据采集卡输出的两路信号对舵机控制模块进行控制，且基于接收到的来自第一数据采集卡输出的信号进行发动机在当前转速和尾喷管处于当前俯仰角度和偏航角度时的空气动力、力矩测量。

【技术特征摘要】
1.一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，其特征在于，该系统包括：工控机，其连接至所述电气控制单元，以对发动机的转速进行控制；数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述舵机控制模块连接至工控机；其中，所述工控机根据第二数据采集卡输出的两路信号对舵机控制模块进行控制，且基于接收到的来自第一数据采集卡输出的信号进行发动机在当前转速和尾喷管处于当前俯仰角度和偏航角度时的空气动力、力矩测量。2.如权利要求1所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述风洞应变天平采用8通道6分量静态盒式风洞应变天平，该风洞应变天平通过双绞屏蔽线缆连接至第一数据采集卡。3.如权利要求2所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述第一数据采集卡采用8通道同步应变信号采集模块PXIe-4330。4.如权利要求3所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述系统还包括：信号调理箱，其设置在所述第二数据采集卡的数据接收前端；其中所述两个控制摇杆输出的两路电压输出信号经所述信号调理箱处理后送入第二数据采集卡测量。5.如权利要求4所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述数据采集单元还包括：采集发动机燃油量的燃油电子称、采集发动机所处试验环境大气...

【专利技术属性】
技术研发人员：张永，王国金，王雄军，张文韬，
申请(专利权)人：四川迈迪测控技术有限公司，
类型：发明
国别省市：四川;51