一种飞机发动机动态仿真试验台

摘要

本发明属于“发动机试验设备和试验技术”领域。涉及一种飞机发动机动态仿真试验台。飞机发动机动态仿真试验台由接口定义50针、左右发全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元、发动机振动检测仪、试验件及测控系统组成。测控系统包括模拟/离散输入接口卡、内嵌发动机仿真模型的测控软件、传感器模拟单元及输出接口卡。本发明的优点是功能完整，智能化高、响应时间快，在没有真实发动机的情况下，通过发动机仿真模型、电子模拟技术及动态仿真技术，准确模拟飞机整个飞行包线内动力装置系统的动态和稳态工作过程及故障监测结果。本发明也可用于飞机整机系统的动力装置综合控制系统的试验研究及机载试验件的功能研究。

说明书

技术领域

本发明属于“发动机试验设备和试验技术”领域。涉及一种飞机发动机动态仿真试验台。

背景技术

先进飞机的动力装置综合控制系统涉及发动机全权限数字电子控制器(Full Authority Digital Electronic Control(FADEC))、发动机电气控制单元(Engine Interface Control Unit(EICU))、发动机振动检测仪(Engine Vibration Monitor(EVM))等机载控制设备的工作，以及这些设备与飞机航电、飞控、环控、起落架等系统的交联工作，系统间电子化、集成度、综合化程度高，系统间关系复杂、关联性强。因此，必须对动力装置系统进行各种功能试验和交联试验，验证动力装置综合控制系统的功能和性能；检查控制系统与飞机其它系统接口的兼容性；验证在真实的飞机综合环境下FADEC与飞机的匹配性；评估控制系统对飞机和发动机性能的改善程度，由此必须研制飞机动力装置综合控制系统试验台进行试验和设计验证。

目前，国内部分院所致力于开发FADEC控制系统，但只是将FADEC作为发动机的一个产品，研究其内部的算法、工作原理等，涉及到整机的动力装置综合控制系统功能验证试验设备尚属于空白。

国外先进的发动机综合控制系统试验台(美国GE公司)仅局限于发动机的FADEC控制系统功能设计和验证，无法考核飞机动力装置综合控制系统的设计；也无法提供飞机动力装置系统真实的机载试验环境，更不能考核FADEC与机载设备间的综合控制结果。

发明内容

本发明的目的是提供一种能够在测控软件(内嵌发动机数学模型)控制下，驱动各试验件正常工作，并能真实准确模拟发动机综合控制系统在整个飞行包线内的实际工作过程的试验设备。

本发明的技术解决方案是，飞机发动机动态仿真试验台由接口定义50针、左发动机全权限数字电子控制器、右发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元、发动机振动检测仪、发动机试验件(起动阀、防冰阀、点火器)，以及测控系统组成。其中，测控系统包括模拟/离散输入接口卡、内嵌发动机仿真模型的测控软件、传感器模拟单元及接口输出卡。接口定义50针的前端与飞机综合航电系统试验台连接，后端分别与左发动机全权限数字电子控制器、右发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元及发动机振动检测仪相应的输入接口连接。然后，通过左发动机全权限数字电子控制器、右发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元及发动机振动检测仪、试验件的输出接口分别与测控系统的模拟/离散输入接口卡、传感器模拟单元及接口输出卡连接。测控软件将发动机仿真模型作为系统的软件内核，会根据发动机模型实时输出的信号控制传感器模拟单元实时输出发动机对应的状态信号，通过输出接口卡将其分别送给左发动机全权限数字电子控制器和右发动机全权限数字电子控制器的两个通道、发动机电气控制单元及发动机振动检测仪进行采集和解算。同时，测控软件通过模拟/离散输入接口卡采集左右发动机全权限数字电子控制器的控制量，并通过输出接口卡控制外部的发动机试验件和发动机模型实时运转并通过接口定义50针将发动机的状态信号送给飞机综合试验台的发动机座舱指示告警系统进行状态显示和监测。

本发明具有的优点效果，本发明的优点是试验台功能完整、智能化和可靠性高、响应时间快，在没有真实发动机的情况下，通过发动机仿真模型、电子模拟技术及动态仿真技术，准确模拟飞机整个飞行包线内动力装置系统的动态和稳态工作过程；验证动力装置综合控制系统的功能和性能；检查控制系统与飞机其它系统接口的兼容性；验证在真实的飞机综合环境下FADEC与飞机的匹配性；评估控制系统对飞机和发动机性能的改善程度，是飞机首飞前不可或缺的动力装置综合控制系统试验设备，该发明也可用于其它型号飞机整机系统的动力装置综合控制系统的试验研究，及FADEC、EICU、EVM等机载试验件的功能研究。

本发明采用电子模拟方式激励整个控制系统的试验件工作。模拟传感器包括差动式位移传感器(LVDT)、转速传感器及热电偶传感器；模拟控制器包括伺服阀、电磁阀。系统软件开发中，采用实时采集模块、动态数据滤波和实时动态数据调整功能保证了参数检测和模拟的实时准确性。采用接口定义50针，确保动力装置系统的真实机载环境。

附图说明

图1试验台原理图

图2热电偶传感器模拟原理

图3LVDT传感器模拟原理

图4转速传感器模拟原理

图5测控软件流程图

具体实施方式

试验台由接口定义50针8、左发动机全权限数字电子控制器12、右发动机全权限数字电子控制器9、发动机电气控制单元11、发动机振动检测仪13、发动机试验件10，以及测控系统18组成，其中，测控系统15包括模拟/离散输入接口卡14、测控软件18内嵌发动机仿真模型17、传感器模拟单元16及输出接口卡19；接口定义50针8的前端与飞机综合航电系统试验台5连接，后端分别与左发动机全权限数字电子控制器12、右发动机全权限数字电子控制器9、发动机电气控制单元11及发动机振动检测仪13相应的输入接口连接，然后，左发动机全权限数字电子控制器12、右发动机全权限数字电子控制器9、发动机电气控制单元11及发动机振动检测仪13、试验件的输出接口分别与测控系统15的模拟/离散输入接口卡14、传感器模拟/信号调理单元16及输出接口卡19连接。

测控软件18内嵌发动机仿真模型17，测控软件根据发动机模型实时输出的信号控制传感器模拟/信号调理单元16实时输出发动机对应的状态信号，通过输出接口卡19将其分别送给左发动机全权限数字电子控制器12和右发动机全权限数字电子控制器9的A、B通道、发动机电气控制单元11及发动机振动检测仪13进行采集和解算，同时，测控软件18通过模拟/离散输入接口卡14采集发动机全权限数字电子控制器的控制量，并通过输出接口卡19控制外部的发动机试验件10和发动机模型实时运转并通过接口定义50针8将发动机的状态信号送给飞机综合试验台5的发动机座舱指示告警系统2进行状态显示和监测。

实施例

1.系统硬件组成及设计

系统采用PXI总线型控制系统模式，主要由接口定义50针、左右发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元、发动机振动检测仪、发动机试验件(起动阀、反推继电器、点火器)、测控系统、外部接口及其它附件组成。测控系统包括模拟/离散输入接口卡、内嵌发动机仿真模型的测控软件、传感器模拟单元及输出接口卡。接口定义50针前端与飞机综合航电系统试验台的接口输入/输出卡7的对应输入端连接，接口50针后端分别与左右发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元及发动机振动检测仪相应的输入接口连接。然后，通过左发动机全权限数字电子控制器、右发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元及发动机振动检测仪、试验件的输出接口分别与测控系统的模拟/离散输入接口卡、传感器模拟单元及接口输出卡连接。

接口定义50针前端信号包括飞机综合航电系统试验台对发动机仿真试验台的油门台1、起动/停车面板4，发动机座舱指示告警系统(EICAS)2、飞机航电系统装置3的指令信号，以及发动机全权限数字电子控制器、发动机电气控制单元及发动机振动检测仪和试验件反馈给EICAS和飞机航电系统装置DCU等信号，进行实时监测和显示。

1.1计算机

能够运行在Windows2000/XP环境下，3.0GHz CPU，180GB硬盘，2GB内存，128MB显卡，DVD光驱，3.5″软驱；外设：三星19″液晶。

1.2控制柜

系统整体结构布局采用两个威图标准工控机柜。分别为试验测控柜和试验件柜，两个工控柜间通过PXI总线连接。试验测控柜放置工业控制机、显示器及8口路由器。试验件柜底层放置系统电源；第二层为3UPXI系统插箱，内置所有输入输出接口板卡；第三层为4U抽屉式试验件插箱，放置试验用继电器、模拟负载；第四层为2U抽屉式插箱放置PMAT(便携式测试仪)；第五、六层为9U，分别放左右两个FADEC；七层为4U放置EICU、EVM。控制柜前面板，分别放置系统电源开关及其指示、左右发动机地面维护开关。传感器模拟单元置于机柜侧面，按左右对称分别接左右FADEC。后面板布置电源插座、与飞机航电系统及其它系统接口的6个50针接口插头、点火器外接插座及接口板卡端子。点火器、起动阀、防冰阀置于工控柜外部。

1.3PXI系统

PXI系统配置有A/D 64路、D/A 16路、DI/O 168路，429信号4发4收。系统板卡均配置在PXI机箱内。板卡具体指标如下：

◆PXI机箱：1台，凌华PXIS-2630机箱，3U 19″8槽，400W，1个系统槽(PXI-8570)，7个扩展槽，配PCI-8570，最大数据流132MB/s。

◆A/D采集卡：1块，凌华PXI-2206，动态数据采集板卡，16Bit分辨率，64/32路单/双端输入，250KS/S采集速度，24路DI/O，具备DMA和中断采集模式，程控增益控制。

◆D/A输出卡：2块，选用凌华PXI-2502，技术指标为：12Bit分辨率、8路电压输出、更新率1MS/S、24路DI/O、配套接线端子板DIN-68S。

◆数字I/O卡：2块，选用凌华CPCI-7248，48路TTL电平，配套接线端子板DIN-100S。

◆429总线卡：1块，选用EXC-429/CPCI，4发4收，传输速率100KHz。

1.4系统电源

系统115V/400Hz、28VDC、220V/50Hz电源由飞机综合航电试验台的飞机电源系统6提供，内部配置一个直流电源模块，输入电源220V/50Hz；输出包括±15V/4A，±5V/4A，+28V/5A。

1.5传感器模拟单元

1.5.1热电偶传感器模拟单元

模拟原理见图2。系统模拟发动机运转过程中T12(风扇入口温度)、T25(压缩机进口温度)的实际工作过程。其中，T12和T25的激励由FADEC提供，激励电流最大10mA。根据传感器特性分析，系统采用数字电位器X9C103模拟PT100输出的电阻值(72Ω～212Ω对应温度-70℃～300℃)。模拟每发双通道需DO 15CH。系统由测控软件根据发动机模型实时输出的电阻值，发出对应的DO1、DO2和DO3信号，实时控制数字电位器X9C103改变电阻值模拟RTD的实际工作过程，然后将结果电阻输出送给FADEC(A)、(B)通道进行解算。

1.5.2差动式位移传感器模拟单元

系统模拟发动机运转过程中FMV(燃油计量阀)、VBV(可调放气阀)、VSV(可调定子叶片)、HTPACC(高压涡轮间隙控制阀)、TBV(暂态放气阀)、TRAS(反推作动筒)等作动筒反馈给FADEC的实时LVDT位置信号。

根据LVDT特性要求，采用特制的电子变压器模拟FADEC的激励负载，变压器初级接FADEC激励，次极输出两组固定波形的正弦信号到后续电路，然后输入到由集成运放LF353组成的数字程控增益放大器进行幅度调节，即可得到一个可调的LVDT输出波形，再送入FADEC进行解算。模拟原理见图3。

其中，系统所选的X9312WP数字电位器为10KΩ、100个抽头。试验过程中，由测控软件根据发动机模型实时输出的LVDT信号，通过CPCI-7248对应DO口输出信号，控制数字电位器按要求输出规定的阻值，从而改变Va和Vb的增益(K＝RW/R1)幅度，并将结果送给FADEC进行采集并结算$L=k\frac{\mathrm{Va}-\mathrm{Vb}}{\mathrm{Va}+\mathrm{Vb}}.$每发双通道共需DO 35CH。

1.5.3转速传感器模拟单元

N1(风扇转速)、N2(核心机转速)、NG2(液压泵转速)是FADEC和EVM输入的重要参数。转速传感器模型单元中采用ICL8038精密函数发生器进行模拟，该芯片是采用肖特基势磊二极管等先进工艺制成的单片集成电路芯片，电源电压范围宽，稳定度高，精度高且易用，具有正弦函数信号输出、其函数波形的频率受外部电压控制，频率输出范围为0.001Hz-1MHz。

试验中由计算机的D/A(左右共6路)发出信号0～10V，经电压转换为10～15V加到精密函数芯片8脚，芯片输出信号频率由0～5500HZ，从而模拟转速传感器输出，然后送FADEC和EVM进行采集。转速传感器模拟电路见图4。

1.6阀控信号的检测与试验件的激励控制

试验台的测控系统运转过程中会将FADEC对各种阀(起动阀、防冰阀、点火器、油量阀)输出的控制信号(±75mA)送入系统模拟监测电路，通过滤波整形后，再通过A/D输入接口卡将该指令送入测控系统进行实时显示。测控系统在监测到该控制量的同时，会在发动机的起动、点火、反推、推力控制等动态和稳态运转过程中，将实时监测的起动阀、反推继电器、点火器等试验件的控制信号，通过模拟输出电路驱动外部试验件正常工作。系统需A/D 14路，D/A 8路。

这里以右发点火器的激励控制逻辑加以说明。右发点火模拟系统中，当FADEC通过接口定义50针采集到座舱油门台给出起动、点火指令，且判断右发运转到N2≥7％时，便发出28V点火器激励信号，此时测控软件通过模拟输入接口卡A/D通道采集到该指令信号后，便实时通过接口输出卡D/A通道发送该信号，使右发点火继电器吸合，便激励右发点火器A或B工作。此时，测控软件通过接口定义50针将点火电压和电流状态送EICU和DCU进行监测，同时送座舱EICAS指示。试验中，试验台需实时采集右发继电器，点火电流，点火电压的状态，并保持与发动机模型的实时交互。采用相同的模拟机理，系统可模拟其它继电器、试验件等故障状态的相应结果。

2.测控软件模块构建与设计

测控软件采用面向对象的Borland C++Builder 6.0开发，模块式结构，按照功能划分为试验配置、测控通道标定、试验过程控制、试验数据处理四大模块。

测控软件流程见图5。测控软件开始21进行后，便进行系统状态采样22，通过模拟/离散输入接口卡检测外部传感器模拟单元、试验件的状态是否正确。如果正确，测控软件运转发动机仿真模型24，将相应的输出参数通过输出接口卡分别送给FADEC的A、B通道25进行信号采集、同时FADEC通过发动机输入参数和飞机座舱指令23的输入参数，判断发动机处于起动、停车、还是反推状态26，如果为No，测控系统反馈故障状态27并通过接口定义50针将其反馈给座舱指示，如果为Yes，测控软件便通过输入接口卡采集FADEC和EICU的控制量，一则根据模型输出使传感器模拟单元的数字电位器模拟相应的阀位移、转速、温度29，一则根据FADEC、EICU控制器输出的控制量控制起动继电器或反推继电器开关30闭合，激励起动阀、防冰阀试验件32实时工作，然后将控制结果31送FADEC进行解算并实时控制发动机运转，整个测控软件运行过程中，系统会将发动机模型参数、飞机状态、试验件状态实时显示在软件界面35上，并保存试验数据34。与此同时，系统可通过软件界面随意设置故障状态，并通过FADEC和座舱EICAS观测系统响应结果。

2.1试验配置

试验配置主要进行试验环境的设置工作，包括系统工作路径、A/D通道、D/A通道、网络通道、429总线以及各试验参数故障状态等参数的设置。

2.2测控通道标定

测控通道标定能包括通道标定、发动机模型自检两大功能。

其中，通道标定功能包括输入通道标定、输出通道标定及数字I/O通道标定三大功能模块。输入通道标定功能主要用于信号反馈通道的零、满点及量纲标定，它具有程控增益、自动校零等功能；输出通道标定功能主要用于模拟输出通道电流的零、满点调整及额定电流设置；数字I/O通道标定功能可对系统中所使用的数字I/O通道进行检查、设置。

发动机模型自检功能主要用于检查发动机软件模型的运行情况，可由用户设置简单的发动机参数以观察发动机模型的运行状态。

2.3试验过程控制

试验过程控制是软件的核心功能，它包括参数设置及控制两大功能。

其中，试验参数设置功能是进行试验控制前必需进行的操作步骤，它用来设置进行试验控制所必需的试验参数，包括基本通用参数设置、发动机起动/点火/停车控制系统试验参数设置、短舱防冰试验参数设置、发动机振动监测试验参数设置及反推系统试验参数设置五大功能模块。

试验控制包括如下功能：

a)实时显示试验数据、曲线；

b)按时间函数关系实时存储试验数据；

c)控制参数实时调节；

d)具有完善的故障检测、故障报警、故障保护功能；

e)实时网络通讯及数据传输功能；

f)各种功能试验的状态模拟功能；

g)各种功能试验的故障模拟功能；

2.4试验数据处理

试验数据处理主要用于对系统保存的测控数据进行后期处理，它包括页面设置、数据处理及曲线处理等功能。其中，页面设置用于设置数据处理时的页面布局，包括可打印页面的上下边距、页眉、页脚类型及页码等参数。数据处理及曲线处理功能主要用于对试验数据进行数据回放、曲线拟和，并打印数据报告、曲线报告。具有打印格式可选、数据范围可选、曲线放大/缩小等功能。