航空发动机试车模块化故障排除装置及其故障排除方法

摘要

本发明涉及航空发动机试车模块化故障排除装置及其故障排除方法，该装置包括温度单元、温度扫描阀单元、压力单元、压力扫描阀单元、频率单元、VXI采集机箱和计算机，温度单元包括多个温度测量隔离模块，温度扫描阀单元为一个温度扫描阀，压力单元包括多个压力测量隔离模块和与压力测量隔离模块数量相同的压力变送器，压力扫描阀单元为一个压力扫描阀，频率单元包括多个频率测量隔离模块，本发明方法通过将测试通道参数进行归类单元模块化后快速更换排故，快速有效地排除同一类型测试故障，保障发动机试车测试故障的排除，提高发动机的试车效率和生产效率，保证了发动机试车质量及周期，结构灵活方便，对航空发动机试车工作具有一定的推广意义。

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及航空发动机试车模块化故障排除装置及其故 障排除方法。

背景技术

航空发动机试车是一项极其庞杂的系统工程，其涵盖试车工艺、测控、振动等诸多专业。 航空发动机试车不仅周期长，而且耗费巨大，航空发动机地面试车环境恶劣，测试项目近百 种，试车过程中极易出现各种故障，如振动超标、数据不稳定、信号失灵等故障，故障排除 需要占用大量时间，影响整体生产效率，大幅增大试车成本。目前，地面试车台均采用分散 测试，统一由数据采集系统测试，一旦出现某一个或多个信号测试失败，需要占用大量排故 时间来确定是某个或多个信号的线路、传感器、通讯等问题来解决，影响发动机生产效率。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提出航空发动机试车模块化故障排除装置及其故障排除方 法。

航空发动机试车模块化故障排除装置，包括温度单元、温度扫描阀单元、压力单元、压 力扫描阀单元、频率单元、VXI采集机箱和计算机；

所述温度单元包括多个温度测量隔离模块，所述温度扫描阀单元为一个温度扫描阀，所 述压力单元包括多个压力测量隔离模块和与压力测量隔离模块数量相同的压力变送器，所述 压力扫描阀单元为一个压力扫描阀，所述频率单元包括多个频率测量隔离模块；

所述温度单元中各个温度测量隔离模块的输入端通过第一32孔航空插头连接试车台航 空发动机温度传感器测点，温度单元中各个温度测量隔离模块的输出端通过第二32孔航空插 头连接VXI采集机箱；所述温度扫描阀单元中的温度扫描阀的各个通道的输入端通过第三32 孔航空插头连接试车台航空发动机温度测点，温度扫描阀单元的温度扫描阀的输出端通过第 一网线连接插头连接计算机；所述压力单元中的各个压力测量隔离模块的输入端分别连接一 个压力变送器，各个压力变送器的输入端通过测压软管连接试车台航空发动机压力测点，压 力单元中各个压力测量隔离模块的输出端通过第四32孔航空插头连接VXI采集机箱；所述 压力扫描阀单元的压力扫描阀的各个通道的输入端通过测压软管连接试车台航空发动机压力 测点，压力扫描阀单元的压力扫描阀的输出端通过第二网线连接插头连接计算机；所述频率 单元中各个频率测量隔离模块的输入端通过第五32孔航空插头连接试车台航空发动机频率 测点，频率单元中各个频率测量隔离模块的输出端通过第六32孔航空插头连接VXI采集机 箱；所述VXI采集机箱的输出端连接计算机。

所述温度单元，用于当试车台航空发动机某个或多个温度传感器测点的温度值显示异常 时，将温度单元中的温度测量隔离模块连接至该温度传感器测点，将该温度传感器测点的温 度测试采集通道用所述温度单元进行替换，若此时该温度测点的温度值显示正常，则该温度 传感器测点的温度测试采集通道故障，进行温度测试采集通道的更换的故障排除，若仍存在 温度值异常显示现象，则该温度传感器测点的温度测试采集通道的温度传感器故障，进行温 度测试采集通道的温度传感器的更换的故障排除；

所述温度扫描阀单元，用于当试车台航空发动机某个或多个用温度扫描阀测温的温度测 点的温度值显示异常时，将温度扫描阀单元中的温度扫描阀的通道连接至该温度测点，将该 温度测点的温度扫描阀测试采集通道用所述温度扫描阀单元的通道进行替换，进行该温度测 点的温度扫描阀测试采集通道的故障排除；

所述压力单元，用于当试车台航空发动机某个或多个压力测点的压力值显示异常时，将 压力单元中的压力测量隔离模块通过压力变送器连接的测压软管连接至该压力测点，将该压 力测点的压力测试采集通道用所述压力单元的通道进行替换，进行该压力测点的压力测试采 集通道的故障排除；

所述压力扫描阀单元，用于当试车台航空发动机某个或多个用压力扫描阀测压的压力测 点的压力值显示异常时，将压力扫描阀单元的压力扫描阀的通道通过测压软管连接至该压力 测点，将该压力测点的压力扫描阀测试采集通道用所述压力扫描阀单元的通道进行替换，进 行该压力测点的压力扫描阀测试采集通道的故障排除；

所述频率单元，用于当试车台航空发动机某个或多个频率测点的转速值或流量值显示异 常时，将频率单元中的频率测量隔离模块连接至该频率测点，将该频率测点的频率量测试采 集通道用所述频率单元进行替换，若此时频率值或流量值显示正常，则该频率测点的频率量 测试采集通道故障，进行频率量测试采集通道的更换的故常排除，若仍存在转速值或流量值 异常显示现象，则该频率测点的频率量测试采集通道的转速传感器或者流量传感器故障，进 行将该频率测点的频率量测试采集通道的转速传感器或者流量传感器的更换的故障排除；

所述VXI采集机箱，用于将温度单元、压力单元和频率单元采集的信号进行转换，传输 至计算机。

该装置还包括外壳，所述温度单元、温度扫描阀单元、压力单元、压力扫描阀单元和频 率单元设置于外壳内部；

所述第一32孔航空插头、第二32孔航空插头、第三32孔航空插头、第四32孔航空插 头、第五32孔航空插头、第六32孔航空插头、第一网线转接插头和第二网线转接插头设置 于外壳内；

所述外壳上还设置有过璧孔，用于转接压力软管；

所述各个温度测量隔离模块通过卡槽固定在一起，放置于外壳内；

所述温度扫描阀通过四个固定的螺钉固定在外壳上；

所述各个压力测量隔离模块通过卡槽固定在一起，放置于外壳内，各个压力变送器分别 通过钻孔固定在外壳内壁上；

所述压力扫描阀通过四个固定的螺钉固定在外壳上；

所述各个频率测量隔离模块通过卡槽固定在一起，放置于外壳内。

所述外壳上还设置有过璧孔，用于穿入测压软管。

采用航空发动机试车模块化故障排除装置进行故障排除的方法，包括以下步骤：

步骤1：当试车台航空发动机某个或多个温度传感器测点的温度值显示异常时，将温度 单元中的温度测量模块连接至该温度传感器测点，将该温度传感器测点的温度测试采集通道 用所述温度单元进行替换；

步骤2：判断此时该温度测点的温度值是否显示正常，若是，执行步骤3，否则，执行步 骤4；

步骤3：该温度传感器测点的温度测试采集通道故障，进行温度测试采集通道的更换的 故障排除，执行步骤5；

步骤4：该温度传感器测点的温度测试采集通道的温度传感器故障，进行温度测试采集 通道的温度传感器的更换的故障排除；

步骤5：当试车台航空发动机某个或多个用温度扫描阀测温的温度测点的温度值显示异 常时，将温度扫描阀单元中的温度扫描阀的通道连接至该温度测点，将该温度测点的温度扫 描阀测试采集通道用所述温度扫描阀单元的通道进行替换，进行该温度测点的温度扫描阀测 试采集通道的故障排除；

步骤6：当试车台航空发动机某个或多个压力测点的压力值显示异常时，判断该压力测 点是否为压力测量隔离模块的压力测量点，若是，则执行步骤7，否则，执行步骤8；

步骤7：将压力单元中的压力测量隔离模块通过压力变送器连接的测压软管连接至该压 力测点，将该压力测点的压力测试采集通道用所述压力单元的通道进行替换，进行该压力测 点的压力测试采集通道的故障排除，执行步骤9；

步骤8：将压力扫描阀单元的压力扫描阀的通道通过测压软管连接至该压力测点，将该 压力测点的压力扫描阀测试采集通道用所述压力扫描阀单元的通道进行替换，进行该压力测 点的压力扫描阀测试采集通道的故障排除；

步骤9：当试车台航空发动机某个或多个频率测点的转速值或流量值显示异常时，将频 率单元中的频率测量隔离模块连接至该频率测点，将该频率测点的频率量测试采集通道用所 述频率单元进行替换；

步骤10：判断此时频率值或流量值显示是否正常，若是，执行步骤11，否则，执行步骤 12；

步骤11：该频率测点的频率量测试采集通道故障，进行频率量测试采集通道的更换的故 常排除；

步骤12：该频率测点的频率量测试采集通道的转速传感器或者流量传感器故障，进行将 该频率测点的频率量测试采集通道的转速传感器或者流量传感器的更换的故障排除。

本发明的有益效果：

本发明提出航空发动机试车模块化故障排除装置及其故障排除方法，通过将测试通道参 数归类单元模块化后的快速更换排故的设计，快速有效地顺利排除同一类型测试故障，保障 发动机试车的测试故障的顺利排除，提高发动机的试车效率和生产效率，保证了发动机试车 质量及周期，结构灵活方便，对航空发动机试车工作具有一定的推广意义。

附图说明

图1为本发明具体实施方式中航空发动机试车模块化故障排除装置的结构示意图；

图2为本发明具体实施方式中航空发动机试车模块化故障排除装置的各个模块的连接关 系示意图；

其中，1-温度单元，2-温度扫描阀单元，3-压力单元，4-压力扫描阀单元，5-频率单元， 6-第一32孔航空插头，7-第二32孔航空插头，8-第三32孔航空插头，9-第四32孔航空插头， 10-第五32孔航空插头，11-第六32孔航空插头，12-第一网线转接插头，13-第二网线转接插 头，14-外壳，15-温度测量隔离模块，16-压力测量隔离模块，17-频率测量隔离模块，18-压 力变送器，19-过璧孔；

图3为本发明具体实施方式中航空该发动机试车模块化故障排除方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明具体实施方式加以详细的说明。

航空发动机试车模块化故障排除装置，如图1所示，包括温度单元1、温度扫描阀单元2、 压力单元3、压力扫描阀单元4、频率单元5、VXI采集机箱和计算机。

本实施方式中，温度单元1包括16个温度测量隔离模块15，温度测量隔离模块15的型 号为M5TS-24-R。

本实施方式中，温度扫描阀单元2为一个温度扫描阀，温度扫描阀的型号为DSA3250。

本实施方式中，压力单元3包括16个压力测量隔离模块16和16个压力变送器18，压 力测量隔离模块16的型号为M5VS-A6-R/K，压力变送器18的型号为德鲁克压力变送器。

本实施方式中，压力扫描阀单元4为一个压力扫描阀，压力扫描阀的型号为 DSA3207/3217。

本实施方式中，频率单元5包括16个频率测量隔离模块17，频率测量隔离模块17的型 号为TAIKELECTRICS3-VD-1-00A4C。

本实施方式中，如图2所示，温度单元1中的16个温度测量隔离模块的各个输入端通过 第一32孔航空插头6连接试车台航空发动机温度传感器测点，图中只示出部分连接线，温度 单元1中的16个温度测量隔离模块的输出端通过第二32孔航空插头7连接VXI采集机箱。

温度扫描阀单元2中的温度扫描阀的各个通道的输入端通过第三32孔航空插头8连接试 车台航空发动机温度测点，图中只示出部分连接线，温度扫描阀单元2的温度扫描阀的输出 端通过第一网线连接插头12连接计算机。

压力单元3中的16个压力测量隔离模块的各个输入端分别连接一个压力变送器18，压 力变送器18的输入端通过测压软管连接试车台航空发动机压力测点，图中只示出部分连接 线，压力单元3中16个压力测量隔离模块的输出端通过第四32孔航空插头9连接VXI采集 机箱。

压力扫描阀单元4的压力扫描阀的各个通道的输入端通过测压软管连接试车台航空发动 机压力测点，图中只示出部分连接线，压力扫描阀单元4的压力扫描阀的输出端通过第二网 线连接插头13连接计算机。

频率单元5中16个频率测量隔离模块17的各个输入端通过第五32孔航空插头10连接 试车台航空发动机频率测点，图中只示出部分连接线，频率单元5中16个频率测量隔离模块 17的输出端通过第六32孔航空插头11连接VXI采集机箱，VXI采集机箱的输出端连接计算 机。

温度单元1，用于当试车台航空发动机某个或多个温度传感器测点的温度值显示异常时， 将温度单元1中的温度测量隔离模块15连接至该温度传感器测点，将该温度传感器测点的温 度测试采集通道用所述温度单元1进行替换，若此时该温度测点的温度值显示正常，则该温 度传感器测点的温度测试采集通道故障，进行温度测试采集通道的更换的故障排除，若仍存 在温度值异常显示现象，则该温度传感器测点的温度测试采集通道的温度传感器故障，进行 温度测试采集通道的温度传感器的更换的故障排除。

温度扫描阀单元2，用于当试车台航空发动机某个或多个用温度扫描阀测温的温度测点 的温度值显示异常时，将温度扫描阀单元2中的温度扫描阀的通道连接至该温度测点，将该 温度测点的温度扫描阀测试采集通道用所述温度扫描阀单元2的通道进行替换，进行该温度 测点的温度扫描阀测试采集通道的故障排除。

压力单元3，用于当试车台航空发动机某个或多个压力测点的压力值显示异常时，将压 力单元3中的压力测量隔离模块16通过压力变送器18连接的测压软管连接至该压力测点， 将该压力测点的压力测试采集通道用所述压力单元3的通道进行替换，进行该压力测点的压 力测试采集通道的故障排除。

压力扫描阀单元4，用于当试车台航空发动机某个或多个用压力扫描阀测压的压力测点 的压力值显示异常时，将压力扫描阀单元4的压力扫描阀的通道通过测压软管连接至该压力 测点，将该压力测点的压力扫描阀测试采集通道用所述压力扫描阀单元4的通道进行替换， 进行该压力测点的压力扫描阀测试采集通道的故障排除。

频率单元5，用于当试车台航空发动机某个或多个频率测点的转速值或流量值显示异常 时，将频率单元5中的频率测量隔离模块17连接至该频率测点，将该频率测点的频率测试采 集通道用所述频率单元5进行替换，若此时频率值或流量值显示正常，则该频率测点的频率 测试采集通道故障，进行频率测试采集通道的更换的故常排除，若仍存在转速值或流量值异 常显示现象，则该频率测点的频率测试采集通道的转速传感器或者流量传感器故障，进行将 该频率测点的频率测试采集通道的转速传感器或者流量传感器的更换的故障排除。

VXI采集机箱，用于将温度单元、压力单元和频率单元采集的信号进行转换，传输至计 算机，本实施方式中，VXI采集机箱的型号为安捷伦E1421B。

该装置还包括外壳14，温度单元1、温度扫描阀单元2、压力单元3、压力扫描阀单元4、 和频率单元5设置于外壳14内部。

第一32孔航空插头6、第二32孔航空插头7、第三32孔航空插头8、第四32孔航空插 头9、第五32孔航空插头10、第六32孔航空插头11、第一网线转接插头12和第二网线转 接插头13设置于外壳14上。

外壳14上还设置有过璧孔19，用于转接测压软管。

16个温度测量隔离模块15通过卡槽固定在一起，放置于外壳14内。

温度扫描阀通过四个固定的螺钉固定在外壳14内。

16个压力测量隔离模块16通过卡槽固定在一起，放置于外壳14内，16个压力变送器 18分别通过钻孔固定在外壳14内壁上。

压力扫描阀通过四个固定的螺钉固定在外壳14内。

16个频率测量隔离模块17通过卡槽固定在一起，放置于外壳14内。

采用航空发动机试车模块化故障排除装置进行故障排除的方法，如图3所示，包括以下 步骤：

步骤1：当试车台航空发动机某个或多个温度传感器测点的温度值显示异常时，将温度 单元中的温度测量模块连接至该温度传感器测点，将该温度传感器测点的温度测试采集通道 用所述温度单元进行替换。

步骤2：判断此时该温度测点的温度值是否显示正常，若是，执行步骤3，否则，执行步 骤4。

步骤3：该温度传感器测点的温度测试采集通道故障，进行温度测试采集通道的更换的 故障排除，执行步骤5。

步骤4：该温度传感器测点的温度测试采集通道的温度传感器故障，进行温度测试采集 通道的温度传感器的更换的故障排除。

步骤5：当试车台航空发动机某个或多个用温度扫描阀测温的温度测点的温度值显示异 常时，将温度扫描阀单元中的温度扫描阀的通道连接至该温度测点，将该温度测点的温度扫 描阀测试采集通道用所述温度扫描阀单元的通道进行替换，进行该温度测点的温度扫描阀测 试采集通道的故障排除。

步骤6：当试车台航空发动机某个或多个压力测点的压力值显示异常时，判断该压力测 点是否为压力测量隔离模块的压力测量点，若是，则执行步骤7，否则，执行步骤8。

步骤7：将压力单元中的压力测量隔离模块通过压力变送器连接的测压软管连接至该压 力测点，将该压力测点的压力测试采集通道用所述压力单元的通道进行替换，进行该压力测 点的压力测试采集通道的故障排除，执行步骤9。

步骤8：将压力扫描阀单元的压力扫描阀的通道通过测压软管连接至该压力测点，将该 压力测点的压力扫描阀测试采集通道用所述压力扫描阀单元的通道进行替换，进行该压力测 点的压力扫描阀测试采集通道的故障排除。

步骤9：当试车台航空发动机某个或多个频率测点的转速值或流量值显示异常时，将频 率单元中的频率测量隔离模块连接至该频率测点，将该频率测点的频率测试采集通道用所述 频率单元进行替换。

步骤10：判断此时频率值或流量值显示是否正常，若是，执行步骤11，否则，执行步骤 12。

步骤11：该频率测点的频率测试采集通道故障，进行频率测试采集通道的更换的故常排 除。

步骤12：该频率测点的频率测试采集通道的转速传感器或者流量传感器故障，进行将该 频率测点的频率测试采集通道的转速传感器或者流量传感器的更换的故障排除。