一种双余度航空涡轴发动机状态监测装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本实用新型属于航空机载电子产品技术领域，实现匹配航空涡轴发动机状态监测，具体涉及参数采集、小信号处理、数据分析、趋势分析、总线通信、余度管理、虚拟仪表综合显示等技术。
【背景技术】
[0002]前期航空涡轴发动机主要是从国外引进的，由于技术保护总线数据无法获取，发动机参数采集显示都采用模拟式组合仪表，这已经严重影响了中国作战飞机的发展。用模拟式组合仪表来显示时，人机交互性差、数据无共享、精度低、无余度、可靠性差、体积大，其体积占据前舱的很大一部分，布局凌乱。随着装备需求的不断提高，传统的模拟式组合仪表已很难满足这些要求，必须实现发动机状态监测以及整个航电系统的综合化、数字化和智能化，才能提高飞机的整体性能，提出航空涡轴发动机进行数字化的状态监测。
【发明内容】
[0003]为了解决匹配航空涡轴发动机的状态参数采集、计算分析、存储、告警、综合显示、数据共享等问题，本实用新型的发明目的在于提供一种双余度航空涡轴发动机状态监测装置，用于提高航空涡轴发动机的工作可靠性、人机交互性，对航空涡轴发动机的应用起到有力保障，满足现代先进的航电系统要求。
[0004]本实用新型的发明目的通过以下技术方案实现:
[0005]一种双余度航空涡轴发动机状态监测装置，包含第一通道、第二通道，第一通道、第二通道之间通过并行接口交换数据、通道间的互检和余度管理，第一通道、第二通道分别包含信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块和电源模块，信号调理模块同时连接第一通道、第二通道中的数据采集处理模块，数据采集处理模块与显示模块连接，电源模块与信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块连接并提供电源，第一通道、第二通道的信号调理模块分别接收左发动机、右发动机上传感器信号、离散量信号和频率信号，将模拟量转换成单端或差分信号，将离散量信号和频率信号进行隔离和调理并将调理后的信号发送到第一通道、第二通道的中数据采集处理模块；数据采集模块同时与EECU1、EECU2和大气数据计算机通过ARINC429进行通讯，接收发动机、大气温度信息，结合信号调理模块调理后的信号进行采集、计算分析；显示模块将数据采集处理模块的采集、计算分析和接收的信息进行显示。
[0006]依据上述特征，所述数据采集处理模块为PC104嵌入式计算机。
[0007]依据上述特征，所述数据采集处理模块包含数据采集模块、处理器模块和ARINC429接口模块，数据采集模块与第一通道、第二通道的信号调理模块连接，RINC429接口模块与EE⑶1、EE⑶2和大气数据计算机连接，处理器模块与数据采集模块、ARINC429接口模块和显示模块连接，处理器模块对经过数据采集模块转化为数字信号的模拟信号、离散和频率信号以及RINC429接口模块接收的发动机、大气温度数据进行计算分析。
[0008]本实用新型的优点:第一、能够克服模拟式组合仪表的以上缺点，而且有显示质量高、显示方式灵活、易于判读、信息融合共享、集成度高、配置灵活、安装方便、通用性强、耗电小、重量轻等优点。它在飞行过程中大大降低了飞行员的工作负荷，为飞行员显示发动机的状态，使飞行员能够时时了解到发动机的工作情况，如发动机滑油压力、燃油压力、滑油温度、燃油温度、电源等参数，为多功能显示器提供备份显示信息，记录发动机工作历程及其他必要的信息。为EECU提供必要的参数，并输出发动机告警信号。提高作战效率；在发动机发生故障时能够发出发动机告警信息以保证飞行安全性，提高地勤人员地面的维护效率，提高飞机的出勤率。
[0009]第二、该系统能有效地监测航空涡轴发动机在运行的过程中的工作状态参数，以及这些参数的变化趋势，与他们的工作性能和故障状态及其发展趋势，为发动机的控制系统提供了可靠的依据。实时监测发动机的工作状态，连续记录和存储工作状态参数，能够有效提高发动机的安全性和可靠性，状态监测是发动机视情维护的重要措施之一，1、它可以迅速而准确的确定故障部位及故障严重程度，有利于确保飞机安全以及减少投入维修的人力、物力，缩短发动机的停止工作时间，提高飞机的利用率；2、它是实现先进的维修思想(从经验型的“以预防为主”的维修思想转向“以可靠性为中心”的维修思想)和维修方式(从单纯的定时维修方式转向定时维修、视情维修和状态监测三种方式)的必要手段与前提。3、它可以提高发动机的可靠性，提高飞机运行的安全性；缩短发动机的维修周期，简化维修步骤，降低维护成本。第四，它可以为飞行员提供了准确的发动机、滑油、燃油、液压、电源等重要系统信息，使飞行员能够掌握发动机当前运行状态，改善人机功效，提高任务完成率。
【附图说明】
[0010]图1为本实用新型的结构示意图。
【具体实施方式】
[0011]下面结合图1对本实用新型作进一步的详细说明。
[0012]如图1所示，本实用新型一种双余度航空涡轴发动机状态监测装置，通过机上电缆与发动机、传动系统、机上传感器和发动机电子控制装置(EECU)交联，通过数据总线和信号采集电路实时采集和监测发动机当前运行状态以及燃油系统、液压系统、滑油系统、电源系统信息，为飞行员提供准确的发动机各项参数指示。并对上述系统的故障信息给出告警指示和故障记录，保留必要的下载接口，供地面维护使用。
[0013]本实用新型采用双通道型式，包含有第一通道和第二通道，每个通道配置独立的信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块和电源模块，两个独立的数据采集处理和显示模块分别为置于一个机箱内的两个显示器提供综合显示信息。每个通道都能独立采集和处理左发动机和右发动机、EE⑶1、EE⑶2、大气数据以及直升机其它参数和信息。
[0014]电源模块为显示模块、数据采集处理模块、信号调理模块等提供所需供电电压。
[0015]每个通道中的信号调理模块分别接收发动机、右发动机上传感器信号、离散量信号和频率信号，模拟量转换成单端和差分的模拟信号，将离散和频率信号进行隔离和调理，调理后的信号送给第一通道和第二通道的数据采集处理模块。
[0016]数据采集处理模块每个通道各选用一个PC104嵌入式计算机，包括处理器模块、数据采集模块和ARINC429接口模块。数据采集模块将二个信号调理模块调理后的模拟信号、离散和频率信号采集并转化为数字信号交处理器模块进行运算处理，ARINC429接口模块通过与EECU1、EECU2和大气数据计算机进行通讯，接收发动机、大气温度等信息交处理器模块进行运算处理。
[0017]显示模块根据显示页面要求，有关数据处理后在处理器模块控制下，以虚拟仪表及图形、页面数据、告警字符等形式直接通过RS422送到综合显示器上，显示发动机参数和运行状态信息，可通过导光板上的按钮切换显示页面。
[0018]两通道处理器之间通过并行接口交换数据，进行通道间的互检和余度管理。
[0019]正常工作时，上通道主要处理主页面(发参信息页面)显示所需要的信息；下通道主要处理副页面显示所需要的滑油、燃油、液压、电源等信息。
[0020]在其中一个通道故障时，系统进入降级工作模式，在另一个通道显示复合信息页面，以保证飞行正常进行。
[0021]当直升机着陆时，显示飞行报告页。
[0022]以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本实用新型的保护范围。
【主权项】
1.一种双余度航空涡轴发动机状态监测装置，包含第一通道、第二通道，其特征在于:第一通道、第二通道之间通过并行接口交换数据、通道间的互检和余度管理，第一通道、第二通道分别包含信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块和电源模块，信号调理模块同时连接第一通道、第二通道中的数据采集处理模块，数据采集处理模块与显示模块连接，电源模块与信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块连接并提供电源，第一通道、第二通道的信号调理模块分别接收左发动机、右发动机上传感器信号、离散量信号和频率信号，将模拟量转换成单端或差分信号，将离散量信号和频率信号进行隔离和调理并将调理后的信号发送到第一通道、第二通道的中数据采集处理模块；数据采集模块同时与EE⑶1、EE⑶2和大气数据计算机通过ARINC429进行通讯，接收发动机、大气温度信息，结合信号调理模块调理后的信号进行采集、计算分析；显示模块将数据采集处理模块的采集、计算分析和接收的信息进行显示。
2.根据权利要求1所述的双余度航空涡轴发动机状态监测装置，其特征在于所述数据采集处理模块为PC104嵌入式计算机。
3.根据权利要求1所述的双余度航空涡轴发动机状态监测装置，其特征在于所述数据采集处理模块包含数据采集模块、处理器模块和ARINC429接口模块，数据采集模块与第一通道、第二通道的信号调理模块连接，RINC429接口模块与EE⑶1、EE⑶2和大气数据计算机连接，处理器模块与数据采集模块、ARINC429接口模块和显示模块连接，处理器模块对经过数据采集模块转化为数字信号的模拟信号、离散和频率信号以及RINC429接口模块接收的发动机、大气温度数据进行计算分析。
【专利摘要】一种双余度航空涡轴发动机状态监测装置，包含第一通道、第二通道，第一通道、第二通道之间通过并行接口交换数据、通道间的互检和余度管理，第一通道、第二通道分别包含信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块和电源模块，信号调理模块同时连接第一通道、第二通道中的数据采集处理模块，数据采集处理模块与显示模块连接，电源模块与信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块连接并提供电源。本实用新型能够解决航空涡轴发动机参数采集、分析、存储、告警、综合显示、数据共享等问题，有效时时地监测航空涡轴机发动机工作状态。
【IPC分类】G01M15-00, G01M15-02
【公开号】CN204286792
【申请号】CN201420743484
【发明人】房海华, 汪慧云, 李志强, 蔡磊, 孙文莉, 黄蓝
【申请人】中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所
【公开日】2015年4月22日
【申请日】2014年12月1日