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航空發動機燃滑油系統試驗裝置制造方法
【專利摘要】本發明涉及一種航空發動機燃滑油系統試驗裝置，包括連接接口和控制系統，所述的連接接口上設置有成對布置的壓力溫度組合模塊，分別與航空發動機燃滑油系統和試驗臺架連接臺架連接；控制系統包括主控制電路板的供電接口與供電系統連接，信號輸入輸出接口與連接接口上的網絡接口連接，每對壓力溫度組合模塊與調理模塊連接，供電接口、調理模塊、調理電路分別與主控制電路板相連。本發明在保證試驗設備快接安全可靠、方便快接的同時，可直接監控燃滑油系統的溫度、壓力等參數，并在安全、密封等方面具有良好的性能，更好的實現了快接裝置的智能化，完成滿足航空發動機試驗快速連接的要求。
【專利說明】 航空發動機燃滑油系統試驗裝置

【技術領域】
[0001]本發明涉及一種航空發動機燃滑油系統試驗裝置，用于航空發動機燃滑油系統與試驗臺架的快速連接并實現燃滑油系統的參數測量。

【背景技術】
[0002]航空發動機燃滑油系統在科研過程中或在修理后，需要進行裝機前的試驗，以檢驗系統的各項參數是否符合要求。試驗一般在專用試驗臺上進行，所述的試驗臺上設置有液壓系統，為試驗件提供燃滑油。在試驗過程中，需要測量液壓系統的溫度、壓力等參數，以便檢測控制發動機以及試車臺液壓系統的各種工作狀態。航空發動機燃滑油系統的連接裝置，要確保不改變發動機燃滑油系統性能的前提下完成系統的快接連接，以保證試驗設備的快速、穩定、可靠的要求。目前的航空發動機燃滑油系統與試驗臺的連接裝置，只是將燃滑油系統固定在試驗臺上，結構雖然簡單，可以實現重復使用，節約成本，但要測量系統的壓力、溫度等參數需要另外增加壓力、溫度等傳感器以及相關的測量管路以及電路，因此增加試車臺系統的復雜程度，并會影響到整個系統的安全可靠性，進而影響發動機燃滑油系統的性能試驗。目前，對集測量、采集、通訊以及快接功能的模塊裝置還沒有相關文獻資料做翔實的介紹和可供參閱，對智能快接的研究在國內尚屬空白。航空發動機試驗系統如果采用通用的快接裝置，從裝置合理性、安全性、密封性以及結構功能上還存在很多不足，還不能最大可能性地滿足航空發動機試驗快接要求。


【發明內容】

[0003]本發明的目的是提供一種航空發動機燃滑油系統試驗裝置，可以替代現有的裝置，克服傳統的試驗設備功能上的不足，在保證試驗設備快接安全可靠、方便快接的同時，可直接監控燃滑油系統的溫度、壓力等參數，并在安全、密封等方面具有良好的性能，更好的實現快接裝置的智能化，完成滿足航空發動機試驗快速連接的要求。
[0004]本發明的具體方案是:航空發動機燃滑油系統試驗裝置包括連接接口和控制系統，所述的連接接口上設置有成對布置的壓力溫度組合模塊，每對壓力溫度組合模塊分別通過壓力溫度機械接口與航空發動機燃滑油系統和試驗臺架連接臺架連接，連接接口還設置有供電系統，與中央工作臺連接的網絡接口 ；控制系統包括主控制電路板和設置在主控制電路板上信號輸入輸出接口、供電接口、供電模塊、通訊模塊、中央處理器、調理模塊，所述的供電接口通過屏蔽信號電纜與連接接口上的供電系統連接，并通過供電模塊及供電電路連接主控制電路板，為連接接口和控制系統的各電子元件供電，信號輸入輸出接口通過屏蔽信號電纜與連接接口上的網絡接口連接，并通過通訊模塊和通訊電路與主控制電路板相連，每對壓力溫度組合模塊的壓力溫度電氣接口通過屏蔽信號電纜與調理模塊連接，并通過調理模塊和調理電路與主控制電路板相連，主控制電路板通過中央控制電路與中央處理器相連，實現信號的實時通訊。所述的壓力溫度組合模塊包括壓力傳感器及調理板、溫度傳感器及調理板，根據航空發動機燃滑油測量的范圍，布置多個壓力傳感器和溫度傳感器，比如設置有四對八個，包括測量的壓力量程為11^,0.011%各兩個壓力傳感器和八個溫度量程為0?2301的溫度傳感器。所述的供電電路、通訊電路和中央控制電路設置在主控電路板上。
[0005]本發明試驗裝置固定在臺架上，通過編制控制程序，經中央控制電路與中央工作站進行數據傳輸；通過測試指令控制采集性能參數的序列，經過中央處理器處理后，將測試參數傳輸給主控系統的中央工作站，并反饋測試參數信號狀態。連接接口上的壓力溫度模塊具有多個量程，用于在具體的試驗過程中，對應著不同的量程，進行相應的選擇，進行航空發動機燃滑油系統的測試。本發明不需要增加額外的管路和電路，克服了傳統的試驗設備功能上的不足，在保證試驗設備快接安全可靠、方便快接的同時，可直接監控燃滑油系統的溫度、壓力等參數，并在安全、密封等方面具有良好的性能，更好的實現了快接裝置的智能化，完成滿足航空發動機試驗快速連接的要求。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0006]圖1為本發明的連接結構示意圖。

【具體實施方式】
[0007]如圖所示，航空發動機燃滑油系統試驗裝置包括連接接口 I和控制系統II，所述的連接接口 I上設置有成對布置的壓力溫度組合模塊匕，每對壓力溫度組合模塊匕分別通過壓力溫度機械接口 113與航空發動機燃滑油系統III和試驗臺架連接臺架IV連接，連接接口還設置有供電系統化，與中央工作臺連接的網絡接口 1(1；控制系統II包括主控制電路板2和設置在主控制電路板上信號輸入輸出接口 23、供電接口 21供電模塊2匕通訊模塊26、中央處理器2？、調理模塊況，所述的供電接口 26通過屏蔽信號電纜與連接接口 I上的供電系統化連接，并通過供電模塊2^及供電電路連接主控制電路板2，為連接接口 I和控制系統II的各電子元件供電，信號輸入輸出接口 23通過屏蔽信號電纜與連接接口 I上的網絡接口 1(1連接，并通過通訊模塊26和通訊電路與主控制電路板2相連，每對壓力溫度組合模塊匕的壓力溫度電氣接口通過屏蔽信號電纜與調理模塊況連接，并通過調理模塊
和調理電路與主控制電路板2相連，主控制電路板2通過中央控制電路與中央處理器2？相連，實現信號的實時通訊。所述的壓力溫度組合模塊匕包括壓力傳感器及調理板、溫度傳感器及調理板，根據航空發動機燃滑油測量的范圍，布置多個壓力傳感器和溫度傳感器，比如設置有四對八個，包括測量的壓力量程為011%各兩個壓力傳感器和八個溫度量程為0?2301的溫度傳感器。所述的供電電路、通訊電路和中央控制電路設置在主控電路板2上。
[0008]工作中，航空發動機燃滑油系統試驗裝置在完成與發動機燃滑油快接的同時，也完成航空發動機燃滑油系統的壓力、溫度通道的連接工作。試驗時，控制系統通過連接接口上的供電系統、供電電路供電，控制程序寫入中央處理器，中央工作站與試驗裝置進行數據傳輸，同時應用控制程序，通過信號輸入輸出接口實時掃描壓力溫度組合模塊中的數字量，并執行中央工作站及中央處理器的指令，與中央工作站進行實時狀態傳輸，完成航空發動機燃滑油系統的壓力、溫度參數測量，實現燃滑油系統性能參數的采集、處理，同時完成中央工作站實時性能參數的存儲、分析功能；并實時反饋壓力和溫度參數狀態，實現航空發動機燃滑油系統的試驗。
【權利要求】
1.一種航空發動機燃滑油系統試驗裝置，其特征是，所述的裝置包括連接接口( I )和控制系統(II )，所述的連接接口( I )上設置有成對布置的壓力溫度組合模塊(Ia)，每對壓力溫度組合模塊(Ia)分別通過壓力溫度機械接口(Ib)與航空發動機燃滑油系統(III)和試驗臺架連接臺架(IV)連接，連接接口還設置有供電系統(Ic)，與中央工作臺連接的網絡接口(Id);控制系統(II )包括主控制電路板(2)和設置在主控制電路板上信號輸入輸出接口(2a)、供電接口(2b)、供電模塊(2c)、通訊模塊(2e)、中央處理器(2f)、調理模塊(2g)，所述的供電接口(2b)通過屏蔽信號電纜與連接接口( I )上的供電系統(Ic)連接，并通過供電模塊(2c)及供電電路連接主控制電路板(2)，為連接接口( I )和控制系統(II )的各電子元件供電，信號輸入輸出接口(2a)通過屏蔽信號電纜與連接接口( I )上的網絡接口(Id)連接，并通過通訊模塊(2e)和通訊電路與主控制電路板(2)相連，每對壓力溫度組合模塊(Ia)的壓力溫度電氣接口(If)通過屏蔽信號電纜與調理模塊(2g)連接，并通過調理模塊(2g)和調理電路與主控制電路板(2)相連，主控制電路板(2)通過中央控制電路與中央處理器(2f)相連，實現信號的實時通訊。
2.如權利要求1所述的航空發動機燃滑油系統試驗裝置，其特征是，所述的壓力溫度組合模塊(Ia)包括壓力傳感器及調理板、溫度傳感器及調理板，根據航空發動機燃滑油測量的范圍，布置多個壓力傳感器和溫度傳感器。
3.如權利要求2所述的航空發動機燃滑油系統試驗裝置，其特征是，所述的壓力傳感器和溫度傳感器設置有四對八個，包括測量的壓力量程為10Mpa、lMpa、0.lMpa、0.0lMpa各兩個壓力傳感器和八個溫度量程為O?230°C的溫度傳感器。
4.如權利要求1所述的航空發動機燃滑油系統試驗裝置，其特征是，所述的供電電路、通訊電路和中央控制電路設置在主控電路板(2)上。
【文檔編號】G01M15/00GK104330262SQ201410568092
【公開日】2015年2月4日 申請日期:2014年10月23日 優先權日:2014年10月23日
【發明者】譚眾, 田小標, 樊大威, 于忠偉, 秦伯梁 申請人:哈爾濱東安發動機（集團）有限公司