航空發動機控制系統檢測裝置的制造方法
【專利摘要】本發明公開了一種航空發動機控制系統檢測裝置，包括適配器和計算機，計算機設置接口板卡，其中，適配器，用于與航空發動機控制系統的待測控制器和接口板卡相連以實現接口板卡與待測控制器之間的接口匹配；計算機，與適配器相連，用于嵌入發動機模型和發動機附件模型，模擬發動機工作信號和發動機附件工作信號，并經由適配器將模擬的發動機工作信號和發動機附件工作信號輸入給待測控制器以驅動待測控制器運行，并接收待測控制器經由適配器返送回來的運行結果以對待測控制器的性能和功能進行閉環檢測。本發明采用閉環控制，檢測精度和可信度高。
【專利說明】
航空發動機控制系統檢測裝置
技術領域
[0001]本發明涉及航空發動機檢測領域，特別地，涉及一種航空發動機控制系統檢測裝置。【背景技術】
[0002]航空發動機控制系統是發動機燃油與控制系統的重要組成部分，控制系統采集大氣壓力P0、大氣溫度T0、轉子轉速n、排氣溫度T5、滑油壓力開關信號p及由飛機操縱面板發送的操作指令，根據操作指令控制點火器點火裝置、燃油電磁閥、滑油電磁閥、電動燃油栗、 起動電機。控制系統根據控制規律調節燃油伺服控制裝置的控制電流，調節燃油輸油圈的回油量，從而控制發動機起動、穩態、加負載時的轉速，當發動機出現故障時，控制系統控制發動機停車，并發出相應的故障指示。同時控制系統還輸出開關信號、RS422通訊數據、 RS232通訊數據(其他通訊總線如Arinc429總線等)實時顯示空氣發生器的各種工作狀態信息。而現有的航空發動機控制系統的檢測裝置采用手動檢測、開環檢測的方式對待測控制器進行控檢測，檢測的可信度和精度偏低。
[0003]因此，現有的航空發動機控制系統檢測裝置檢測的可信度和精度偏低，是一個亟待解決的技術問題。
【發明內容】
[0004]本發明提供了一種航空發動機控制系統檢測裝置，以解決現有的航空發動機控制系統檢測裝置檢測的可信度和精度偏低的技術問題。
[0005]本發明采用的技術方案如下:
[0006]本發明提供一種航空發動機控制系統檢測裝置，包括適配器和計算機，計算機設置接口板卡，其中，適配器，用于與航空發動機控制系統的待測控制器和接口板卡相連以實現接口板卡與待測控制器之間的接口匹配;計算機，與適配器相連，用于嵌入發動機模型和發動機附件模型，模擬發動機工作信號和發動機附件工作信號，并經由適配器將模擬的發動機工作信號和發動機附件工作信號輸入給待測控制器以驅動待測控制器運行，并接收待測控制器經由適配器返送回來的運行結果以對待測控制器的性能和功能進行閉環檢測。
[0007]進一步地，計算機包括檢測模塊，檢測模塊，用于對航空發動機控制系統輸入對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度，并且檢測航空發動機控制系統在對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度下是否做出相應的響應以確定航空發動機控制系統的故障報警保護功能的可靠性。
[0008]進一步地，檢測模塊包括轉子轉速檢測單元，轉子轉速檢測單元用于檢測輸入航空發動機控制系統的轉子轉速的轉速頻率若達到設定的轉速頻率閾值時，航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定航空發動機控制系統的轉子轉速故障報警保護功能的可靠性。
[0009]進一步地，檢測模塊還包括滑油壓力檢測單元，滑油壓力檢測單元用于檢測輸入航空發動機控制系統的滑油壓力若達到設定的滑油壓力閾值時，航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定航空發動機控制系統的滑油壓力故障報警保護功能的可靠性。
[0010]進一步地，檢測模塊還包括排氣溫度檢測單元，排氣溫度檢測單元用于檢測輸入航空發動機控制系統的排氣溫度若達到設定的排氣溫度閾值時，航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定航空發動機控制系統的排氣溫度故障報警保護功能的可靠性。
[0011]進一步地，計算機還包括調節模塊，調節模塊用于采集航空發動機控制系統的實際轉子轉速，并對采集的航空發動機控制系統的實際轉速與輸入航空發動機控制系統的轉子轉速進行PID運算，通過調整航空發動機控制系統中的燃油伺服控制裝置的控制電流來調節航空發動機控制系統中的燃油輸油圈的回油量，以閉環控制航空發動機控制系統中的發動機的轉子轉速。
[0012]進一步地，適配器包括DI/D0(數字量輸入/數字量輸出)調理模塊、A/D調理模塊和D/A調理模塊，DI/D0調理模塊、A/D調理模塊和D/A調理模塊分別與航空發動機控制系統和接口板卡相連，DI/D0調理模塊，用于將采集的航空發動機控制系統的開關量進行光電隔離，并將光電隔離的開關量調理為接口板卡可接收的TTL信號;A/D調理模塊包括電壓調理單元、電流電壓轉換單元和熱電偶調理單元，電壓調理單元，用于將待測控制器輸出的電壓信號進行隔離和濾波處理；電流電壓轉換單元，用于將待測控制器輸出的電流信號進行電流轉電壓調理，并對調理的電壓進行隔離和濾波;熱電偶調理單元，用于將毫伏級熱電偶信號進行隔離、放大和濾波處理;D/A調理模塊，用于對電壓信號進行隔離衰減以模擬熱電偶溫度信號。
[0013]進一步地，適配器還包括TTL頻率輸入模塊，TTL頻率輸入模塊，用于與航空發動機控制系統相連并將待測控制器輸出的TTL方波進行光電隔離。
[0014]進一步地，適配器還包括狀態指示燈，狀態指示燈，用于與航空發動機控制系統相連并顯示開關量的輸出狀態。
[0015]進一步地，適配器還包括電壓轉換模塊，電壓轉換模塊，與DI/D0調理模塊、A/D調理模塊、D/A調理模塊、TTL頻率輸入模塊和狀態指示燈相連，用于將直流供電電壓調理后輸出穩定的工作電壓以向DI/D0調理模塊、A/D調理模塊、D/A調理模塊、TTL頻率輸入模塊和狀態指示燈供電。
[0016]本發明具有以下有益效果:
[0017]本發明提供的航空發動機控制系統檢測裝置，嵌入發動機模型和發動機附件模型，模擬發動機工作信號和發動機附件工作信號，將模擬的發動機工作信號和發動機附件工作信號輸入給待測控制器以驅動待測控制器運行，同時接收待測控制器經由適配器返送回來的運行結果以對待測控制器的性能和功能進行閉環檢測。本發明采用閉環控制，檢測精度和可信度高。
[0018]除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。下面將參照圖，對本發明作進一步詳細的說明。
【附圖說明】
[0019]構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:
[0020]圖1是本發明航空發動機控制系統檢測裝置第一實施例的功能框圖；
[0021]圖2是圖1中計算機的功能模塊示意圖；
[0022]圖3是圖2中檢測模塊的功能模塊示意圖；
[0023]圖4是本發明航空發動機控制系統檢測裝置第二實施例的功能框圖；[〇〇24]圖5是圖4中A/D調理模塊的功能模塊示意圖；
[0025]圖6是本發明航空發動機控制系統檢測裝置軟件設計流程圖；
[0026]圖7是本發明航空發動機控制系統檢測裝置閉環檢測框圖。[〇〇27] 附圖標注說明:[〇〇28]10、適配器;20、計算機;21、接口板卡;22、檢測模塊;23、調節模塊;221、轉子轉速檢測單元;222、滑油壓力檢測單元;223、排氣溫度檢測單元；1UDI/D0調理模塊；12、A/D調理模塊；13、D/A調理模塊；121、電壓調理單元；122、電流電壓轉換單元；123、熱電偶調理單元;14、TTL頻率輸入模塊;15、狀態指示燈;16、電壓轉換模塊。【具體實施方式】
[0029]需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本發明。
[0030]參照圖1，本發明的優選實施例提供了一種航空發動機控制系統檢測裝置，包括適配器10和計算機20,計算機20設置接口板卡21，其中，計算機可以為工業控制計算機、VXI平臺、PC104平臺、PXI平臺、R10平臺等，接口板卡21可以為PCI總線、PXI總線的接口卡等。適配器10,用于與航空發動機控制系統的待測控制器和接口板卡21相連以實現接口板卡21與待測控制器之間的接口匹配;計算機20,與適配器10相連，用于嵌入發動機模型和發動機附件模型，模擬發動機工作信號和發動機附件工作信號，并經由適配器10將模擬的發動機工作信號和發動機附件工作信號輸入給待測控制器以驅動待測控制器運行，并接收待測控制器經由適配器10返送回來的運行結果以對待測控制器的性能和功能進行閉環檢測。本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，采用虛擬儀器、數據庫(如SQL SERVER 2000)等技術設計檢測軟件，對硬件資源進行合理調度，以實現自動檢測，數據保存，回放、報表生成等功能。設計RS422、RS232通訊接口電路(其他通訊總線如Arinc429總線)，按通訊協議設計通訊軟件對RS422、RS232數據進行解析和顯示，在檢測軟件的工作下以特定的、固化的檢測邏輯與檢測規律實現航空發動機控制系統的自動檢測、實時監控。航空發動機控制系統檢測裝置的計算機平臺擴展以太網、光纖通訊便于信息化管理。待測控制器、適配器10和計算機20 通過轉接電纜相連，具體地，轉接電纜分為計算機20與適配器10的板卡電纜、適配器10內部電纜、適配器10與待測控制器的航插電纜。電纜的設計、裝配考慮EMC屏蔽要求，普通信號線采用雙絞屏蔽線，屏蔽層可靠接地;頻率信號采用屏蔽線進行傳輸。
[0031]本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，嵌入發動機模型和發動機附件模型，模擬發動機工作信號和發動機附件工作信號，將模擬的發動機工作信號和發動機附件工作信號輸入給待測控制器以驅動待測控制器運行，同時接收待測控制器經由適配器返送回來的運行結果以對待測控制器的性能和功能進行閉環檢測。本實施例采用閉環控制，檢測精度和可信度高。
[0032]優選地，如圖2所示，本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，計算機20包括檢測模塊22，檢測模塊22，用于對航空發動機控制系統輸入對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度，并且檢測航空發動機控制系統在對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度下是否做出相應的響應以確定航空發動機控制系統的故障報警保護功能的可靠性。例如，航空發動機控制系統檢測裝置檢測航空發動機控制系統的燃氣溫度低檢測功能是否正常時，是通過檢測航空發動機控制系統檢測裝置在輸入燃氣溫度小于Trc時，航空發動機控制系統是否報故障，同時停車保護來確定的。
[0033]本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，通過對對航空發動機控制系統輸入對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度，并且檢測航空發動機控制系統在對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度下是否做出相應的響應以確定航空發動機控制系統的故障報警保護功能的可靠性，提高檢測精度和可信度。
[0034]優選地，如圖3所示，本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，檢測模塊22包括轉子轉速檢測單元221，轉子轉速檢測單元221用于檢測輸入航空發動機控制系統的轉子轉速的轉速頻率若達到設定的轉速頻率閾值時，航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定航空發動機控制系統的轉子轉速故障報警保護功能的可靠性。例如，
[0035]檢測模塊22還包括滑油壓力檢測單元222，滑油壓力檢測單元222用于檢測輸入航空發動機控制系統的滑油壓力若達到設定的滑油壓力閾值時，航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定航空發動機控制系統的滑油壓力故障報警保護功能的可靠性。例如，
[0036]檢測模塊22還包括排氣溫度檢測單元223，排氣溫度檢測單元223用于檢測輸入航空發動機控制系統的排氣溫度若達到設定的排氣溫度閾值時，航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定航空發動機控制系統的排氣溫度故障報警保護功能的可靠性。例如，
[0037]本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，采用轉子轉速檢測單元、滑油壓力檢測單元和排氣溫度檢測單元通過模擬轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度來檢測航空發動機控制系統故障報警保護功能的可靠性，從而提高檢測精度和可信度。
[0038]優選地，參見圖2，本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，計算機20還包括調節模塊23，調節模塊23用于采集航空發動機控制系統的實際轉子轉速，并對采集的航空發動機控制系統的實際轉速與輸入航空發動機控制系統的轉子轉速進行PID運算，通過調整航空發動機控制系統中的燃油伺服控制裝置的控制電流來調節航空發動機控制系統中的燃油輸油圈的回油量，以閉環控制航空發動機控制系統中的發動機的轉子轉速。
[0039]本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，通過閉環控制抽來調整航空發動機控制系統中的發動機的轉子轉速，從而提高檢測精度和可信度。
[0040]優選地，如圖4和圖5所示，本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，適配器10包括DI/D0調理模塊11、A/D調理模塊12和D/A調理模塊13，DI/D0調理模塊11、A/D調理模塊12和D/A調理模塊13分別與航空發動機控制系統和接口板卡21相連，DI/D0調理模塊11，用于將采集的航空發動機控制系統的開關量進行光電隔離，并將光電隔離的開關量調理為接口板卡21可接收的TTL信號;A/D調理模塊12包括電壓調理單元121、電流電壓轉換單元122和熱電偶調理單元123，電壓調理單元121，用于將待測控制器輸出的電壓信號進行隔離和濾波處理；電流電壓轉換單元122，用于將待測控制器輸出的電流信號進行電流轉電壓調理，并對調理的電壓進行隔離和濾波;熱電偶調理單元123,用于將毫伏級熱電偶信號進行隔離、放大和濾波處理;D/A調理模塊13,用于對電壓信號進行隔離衰減以模擬熱電偶溫度信號。
[0041]適配器10還包括TTL頻率輸入模塊14,其中，TTL頻率輸入模塊14,用于與航空發動機控制系統相連并將待測控制器輸出的TTL方波進行光電隔離。適配器10還包括狀態指示燈15,具體地，狀態指示燈15,用于與航空發動機控制系統相連并顯示開關量的輸出狀態。 適配器10還包括電壓轉換模塊16,電壓轉換模塊16與DI/D0調理模塊11、A/D調理模塊12、D/ A調理模塊13、TTL頻率輸入模塊14和狀態指示燈15相連，用于將直流供電電壓調理后輸出穩定的工作電壓以向DI /D0調理模塊11、A/D調理模塊12、D/A調理模塊13、TTL頻率輸入模塊 14和狀態指示燈15供電。
[0042]本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，采用適配器進行相應信號的調理，以使調理的信號能夠被相應的功能模塊或的待測控制器采集，以實現接口板卡與待測控制器的接口匹配，提高信號兼容性。
[0043]優選地，本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，控制系統檢測軟件框架如圖6所示，系統檢測分自動檢測和分步檢測兩種類型，需對航空發動機控制系統的起動檢測、假起動檢測、故障燈檢測、轉速信號不足檢測、燃氣溫度低檢測、最低允許轉速檢測、滑油壓力不足檢測、超溫檢測、超轉檢測和轉速下降檢測共10個檢測項目進行檢測。其中，自動檢測是自動、依次按序地完成10個檢測項目的檢測；而分步檢測可選擇具體的某個檢測項目進行檢測。其設計流程，參見圖6。整個檢測過程的步驟如下所示:
[0044]1)第一階段:起動檢測模塊模擬控制系統的工作過程；
[0045]2)第二階段:假起動檢測模塊模擬控制系統的假起動工作過程；
[0046]3)第三階段:故障燈檢測模塊模擬控制系統的故障燈檢測功能，自動檢測控制系統的故障燈是否能正常使用；[〇〇47]4)第四階段:轉速信號不足檢測的功能是檢測輸入轉速頻率低于NIHz時，控制系統是否報故障，同時停車保護；
[0048]5)第五階段:燃氣溫度低檢測的功能是檢測控制系統在輸入燃氣溫度小于T1°C時，控制系統是否報故障，同時停車保護；[〇〇49]6)第六階段:最低允許轉速檢測的功能是檢測控制系統轉速頻率沒有達到N2Hz，控制系統運行T0秒時是否報故障，同時停車保護；
[0050]7)第七階段:滑油壓力不足檢測主要實現正常工作Tls前T2s后，斷開“滑油壓力低開關”，指示燈燈亮，T3s后控制系統報故障，同時停車保護；
[0051]8)第八階段:燃氣溫度超溫檢測主要實現正常工作Tls前T2s后，調節燃氣溫度大于T2°C，T5s后，控制系統報故障，同時停車保護；[〇〇52]9)第九階段:超轉檢測的功能是檢測控制系統在輸入轉速頻率N3Hz，T0s后控制系統的指示燈亮，報故障，同時停車保護；[〇〇53]10)第十階段:轉速下降檢測的功能是檢測控制系統在正常起動TOs時，輸入轉速頻率下降至N4Hz時，維持T6s后，控制系統報故障，同時停車保護。[〇〇54]在第一階段時，依照控制器起動控制規律，起動后第T1秒轉速進入閉環算法，按照設定的發動機轉速與控制器輸出電流的對應關系來計算轉速;而在T1秒前，轉速為開環控制，按固定頻率輸出。
[0055]為構成閉環檢測環境，搭建發動機模型是其中的關鍵一環。控制系統的閉環檢測原理框圖如圖7所示。
[0056]待測控制器采用轉速閉環控制模擬，測量航空發動機的實時轉速，根據其與預定轉速差值進行PID運算，從而調整燃油伺服控制裝置的控制電流來調節燃油輸油圈的回油量以控制航空發動機的轉速。
[0057]結合控制器的閉環控制原理框圖，本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，對發動機模型進行簡易處理，僅考慮發動機轉速與控制器輸出電流的關系，在二者間建立函數關系。忽略其余發動機參數，如發動機排氣溫度為開環控制，方便檢測控制器溫度指示、溫度保護功能。從而建立發動機轉速與控制器輸出電流的對應關系為:
[0058]ngk = ki X eic+k2/eicdt+k3 X eic+ngk-1 (I)
[0059]其中:
[0060]ngk——k時刻的發動機轉速；
[0061 ] ngk-ι——k-1時刻的發動機轉速；
[0062 ] e ?ο——k時刻控制器輸出電流與k-1時刻控制器輸出電流的差值；
[0063]kl、k2、k3——計算系數，kl為0.7531，k2為1.247，k3為0.002。
[0064]本實施例提供的航空發動機控制系統檢測裝置，滿足系統的精度要求，實時性高，系統的動態性能優良。對航空發動機控制系統的轉子轉速、環境壓力、環境溫度、排氣溫度等參數作相應的處理和檢測，提高了航空發動機控制系統的檢測的準確性和一致性。數字化自動檢測方法符合檢測裝置向模塊化、虛擬化儀器集成方向發展，為解決測量范圍寬、多功能、多變量、多任務、復雜狀態的控制系統的檢測問題提供了軟硬件平臺。
[0065]以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于，包括適配器(10)和計算機(20)，所述計算機(20)設置接口板卡(21)，其中， 所述適配器(10)，用于與所述航空發動機控制系統的待測控制器和所述接口板卡(21)相連以實現所述接口板卡(21)與所述待測控制器之間的接口匹配； 所述計算機(20)，與所述適配器(10)相連，用于嵌入發動機模型和發動機附件模型，模擬發動機工作信號和發動機附件工作信號，并經由所述適配器(10)將模擬的所述發動機工作信號和所述發動機附件工作信號輸入給所述待測控制器以驅動所述待測控制器運行，同時接收所述待測控制器經由所述適配器(10)返送回來的運行結果以對所述待測控制器的性能和功能進行閉環檢測。2.根據權利要求1所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于， 所述計算機(20)包括檢測模塊(22)，所述檢測模塊(22)，用于對所述航空發動機控制系統輸入對應的轉子轉速、滑油壓力和排氣溫度，并且檢測所述航空發動機控制系統在對應的所述轉子轉速、所述滑油壓力和所述排氣溫度下是否做出相應的響應以確定所述航空發動機控制系統的故障報警保護功能的可靠性。3.根據權利要求2所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于， 檢測模塊(22)包括轉子轉速檢測單元(221)，所述轉子轉速檢測單元(221)用于檢測輸入所述航空發動機控制系統的轉子轉速的轉速頻率若達到設定的轉速頻率閾值時，所述航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定所述航空發動機控制系統的轉子轉速故障報警保護功能的可靠性。4.根據權利要求3所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于， 檢測模塊(22)還包括滑油壓力檢測單元(222)，所述滑油壓力檢測單元(222)用于檢測輸入所述航空發動機控制系統的滑油壓力若達到設定的滑油壓力閾值時，所述航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定所述航空發動機控制系統的滑油壓力故障報警保護功能的可靠性。5.根據權利要求3或4所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于， 檢測模塊(22)還包括排氣溫度檢測單元(223)，所述排氣溫度檢測單元(223)用于檢測輸入所述航空發動機控制系統的排氣溫度若達到設定的排氣溫度閾值時，所述航空發動機控制系統是否報故障并且停車保護以確定所述航空發動機控制系統的排氣溫度故障報警保護功能的可靠性。6.根據權利要求3所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于， 所述計算機(20)還包括調節模塊(23)，所述調節模塊(23)，與所述適配器(10)相連，用于采集所述航空發動機控制系統的實際轉子轉速，并對采集的所述航空發動機控制系統的實際轉速與輸入所述航空發動機控制系統的轉子轉速進行PID運算，通過調整所述航空發動機控制系統中的燃油伺服控制裝置的控制電流來調節所述航空發動機控制系統中的燃油輸油圈的回油量，以閉環控制所述航空發動機控制系統中的所述發動機的轉子轉速。7.根據權利要求6所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于， 所述適配器(10)包括DI/DO調理模塊(11)、A/D調理模塊(12)和D/A調理模塊(13)，所述DI/DO調理模塊(11)、A/D調理模塊(12)和D/A調理模塊(13)分別與所述航空發動機控制系統和所述接口板卡(21)相連，所述DI/DO調理模塊(11)，用于將采集的所述航空發動機控制系統的開關量進行光電隔離，并將光電隔離的所述開關量調理為所述接口板卡(21)可接收 的TTL信號;所述A/D調理模塊(12)包括電壓調理單元(121)、電流電壓轉換單元(122)和熱 電偶調理單元(123)，所述電壓調理單元(121)，用于將所述待測控制器輸出的電壓信號進 行隔離和濾波處理；電流電壓轉換單元(122)，用于將所述待測控制器輸出的電流信號進行 電流轉電壓調理，并對調理的電壓進行隔離和濾波;熱電偶調理單元(123)，用于將毫伏級 熱電偶信號進行隔離、放大和濾波處理;所述D/A調理模塊(13)，用于對電壓信號進行隔離 衰減以模擬熱電偶溫度信號。8.根據權利要求7所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于，所述適配器(10)還包括TTL頻率輸入模塊(14)，所述TTL頻率輸入模塊(14)，用于與所 述航空發動機控制系統相連并將所述待測控制器輸出的TTL方波進行光電隔離。9.根據權利要求8所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于，所述適配器(10)還包括狀態指示燈(15)，所述狀態指示燈(15)，用于與所述航空發動 機控制系統相連并顯不開關量的輸出狀態。10.根據權利要求8或9所述的航空發動機控制系統檢測裝置，其特征在于，所述適配器(10)還包括電壓轉換模塊(16)，所述電壓轉換模塊(16)，與所述DI/DO調理 模塊(11)、所述A/D調理模塊(12)、所述D/A調理模塊(13)、所述TTL頻率輸入模塊(14)和所 述狀態指示燈(15)相連，用于將直流供電電壓調理后輸出穩定的工作電壓以向所述DI/DO 調理模塊(11)、所述A/D調理模塊(12)、所述D/A調理模塊(13)、所述TTL頻率輸入模塊(14) 和所述狀態指示燈(15)供電。
【文檔編號】G05B23/02GK106020166SQ201610397476
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年6月7日
【發明人】何烈永, 薛曉波, 徐祗聰, 韓晶, 桂曉玉, 朱文光, 陳倫祥, 高昆, 李明, 舒偉華
【申請人】中國南方航空工業(集團)有限公司