專利名稱：一種飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法及其裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明是一種飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法及其裝置， 屬于對飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)進行裝機前性能技術指標進行定量 檢查的地面保障設備。
背景技術：
目前，對飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)性能技術指標的試驗是通過 建立專門的燃油系統(tǒng)試驗室來完成的。要求建立比例1: 1、至少包括飛 機的左機翼或右機翼的模型，試驗中要對被檢測的飛機加注燃油，加油 量達到20噸以上，用電動油泵來完成檢測過程，整個燃油測量控制系統(tǒng) 的工作環(huán)境和飛機的工作環(huán)境相同，從而實現(xiàn)飛機數字式燃油測量控制 系統(tǒng)的全仿真試驗。此外，燃油系統(tǒng)試驗室所需試驗室面積大、操作人 員多，對操作人員的協(xié)調工作能力要求高。發(fā)明內容本發(fā)明正是針對現(xiàn)有技術狀況存在的不足，提供了一種飛機數字式 燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法及其裝置，其目的是通過向飛機內燃油測 量控制系統(tǒng)輸入仿真信號來模擬并控制其工作過程，并根據對反饋的信 號的解算來判斷飛機內燃油測量控制系統(tǒng)是否工作正常。本發(fā)明系統(tǒng)結 構簡單、操作簡便、僅需2名試驗人員就可完成檢測工作。本發(fā)明的目的是通過以下措施來實現(xiàn)的該種飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法，其特征在于方法 的步驟是(1) 向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入所有油箱油量的仿真信號、四 臺發(fā)動機燃油瞬時耗量仿真信號和飛機各燃油箱的燃油溫度補償仿真信(2) 在檢測過程中，向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入飛機供油泵、 輸油泵、引射泵、加油活門的仿真控制信號；(3) 通過429總線通訊板卡采集飛機內燃油測量控制系統(tǒng)的燃油測量計算機所發(fā)出的32位ARINC429航空數據總線數據，然后對數據進行解 算，首先執(zhí)行第1 8位信號地址標號的解算，以判斷該總線信號的信號 名稱，信號名稱是指各分組油箱油量信號、瞬時耗量信號等，如是，則進行數據位第18 28位的數據解算，并在面板上進行直觀 地顯示。用于實現(xiàn)上述飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法的裝置，其特征在于該裝置包括向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入仿真信號的燃 油油量模擬器、燃油溫度補償信號模擬器、數字量輸入信號和燃油耗量模擬器，燃油測量控制系統(tǒng)通過數字量輸出信號通道和ARINC429航空數 據總線通訊板卡輸出信號到工控機，工控機連接顯示器。 本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比較有如下有益效果1、 燃油油量模擬器具備代替全部油量傳感器的功能，在進行燃油測 量控制系統(tǒng)試驗時不需要建立龐大的飛機機翼模型，并且該模擬器還具 有單獨在飛機外場使用的功能；2、 進行被測控對象(燃油測量計算機、加耗油控制器)檢測所需的燃油溫度補償信號、燃油瞬時耗量信號和數字開關量信號可全部用模擬 信號替代進行試驗，試驗室不再需要建立復雜的燃油試驗管路和供油泵、輸油泵以及引射泵；3、 測試精度高，實驗條件一致性好，測試速度快；4、 大大減少了操作人員，提高了工作效率。
圖1是實現(xiàn)本發(fā)明方法的程序流程2是飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)檢測裝置的原理結構圖 圖3是燃油油量的模擬器仿真信號的模擬電路圖 圖4是燃油溫度補償模擬器仿真信號的模擬電路圖具體實施方式
以下將結合附圖和實施例對本發(fā)明技術方案作進一步地詳述 該種飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法的步驟是 (1)向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入所有油箱油量的仿真信號、四 臺發(fā)動機燃油瞬時耗量仿真信號和飛機各燃油箱的燃油溫度補償仿真信號 (2) 在檢測過程中，向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入飛機供油泵、 輸油泵、引射泵、加油活門的仿真控制信號；(3) 通過429總線通訊板卡采集飛機內燃油測量控制系統(tǒng)的燃油測量 計算機所發(fā)出的32位ARINC429航空數據總線數據，然后對數據進行解 算，該解算過程是通過編程軟件來實現(xiàn)的，參見附圖1所示，該軟件存 貯在工控機內，其過程是首先執(zhí)行第1 8位信號地址標號的解算，以 判斷該總線信號的信號名稱，信號名稱是指各分組油箱油量信號、瞬時 耗量信號等，如是，則進行數據位第18 28位的數據解算，以左機翼燃 油油量解算為例，解算方法為第18位X5kg+第19位X10kg+第20位X20kg+第21位X40kg......+第28位X2560kg然后在LabVIEW程序設計的前面板上直觀地顯示出來；如否，則根據信號標號繼續(xù)判斷是否其他油箱油量信息，并進行相 應油箱油量的解算，直至全部油箱油量的解算完畢。參見附圖2 3所示，用于實現(xiàn)上述飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的 檢測方法的裝置，該裝置包括向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入仿真信 號的燃油油量模擬器l、燃油溫度補償信號模擬器2、數字量輸入信號3 和燃油耗量模擬器4，燃油測量控制系統(tǒng)通過數字量輸出信號通道5和 ARINC429航空數據總線通訊板卡6輸出信號到工控機7，工控機7連接 顯不器8。燃油油量的模擬器1的仿真信號的模擬電路是由兩個肖特基二極管 和一個可變電容構成，可變電容一端連接兩個肖特基二極管，兩個肖特 基二極管的陽極和陰極反向設置，分別連接燃油測量計算機的信號激勵 端和信號反饋端，可變電容的另一端接燃油測量計算機的信號公共端。 燃油測量計算機內置的振蕩器產生25kHz恒頻、恒壓的正弦波激勵信號， 經跟隨器驅動后激勵油量模擬器，drive為信號公共端，signal為信號 激勵端，不同的電容量(lank cap)反映在信號反饋端(return)端的 放電電流也不同，電容量越大，return端的放電電流也越大，通過燃油 測量計算機內部的C/V信號處理轉換電路，將信號反饋端(return)反饋信號電流轉換為與之成正比的電壓信號輸出，從而實現(xiàn)向燃油測量控 制系統(tǒng)輸入的燃油油量信息的仿真模擬。參見附圖4所示，燃油溫度補償信號模擬器2由13路溫度補償信號 電路構成，每一路溫度補償信號是由一個固定電阻和一個可調電位器并 聯(lián)組成，固定電阻選用穩(wěn)定性、熱噪聲系數低的金屬膜電阻，電位計選 用熱穩(wěn)定性較好的陶瓷基電位器，通過對電位計的調整，將模擬電阻值調整到要求溫度點的補償值，來模擬13個溫度傳感器常溫(20°C)的溫 度補償信號。采用電位計和固定電阻并聯(lián)的措施，目的是為了擴大電位 計的調節(jié)范圍和調節(jié)精度。在向燃油測量控制系統(tǒng)輸入溫度補償信號時， 接通開關S^ SA,3，溫度補償模擬器向燃油測量控制系統(tǒng)提供溫度補償 信號，關閉開關SA, SA,3，溫度補償模擬器停止向燃油測量控制系統(tǒng)提 供溫度補償信號。數字量輸入信號3用于實現(xiàn)在檢測過程中，向飛機內的燃油測量控 制系統(tǒng)輸入飛機供油泵、輸油泵、引射泵、加油活門的仿真控制信號。 飛機供油泵、輸油泵、引射泵、加油活門控制信號采用物理開關和虛擬 儀器技術的方法同時實現(xiàn)，這樣操作人員既可以通過扳動測試控制臺上 的供油泵、輸油泵、引射泵、加油活門控制信號的物理開關人工手動操 作，還能通過在與工控機7相連接的顯示器8上用鼠標點擊供油泵、輸 油泵、引射泵、加油活門控制信號的虛擬按鈕發(fā)出相應指令進行自動操 作。向燃油測量控制系統(tǒng)輸入瞬時耗量信號由燃油耗量模擬器4完成。 燃油耗量模擬器4模擬飛機四臺發(fā)動機的燃油瞬時耗量輸出信號，由一 塊安裝在工控機主板PCI插槽內的PCI-2361板卡組成。采用對PCI-2361 板卡500K時鐘進行16位的數字n次分頻得到輸出的頻率f值的信號， 來仿真飛機燃油耗量傳感器在瞬時耗量為0 3000kg/h范圍內的頻率輸 出信號。燃油測量控制系統(tǒng)通過數字量輸出信號通道5接收燃油測量控制系 統(tǒng)發(fā)出的數字開關量信號，用兩塊PCI-7433HIR板卡和工業(yè)控制計算機 建立PCI總線數據通訊，共64路接收通道，燃油測量控制系統(tǒng)發(fā)出的數 字開關量信號通過存儲在工控機內的測試軟件來讀取數字開關量的狀態(tài)。各信號的狀態(tài)按27V有效，開路無效進行邏輯判斷，數字開關量測量的有效電壓值是10 50V范圍，開路的電壓值是0 2V范圍，可以保 證任意狀態(tài)測量的準確性。ARINC429航空數據總線通訊板卡6負責建立燃油測量控制系統(tǒng)和測 控裝置工控機的通信。通過429總線通訊板卡采集飛機內燃油測量控制 系統(tǒng)的燃油測量計算機所發(fā)出的32位ARINC429航空數據總線數據的源 代碼，并和工控機建立PCI總線通信。工控機7通過編程軟件對ARINC429航空數據總線通訊板卡6采集的 燃油測量控制系統(tǒng)輸出的總線數據進行解算。參見附圖1所示，該軟件 存貯在工控機內，其過程是首先執(zhí)行第1 8位信號地址標號的解算， 以判斷該總線信號的信號名稱，信號名稱是指各分組油箱油量信號、瞬 時耗量信號等，如是，則進行數據位第18 28位的數據解算，以左機翼 燃油油量解算為例，解算方法為第18位X 5kg+第19位X 10kg+第20位X 20kg+第21位X 40kg……+ 第28位X2560kg然后通過顯示器8在LabVIEW程序設計的前面板上直觀地顯示出來， 測控軟件可以2次/秒的速率自動將測試過程數據記錄并保存為Excel電 子文檔格式的輸出報表。
權利要求
1.一種飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法，其特征在于方法的步驟是(1)向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入所有油箱油量的仿真信號、四臺發(fā)動機燃油瞬時耗量仿真信號和飛機各燃油箱的燃油溫度補償仿真信號；(2)在檢測過程中，向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入飛機供油泵、輸油泵、引射泵、加油活門的仿真控制信號；(3)通過429總線通訊板卡采集飛機內燃油測量控制系統(tǒng)的燃油測量計算機所發(fā)出的32位ARINC429航空數據總線數據，然后對數據進行解算，首先執(zhí)行第1～8位信號地址標號的解算，以判斷該總線信號的信號名稱，信號名稱是指各分組油箱油量信號、瞬時耗量信號等，如是，則進行數據位第18～28位的數據解算，并在面板上進行直觀地顯示。
2. 用于實現(xiàn)上述權利要求1所述飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法的裝置，其特征在于該裝置包括向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入仿真信號的燃油油量模擬器(l)、燃油溫度補償信號模擬器(2)、數 字量輸入信號(3)和燃油耗量模擬器(4)，燃油測量控制系統(tǒng)通過數字量 輸出信號通道(5)和ARINC429航空數據總線通訊板卡(6) 輸出信號到工控機(7)，工控機(7)連接顯示器(8)。
3. 根據權利要求2所述的飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法 的裝置，其特征在于燃油油量的模擬器(l)的仿真信號的模擬電路是由 兩個肖特基二極管和一個可變電容構成，可變電容一端連接兩個肖特基 二極管，兩個肖特基二極管的陽極和陰極反向設置，分別連接燃油測量 計算機的信號激勵端和信號反饋端，可變電容的另一端接燃油測量計算 機的信號公共端。
4. 根據權利要求2所述的飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法 的裝置，其特征在于發(fā)動機燃油瞬時耗量仿真信號是由一塊PCI-2361 板卡實現(xiàn)的。
全文摘要
本發(fā)明是一種飛機數字式燃油測量控制系統(tǒng)的檢測方法及其裝置，步驟是(1)向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入所有油箱油量的仿真信號、四臺發(fā)動機燃油瞬時耗量仿真信號和飛機各燃油箱的燃油溫度補償仿真信號；(2)在檢測過程中，向飛機內的燃油測量控制系統(tǒng)輸入飛機供油泵、輸油泵、引射泵、加油活門的仿真控制信號；(3)通過429總線通訊板卡采集飛機內燃油測量控制系統(tǒng)的燃油測量計算機所發(fā)出的32位ARINC429航空數據總線數據，然后對數據進行解算，并在面板上進行直觀地顯示。該裝置在進行燃油測量控制系統(tǒng)試驗時不需要建立龐大的飛機機翼模型，并且該模擬器還具有單獨在飛機外場使用的功能，測試精度高，實驗條件一致性好，測試速度快，大大減少了操作人員，提高了工作效率。
文檔編號G05B23/02GK101226402SQ20071019570
公開日2008年7月23日 申請日期2007年12月13日 優(yōu)先權日2007年12月13日
發(fā)明者陳曉軍 申請人:陜西飛機工業(yè)(集團)有限公司