某型发动机附件试验器测试系统的设计

某型发动机附件试验器测试系统的设计（精选13篇）

篇1：某型发动机附件试验器测试系统的设计

某型发动机附件试验器测试系统的设计

介绍了1台用于考核某型发动机附件机匣性能指标的试验器测试系统的硬件配置,并基于LabVIEW和KINGVIEW进行了软件设计,重点讨论了二者之间的动态数据交换技术.

作 者：作者单位：刊 名：航空发动机英文刊名：AEROENGINE年，卷(期)：35(5)分类号：V2关键词：测试系统 试验器 附件机匣 航空发动机 组态软件 动态数据交换

篇2：某型发动机附件试验器测试系统的设计

某型发动机附件传动机匣应力分析

针对某型涡喷发动机附件传动机匣的.支板在台架试车过程中多次出现裂纹的问题,计算了该机匣承受的气体力载荷;通过有限元分析得到了该机匣的应力分布,并与试验值进行了对比.结果表明,计算应力和试验值吻合较好,支板的静强度可满足要求,有必要寻找引起故障的其他原因.为减小应力集中,研究了机匣几何尺寸对支板应力的影响.

作 者：黄寿伟 宋迎东 HUANG Shou-wei SONG Ying-dong  作者单位：南京航空航天大学,能源与动力学院,南京,210016 刊 名：航空发动机 英文刊名：AEROENGINE 年，卷(期)：2008 34(4) 分类号：V2 关键词：航空发动机   附件传动机匣   有限元   结构强度  

篇3：某型航空发动机维护系统的设计

发动机维护系统[1]是对某型航空发动机维护而研制的装备, 可满足发动机湿起动、干起动、热试车和防腐处理的需求。随着航空武器动力装置的发展, 对其维护系统提出了越来越高的要求, 发动机试验和测试技术研究也变得尤为重要。本文介绍了某型航空发动机维护系统的设计和开发。该系统具有测试精度高、抗干扰能力强和工作稳定可靠的特点, 满足航空发动机维护任务。

1系统组成

航空发动机维护系统主要由试验厂房、试车架、数据采集系统、燃油供应系统、空气起动系统、进气排气系统、点火控制系统、监视系统、动力配电系统等组成, 见图1。

2系统工作原理

2.1发动机湿起动工作原理

启动燃油供应系统, 打开空气启动系统气瓶组, 调节空气启动系统减压器, 控制系统通过电磁阀控制空气起动系统向发动机提供起动气源, 数据采集系统监测起动气源吹转发动机至额定值, 稳定t秒左右, 调节油门推杆向发动机供燃油、直至发动机尾喷管有雾状燃油喷出。

2.2发动机干起动工作原理

打开空气启动系统气瓶组, 调节空气启动系统减压器, 控制系统通过电磁阀控制空气起动系统向发动机提供起动气源, 数据采集系统监测起动气源吹转发动机至额定值, 稳定t秒左右, 断开起动气源, 测量降转时间。

2.3发动机热试车工作原理

启动燃油供应系统, 打开空气启动系统气瓶组, 调节空气启动系统减压器;控制系统通过电磁阀控制空气起动系统向发动机提供起动气源, 数据采集系统监测发动机转速稳定后、调节油门给发动机供油;点火控制系统控制电点火头给发动机点火;调节油门至发动机加速到慢车, 数据采集系统采集一次数据;调节油门推杆至发动机加速到装定点, 数据采集系统采集一次数据;调节油门推杆至发动机减速到慢车, 数据采集系统采集一次数据。

2.4数据采集系统工作原理

系统通过各种传感器采集发动机试车时的数据, 经数据采集卡和信号调理系统处理, 通过工控机实时监控试验过程, 将监控数据存盘并在测试结束后打印测试结果。

2.5燃油供应系统工作原理

来自气瓶的高压氮气经减压阀减压, 经过管路充入燃油贮箱, 打开截流阀, 燃油进入管路, 经油气分离器排出管路内的空气;控制系统控制电磁阀开启, 待发动机处于稳定的风车状态时调节油门推杆给发动机供燃油。

2.6空气起动系统工作原理

气瓶组中的压缩空气经过减压器减压, 通过控制系统控制电磁阀开启向发动机提供起动气源。

2.7点火控制系统工作原理

接通点火控制电路供电, 当发动机稳定在风车状态及供给燃油后, 接通高压电点火头, 点燃发动机燃烧室的油气混合体。

3系统设计

3.1试车架

试车架[2]位于发动机试车间, 主要由定架、动架、测力组件、标定组件、保险限位装置等组成, 见图2。

1.推力校准组件;2.承力墩;3.推力测量组件;4.发动机;5.动架;6.板簧;7.限位器;8.定架

(1) 定架

定架主要由定架平台、承力墩组成。定架平台为钢板焊接而成的箱式结构。其上表面安装承力墩、4个拉簧支座及保险限位装置;其底面有连接槽用于试验架与地面固连。承力墩主要用于直接承载受试发动机的推力。

(2) 动架

动架为组装式结构, 主要由动架平台、传力框、测力组件、发动机连接弧座、进气量筒等组成。传力框安装于动架平台前部, 其上安装测力组件及标定传感器。发动机连接弧座与动架平台固连, 其作用是通过发动机连接环将涡喷发动机连接到动架上。进气量筒上安装空气质量流量及发动机进口总温的测试元件。

(3) 测力组件

测力组件安装在承力墩和传力框之间, 在发动机轴线下方。它主要由传感器底座、工作传感器、传感器顶头组成。测力组件用于测量涡喷发动机产生的推力。

(4) 标定组件

标定组件与测力组件平行, 主要由拉杆组件和校准油缸组成。标定时, 通过手动油泵给油缸泵油, 油缸活塞带动拉杆组件运动顶住标准传感器, 从而产生力值。

(5) 保险限位装置

保险限位装置安装在动架平台的前部和尾部, 主要由安装在定架平台上的保险底座、保险螺杆及安装在动架平台上的保险连板组成。主要有以下两点作用:非试验情况下的动架限位作用;试验时的保险作用。

3.2数据采集系统

数据采集系统由工业控制计算机、数据采集模块、信号传输电缆、传感器、数据处理软件组成。

(1) 硬件配置

SCXI-1125 8通道可编程隔离输入信号调理模块;SCXI-1520 8通道可编程应变信号调理模块;SCXI-1001 12槽信号调理机箱;NI PCI-6221数据采集卡, 16 bit, 250 kS/s, ±10 V;NI-PCI-4474 4通道动态信号数据采集卡。

(2) 软件设计

本系统分为一般数据采集和振动信号采集两部分, 前者负责从RS232串口读入引用参数值, 以及完成温度、流量、压力、推力、电压等信号的采集, 并把读入值和采集结果实时存盘并显示参数值, 同时负责故障监控和越限报警, 此外, 还可以进行数据处理、性能参数计算、报表和曲线打印等;后者完成振动信号的高速数据采集和实时存盘, 以及后期的振动信号处理、报表和曲线打印等。

软件包括以下功能:

(a) 文件操作:打开数据文件、截取/保存有效数据段、导入标定数据;

(b) 信号设置:设置信号对应的模块、通道、滤波、输入范围、报警上下限等参数;

(c) 信号标定:标定传感器, 计算线性、滞后、重复性精度;

(d) 信号监视:显示选择的信号曲线及瞬时值, 但不存盘;

(e) 数据采集:采集并实时保存信号值, 同时实时显示选择的信号曲线及瞬时值;

(f) 数据回放:按照采集时设定的速率重新回放数据曲线;

(g) 曲线显示:可以对曲线进行水平、垂直或窗口拉伸, 显示鼠标对应时刻信号值;

(h) 参数计算:计算当前性能参数并与理论值比较;

(i) 故障报警:采集过程中如信号超出报警范围, 则给出报警信息, 提醒试车人员;

(j) 报表打印:打印标定记录、数据曲线、信号瞬时值、性能参数表等。

(3) 非引用参数测量传感器/变送器

包括振动传感器, 流量变送器, 压力变送器, 温度传感器及应变信号传感器。

3.3燃油供应系统

燃油供应系统由气瓶组、减压器、压力表、燃油储箱、安全阀、通气活门、加注活门、放泄活门、供油管路、过滤器、断流阀、油气分离器、电磁阀、油门推杆等组成, 见图3。

1.气瓶组;2.截止阀1;3.压力表 (0～25 MPa) ;4.减压器;5. 压力表 (0～1 MPa) ;6. 截止阀2;7.燃油贮箱;8.安全阀;9.加注活门;10.通气活门;11.发动机;12.电磁阀;13.过滤器;14.油气分离器;15.放泄活门

燃油贮箱储油量计算:

m=CtF. (1)

其中:C—折合燃油消耗率, 1.28 kg/daN·h;

F—推力, 335 daN;

t=12 min=0.2 h。

将上述数值代入公式 (1) , 得到:

m=85.76 kg.

考虑到箱内燃油并不能全部用来供入发动机, 取m=100 kg, 燃油的密度ρ=0.775-0.830 kg/dm3, 取其平均值undefined3。这样一次试车的燃油容积为:

undefined

考虑到增压气体所占容积, 取燃油箱的容积:

V=0.8 m3.

3.4空气起动系统

空气起动系统由气瓶组、管路、控制操作系统、电磁阀、减压器、安全阀、充气软管、电磁阀控制系统等组成, 见图4。空气起动系统拟采用气源方舱及降转试验台, 完全可满足使用需要。

1.气瓶组;2.截止阀;3.压力表;4.减压器;5.电磁阀;6.安全阀;7.发动机;8.降转试验台

3.5监视系统

监视系统由摄像头、显示器、硬盘存储器、视频电缆等组成。

3.6点火控制系统

点火控制系统[3]由机柜、点火控制电路、连接电缆和电点火头组成。

点火控制电路工作原理:

该点火电路由电源电路、起动点火控制电路和升压点火电路组成, 见图5。

电源电路由电源开关Sl、熔断器FU、降压电容器Cl、泄放电阻器Rl、整流二极管VDl、稳压二极管VS和滤波电容器C2组成。起动点火控制电路由点火控制按钮S2、电阻器R5-R7、与非门集成电路IC (D1-D4) 、晶闸管VT、中间继电器KA和电容器C4、C5组成。升压点火电路由升压变压器T、整流二极管VD2-VD5、电容器C3、电阻器R2-R4、放电管、电感器L和火花塞组成。 接通电源开关Sl, 交流220 V电压经Cl降压、VS稳压、VD1整流及C2滤波后, 为IC提供6 V直流工作电压。按下点火控制按钮S2时, C5开始充电, 与非门D3输出低电平, Dl和D2输出高电平, 使VT受触发导通, KA通电吸合, 其常开触头接通升压点火电路的工作电源。交流220 V电压经T升压、VD2-VD5整流后, 通过R2对C3充电。当C3两端电压达到放电管的击穿电压时, 放电管击穿, C3上所储存的电能经放电管和电感线圈L加至火花塞上, 通过火花塞产生放电火花, 将燃油点燃。当C5充满电 (约12 s) 时, 与非门D3输出高电平, D1和D2输出低电平, VT在交流电过零时截止, KA释放, 将升压点火电路的工作电源切断。

4结束语

该系统由空气起动系统、燃油供应系统、试车架、点火控制系统和信号采集测量等分系统组成。经过多次发动机试车试验证明, 该系统具有测试精度高、工作稳定可靠、抗干扰性能较好等特点, 提高了发动机试车效率, 减轻了试车成本, 完成某型航空发动机维护要求。

参考文献

[1]张宝城.航空发动机试验和测试技术[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2005.

[2]李晓松, 郭迎清.涡喷发动机动态模拟试验台测控系统设计[J].机械设计与制造, 2005 (10) :56-57.

篇4：某型发动机附件试验器测试系统的设计

摘 要：本文主要分析了KTA50发动机进排气系统和附件传动装置的检修，对关键部件的检修进行了详细介绍，避免检修不到位引发故障，在整个发动机维修过程中属于关键关节。

关键词：涡轮增压器；中冷器；PT泵

1 进排气系统的检修

1.1 涡轮增压器的检修

①首先检查涡轮增压器的轴向间隙和径向间隙，轴向间隙范围为0.05-0.13mm，径向问隙范围为0.458-0.746mm，若间隙不在此范围内，必须检修增压器。②检查涡轮增压器的侧隙，压缩涡轮的侧隙范围为0.15-0.46mm。增压器排气涡轮侧隙范围为0.23-0.53mm。若侧隙超出此范围，必须检修增压器。③修理增压器时要把叶轮轴放在v形块上，用表测量轴的跳动量，来检查叶轮轴的弯曲程度，若跳动量大于0.025mm，必须更换轴与叶轮轴总成。④叶轮轴要无破损，轴颈应不小于15.961mm，否则必须更换叶轮轴总成。⑤轴承安装座孔应不超过28.023mm，否则必须更换轴承座。⑥检查叶轮壳、叶轮，应无破损、无裂纹，否则必须更换相应的部件。

1.2 中冷器的修理

冷却液对中冷器的污染会对发动机性能带来不利的影响，在空气流动侧的污染，会降低进气压力和密度，不管空气侧还是冷水侧的污染，都会降低冷却器的冷却能力，使充气温度上升，密度减小。这种不利影响，将使柴油机的动力性下降，冒黑烟。这时应对中冷器予以清洗。

①用蒸汽清洗中冷器的盖和壳体。②用无损于黄铜的溶剂清洗冷却器芯，并用压缩空气吹干。③对侧置式的中冷器做冷却液侧的压力实验，试验时，取一端软管，其一端用管塞堵住，将下边那只水接头堵住。在另一只水接头上接上空气管和压力表，对中冷器芯加压检查其渗漏情况，空气或水的压力为448kPa。如有渗漏则中冷器芯必须更换。

1.3 进排气管的修理

进排气管内的积炭严重时，可使用钢丝刷或钝口刮刀进行清除，也可用化学溶剂浸泡2-3h，待积炭软化后清除。检查进、排气歧管和排气消声器，若发现有裂纹或缺口，可进行焊修或更换。检查进排气装置各连接处的衬垫，若有缺损应更换。检查进、排气歧管与气缸体和气缸盖的接合面时，在两个方向上放置直尺，并用塞尺测量直尺与结合面间的间隙，一般应不超过0.1mm，否则应修磨。检查排气消声器，若有破裂应焊修。排气消声器内积炭严重时，可拆下排气消声器，用木锤轻轻敲击外壳，使积炭脱落。

2 发动机附件传动装置的检修

附件传动装置由曲轴驱动，经齿轮或链轮皮带轮传动燃油泵等各辅助部件。主要是保证柴油机曲轴与凸轮轴，燃油泵喷油器保持严格的相对位置关系。同时也驱动其它各辅助装置如水泵，机油泵、发电机、空压机、调速器、液压泵等。为了保证曲轴和凸轮轴的相对位置关系，通常在齿轮端面上打有装配标记，装配时必须将记号对正。

2.1 水泵驱动装置的检修

①检查水泵驱动支撑内的两个衬套内径：如果一个衬套的内径超出规范，两个衬套必须同时更换。②检查轴上的油封装置是否有磨损，检查花键和齿轮有无损坏，测量轴装齿轮外径和齿轮孔的内径，超出范围时应更换。③检查止推轴承是否损坏，测量两片止推轴承厚度，厚度为2.36-2.41mm，厚尺寸的止推轴承，可用于调整端隙。④装配夹紧垫圈时，必须将其内径倒角朝向止推轴承，否则由于垫圈可使挡圈移动而引起失效。⑤安装挡圈，必须使斜角面朝向花键轴端，若挡圈安装不正确，端隙会不对。⑥用百分表测量端隙，如果端隙不在规定的范围内，应检查两片止推轴承是否都完全落在支撑的承孔内。如果止推轴承位置不正确，端隙仍不在规定的范围内，水泵装置必须重新解体进行检验，并可用加厚的止推轴承调整端隙。水泵驱动装置的端隙为0.23-0.33mm。

2.2 燃油泵和空压机驱动装置的检修

①测量衬套内径，应符合规范否则更换。②检查止推轴承表面是否损坏，测量其厚度为2.36-2.41mm。③检查驱动齿轮齿面是否磨损和断裂，驱动轴装齿轮位置是否磨损。④检查轴其它部位是否磨损。⑤装止推轴承时带槽表面朝上，装夹紧垫圈时，将带斜角的一面朝向止推轴承。

2.3 液压泵驱动装置的检修

①检查止推轴承带槽表面有无损坏，并测量其厚度为2.273-2.299mm。装配时有两种加厚尺寸的止推轴承可以选用为0.03mm和0.05mm。

②测量轴的外径，超出规范必须更换，测量液压泵的衬套的内径为50.813-50.902mm。超出规范必须更换衬套。测量端隙为0.13-0.48mm。

③测量液压泵驱动齿轮孔内径为44.399-44.425mm，液压泵驱动轴装齿轮部位外径为44.450-44.463mm。

2.4 PT燃油泵的维修

在修理中对燃油泵进行正确的拆卸是非常重要的，否则不仅会影响PT燃油泵的工作，而且还会给零件造成损坏。

根据PT泵的结构特点，应注意以下的事项：

①拆卸前对全部的零件进行清洗，但要注意不要采用对铝合金有腐蚀的清洗液。②用适当的检查和拆卸工具，要特别注意防止对铝合金零件的损坏，螺钉拧进铝件的长度必须为螺纹直径的二倍。③对紧密配合的零件必须采用可控制压力的台式压床。或用铜锤或塑料锤轻敲。④在装入紧配合零件时，应清除毛刺并在表面上涂抹润滑油，以防止刮伤表面。⑤能不拆的总成尽量不拆，拆下的精密零件如调速器柱塞和AFC柱塞等应妥善保管，不可以使其表面产生划痕。

2.4.1 PT燃油泵主要零件的检查更换

①凡经拆散和检修过的部位，所拆下的密封件都不得再用。②精密的柱塞副必须保持其清净无污，并且不能互换。③须按规定更换燃油滤网，滤网的清洗周期一般为500小时。④燃油泵体是燃油泵的主要零件。其上装有操纵臂轴、传动衬套、节流阀衬套，调速器的套筒和弹簧组件等，若各衬套损坏则应更换。⑤检查调速器柱塞和套筒的磨损量，若因磨损间隙超过规定值，但在套筒表面没有划痕和明显磨损时，可在套筒端面上打有的尺寸组号标记選用同级尺寸的新柱塞更换旧柱塞，使之达到标准的配合间隙。

3 结束语

经过对KTA50发动机进排气系统和附件传动装置的检修，使发动机运行在最佳状态，是发动机检修不可缺少的环节。

参考文献：

[1]K38与K50系列发动机维修手册.

篇5：某型发动机附件试验器测试系统的设计

某型冲压空气涡轮试验器测控系统设计与实现

根据某型冲压空气涡轮的试验要求,并结合当前先进的计算机测控技术,设计了采用PID闭环控制的.寿命考核试验器测控系统,开发的应用软件满足试验技术指标、测控精度高、操作维护方便、实现了试验控制、数据自动记录和重复利用等功能;系统运行稳定,可靠性高;应用结果表明:该系统满足试验器的试验要求,具有良好的实用性.

作 者：孙乐成 雷勇 刘海波 Sun Lecheng Lei Yong Liu Haibo 作者单位：西北工业大学,动能学院,陕西,西安,710072刊 名：计算机测量与控制 ISTIC PKU英文刊名：COMPUTER MEASUREMENT & CONTROL年，卷(期)：200715(6)分类号：V249关键词：冲压空气涡轮 PID控制 可靠性 应用软件

篇6：某型发动机附件试验器测试系统的设计

某型发动机喘振综合治理及扩稳试验

为了解决某型发动机旋转失速、喘振问题,在深入分析其原因的基础上,提出了对该型发动机从生产、使用和修理等多个环节进行综合治理的.方案.为了扩大发动机的稳定裕度,把第二级静叶的安装角加大了2°,并通过调整喷口面积来弥补对发动机性能的影响,进行了相应的试验,结果表明,这种方法对于减少大修发动机失速、喘振是有效的,可行的.

作 者：李应红 李军 姜涛 作者单位：空军工程大学,工程学院,陕西,西安,710038刊 名：推进技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY年，卷(期)：200223(3)分类号：V235.11关键词：航空发动机 旋转失速 喘振

篇7：某型发动机附件试验器测试系统的设计

某型航空发动机燃油喷嘴试验及火焰筒头部的数值模拟

对某型航空发动机燃油喷嘴的工作特性和雾化质量进行了试验研究,测定了在不同压力下喷嘴的.流量特性、喷雾锥角、雾化粒度(SMD)及尺寸分布;应用Fluent软件,对装有该喷嘴的燃烧室火焰筒进行了数值模拟.

作 者：赵硕 张宝诚 陈俊 ZHAO Shuo ZHANG Bao-cheng CHEN Jun 作者单位：沈阳航空工业学院飞行器动力与能源工程学院,沈阳,110034刊 名：航空发动机英文刊名：AEROENGINE年，卷(期)：34(2)分类号：V2关键词：燃油喷嘴 雾化特性 航空发动机 火焰筒 数值模拟

篇8：某型航空发动机综合测试仪的设计

关键词：航空发动机,测试,控制器

航空发动机在寿命期内,为了保证飞行安全,按规定必须要定期对飞机发动机进行试车,检查发动机各项性能的好坏。某型航空发动机综合测试仪是为满足外场测试设备机动化、综合化、自动化的要求,针对某型飞机发动机的综合性能测试而设计的。它采用单片机控制技术,能够实时检测、显示、存储、分析和打印发动机试车过程中的转速、滑油压力和排气温度等主要技术参数,以便机务人员能够准确地分析、判断和排除发动机故障,提高发动机使用可靠性;同时可大大缩短维修时间,节约人力、物力,使发动机的维修更加科学,更有针对性。

1 测试仪功用及主要性能指标

1.1 功用

(1)实时检测、显示发动机的高低压转子转速、发动机振动速度、滑油压力、滑油温度、燃油压力和燃气温度;

(2)保存连续试车30min的各个参数数据,并且试车结束后,可以查看和打印试车参数数据;

(3)测试仪与计算机进行数据通讯,试车数据传输到计算机上后,通过试车数据分析软件绘制试车曲线,依据试车数据和试车曲线分析发动机故障。

1.2 主要性能指标

1)测试误差应不低于飞机发动机原有仪表的误差;

2)工作环境温度:-40℃~55℃;

3)供电电源:直流27V±3V;

4)功率:检测状态功率不大于20W;

5)可靠性:MTBF≥1000h;符合GJB450的规定;

6)安全性:符合GJB900的规定。

2 硬件组成

本测试仪的硬件主要由检测电路、限压电路、采样通道扩展电路、控制器、数据显示驱动电路、数据显示器、数据掉电保护电路、键盘及控制字符显示器、DC-DC变换器、航空加热片以及微型打印机等组成。测试仪的硬件组成框图如图1所示。

控制器(LH-MPU80C31控制板)是测试仪的核心,通过软件系统控制整个检测过程,经过计算、分析得到每个参数的实际值,然后控制数据的显示,并把检测得到的数据存储起来。控制器还能控制微型打印机打印试车过程中任意一段数据和把数据传输到计算机上。

检测电路用来把从飞机上插头引出的各参数的信号转换为控制器能够拾取的直流电压信号。

限压电路用来把从检测电路输出的直流电压信号进行限压。当从检测电路输出的直流电压信号大于5V时,限压电路把直流电压信号限制为5V。

采样通道扩展电路用来把控制器上原有的8个采样通道扩展为12个采样通道。

数据显示驱动电路根据从控制器输出的各参数的数据驱动数据显示器进行显示。

数据显示电路用来显示检测得到的各参数的实际值。数据掉电保护电路用来保存检测得到的数据。

键盘及控制字符显示器(8279键盘板)用来完成人机交互。使用者通过它向控制器输入命令和数值以及显示提示字符。

DC-DC变换器用来把27V的直流电转换为测试仪所需的±5V、±12V的直流电。

航空加热片用来对测试仪进行加热。航空加热片贴于测试仪的筋板上,当工作环境温度低于0℃时接通航空加热片的电源,航空加热片产生热量对测试仪进行加热。

微型打印机用来打印试车过程中的任意一段数据。

3 软件方案

测试仪通过软件,由控制器进行控制。本测试仪使用FRANKLIN的C51语言编写的。软件是在启东市星光单片机厂研制的TDD环境下进行编写和调试的,并且仿真器采用的是启东市星光单片机厂生产的SUPER ICE51S。软件采用功能模块化、程序模块化的结构,将检测得到的结果显示出来并根据需要存储测试结果,以备查询。主程序流程图和一次检测子程序流程图见图2和图3。

4 工作原理

反映各个参数大小的信号从飞机上的插头引出,进入到测试仪的各检测电路的传感器内,通过传感器转换为控制器能够拾取的直流电压信号。从检测电路输出的直流电压信号进入到限压电路内,在限压电路内经过限压后输出到控制器内。控制器通过A/D转换器把经过限压后的各参数的直流电压信号转换为数字信号,然后再经过计算分析得到各参数实际值的数据。控制器一方面把各参数实际值的数据输出到数据显示器上进行显示,另一方面把数据送入到数据存储器上进行保存。控制器的工作是由软件进行控制的。控制命令通过安装在面板上的键盘进行输入。当需要查看上次试车得到的数据时,控制器根据使用者通过键盘输入的时间,从数据存储器内读出数据,然后送入到数据显示器进行显示。如果需要向上或向下查看数据,控制器读出正在查看的时间的数据的前一时间或后一时间的数据,然后送入到数据显示器进行显示。当需要数据打印时,控制器根据使用者通过键盘输入的打印开始时间和结束时间,从数据存储器内读出从开始时间到结束时间的全部数据,然后送入到微型打印机内进行打印。当需要把上次试车得到的数据发送到计算机时,控制器从数据存储器内读出全部数据,然后发送到与测试仪相连的计算机上,在计算机上通过软件可绘制试车曲线。

5 结束语

该综合测试仪样机已交付使用。从反馈信息来看,系统可靠性、测试精度等指标均达到或超过了航空发动机地面维护规程规范,能够有效地帮助机务人员分析、判断、排除发动机故障,提高维修效率。

参考文献

[1]李永敏.检测仪器电子电路[M].西安:西北工业大学出版社,1992.

[2]王士元.C高级实用程序设计[M].北京:清华大学出版社,1999.

[3]韩云台.测试技术基础[M].北京:国防工业出版社,1989.

[4]阮跃.旋转机械智能故障诊断系统的研制[J].仪表技术与传感器,1999(12):28-30.

[5]吴剑秋,梁晓阳,杨钰.飞机机动襟翼伺服控制系统的综合测试系统研制[J].计算机测量与控制,2002,10(8):499-500,503.

篇9：某型发动机附件试验器测试系统的设计

关键词： 固体火箭冲压发动机； 转级； 点火控制； 系统设计

中图分类号： V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2016）04-0058-05

Abstract： For the requirement of transition test on integral solid propellant ducted rocket， an ignition control system is designed to simulate the control system on missile. According to the characteristics of solid propellant ducted rocket transition technology， the function and design requirements of the system are defined， and working principle， hardware structure and software design of the system are described in detail. The system has fully considered the different tranfer modes and the abnormal emergency response， and has the ability of ground transition test， which provides an effective test platform for the transition of rocket performance and reliability.

Key words： solid propellant ducted rocket； transition； ignition control； system design

0引言

整体式固冲发动机主要由助推-冲压补燃室、 燃气发生器、 进气道以及点火系统和转级装置等组成。 采用这种发动机的导弹在发射时， 首先由助推器产生的推力在较短的时间内将导弹加速至冲压发动机能够正常工作的马赫数， 通过发动机转级控制系统， 将进气道入口和出口堵盖打开， 空气通过进气道减速增压后进入冲压补燃室， 同时点燃燃气发生器， 冲压发动机开始工作[1-2]。

转级装置是固冲发动机的重要组成部分， 关系着发动机能否实现从助推向冲压的成功转换， 是保证固冲发动机正常工作的先决条件[3]。

转级装置结构复杂， 在研制初期， 需在地面进行大量转级试验。 在地面试验中， 转级装置的起爆则由地面转级点火控制系统完成。 根据转级试验需求， 本文设计了一套地面点火控制系统， 用以模拟弹载计算机的转级控制功能。 系统使用NI公司高性能控制器配备高精度数据采集卡及D/A板， 运用LabVIEW RT软件， 开发了一个经济、 可靠的基于PC机和PXI嵌入式控制器的实时控制系统。

1转级试验控制条件

转级装置的驱动一般采用火工品点火/起爆方式来进行， 转级方式采用程控方式， 利用传感器感知过载或助推-冲压补燃室压强， 当参数达到设定转级条件时， 点火系统通过程序控制起爆转级执行机构， 完成转级[4-6]。

航空兵器2016年第4期谭正一等： 固冲发动机转级试验点火控制系统设计 转级条件一般由发动机助推器信号特征与工作时间等条件共同决定， 条件全部满足时才能进行转级。 选取转级信号源时， 通常要选择容易辨别、 测试、 记录和处理的参数。 助推器工作结束主要表现为燃烧室压强、 发动机推力、 导弹轴向过载迅速下降等[7]。 地面转级试验一般通过判断助推补燃室实测压强与工作时间两个条件来控制转级程序， 转级控制条件示意图如图1所示。

转级判断条件中， 重要的特征参数有： 试验前预设助推器工作初始压强P1； 峰值预估值Pmax； 转级压强P2； 发动机助推器工作时间预估值ta（一般根据产品特性决定）。

试验时， 转级点火控制系统发出助推器点火信号， 为时间零点； 当压强超过P1时， 表示助推器成功点火并开始工作， 时间为t1； 当压强升高并超过Pmax， 接着压强开始下降的过程， 表示助推器正常工作； 当压强低于转级点设定值P2时， 表示助推器工作完毕， 准备转入冲压工作段， 时间为t2； 为避免测量信号干扰引起的误触发， 同时要判断助推器工作时间Δt是否大于ta， 条件均满足， 点火控制系统进行转级动作： 转级控制系统分别在t2， t3， t4时刻完成进气道入口堵盖打开、 出口堵盖打开、 燃气发生器点火。

在助推器工作完毕没有正常转级时， 系统设计了超时强制转级功能， 超时时间由ta及试验人员根据经验确定。

2系统设计

2.1系统功能

完成固冲发动机助推器点火， 同时采集燃烧室压强（2路）， 并按转级条件或时序完成进气道入口堵盖（2路）、 出口堵盖（2路）、 燃气发生器点火， 点火方式采用恒流源点火， 即能保障6路点火电流可程控输出的要求。 系统同时具备点火参数测量、 显示、 记录和分析功能。

2.2系统组成

转级点火控制系统根据现场条件采用上下位机形式， 上位机为一台高性能工控机， 下位机为一台PXI嵌入式控制器， 数据通讯采用光纤以太网。 系统按功能主要由控制模块、 点火模块、 测量模块和人机交互模块组成。

控制模块主要由PXI嵌入式控制器、 定时计数板、 D/A板、 A/D板及控制电路组成； 点火模块主要由恒流源及点火电路组成； 测量模块主要由信号感应传感器、 测量电路及调理单元组成； 人机交互模块主要由上位机应用软件和控制台面板两部分组成， 分别对相关状态信息做显示监控， 如图2所示。

2.3模块设计

2.3.1主控台

主控台用于远程控制， 由点火控制柜配备一台高性能工业控制机组成， 控制柜安装点火控制按钮、 应急按钮、 安全锁控开关以及部分状态指示灯。 主控计算机选用一台高性能研华工控机， 内嵌Intel四核CPU， 4G内存， 通过光纤以太网与下位机连接。

2.3.2控制模块

控制模块为系统“大脑”， 控制核心为一台高性能PXI嵌入式控制器， 型号为PXI-8110， 是基于Intel Core 2 Quad Q9100的高性能嵌入式控制器， 其可靠的性能非常适合高性能模块化仪器与数据采集应用。 同时， 8110内嵌Real-Time Embedded SW模块， 配备八槽PXI机箱PXI-1042， 16通道隔离型A/D板PXI-6232， 8通道定时计数器板PXI-6602， 16路电压/电流输出D/A板PXI-6704等附件， 满足了6路点火电流控制及2路压强信号采集需求， 实现转级点火时序精确控制。

2.3.3点火模块

点火模块是执行机构， 由点火电源、 点火时序控制电路、 点火安全保护电路、 点火参数测量电路等组成。

（1） 点火电源

系统点火方式为恒流点火， 按使用要求， 选用供电精度高、 稳定性好、 易于控制的TDK-Lambda直流电源。

（2） 点火时序控制电路

点火时序控制是系统的关键， 由点火控制程序控制PXI板卡的I/O输出产生， 控制点火线路上的三个继电器动作， 完成点火。 点火时， I/O口输出信号由低电平变为高电平， 经驱动， 控制固态继电器K7动作， 然后控制供电主回路固态继电器K1和K11动作， 实现模拟负载断电和点火电阻供电， 同时输出点火时统信号。 点火控制电路及安全保护电路原理图如图3所示。

点火时序控制电路通过PXI的定时计数器板卡来实现定时控制， 利用其定时器实现点火延迟时间的程控设置和不同时序的组合点火。

点火控制继电器选择固态继电器， 其主要优点是动作时间快、 触点功率大。 固态继电器选用漏电流小、 动作时间短的产品。 每路点火继电器数量为2个， 1个用于控制加电点火， 另外1个用于控制恒流源外接负载。

（3） 点火安全保护电路

点火安全保护是系统的重要功能， 点火控制系统一旦失效或点火产生误动作， 会危及到试验测试人员的生命， 且直接经济损失巨大[8]。

由图3可见， 锁控开关和应急开关是保障点火安全的两道屏障。 锁控开关为三组触点， 其中两组串接控制固态继电器K7供电， 另一组控制两个电磁继电器供电。 点火电流输出线路由继电器控制， 锁控开关和应急开关在点火回路串接后， 控制继电器电源5 V供电， 在正常使用时必须打开安全锁控开关才能够加电， 出现异常时， 按下应急开关可切断继电器电源供电， 实现切断恒流源输出的目的。 两处安全保护开关均采用两级开关冗余设计， 确保系统不会因故障或意外出现短路情况。

（4） 点火参数测量电路

点火电阻测量采用两线制方式测量， 通过测量线路电流与电压值间接计算出电阻值。 测试需要的电流利用D/A板块提供的电流输出， D/A板块型号为PXI-6704， 16路电流输出在0～20 mA的范围内可任意设定。 系统按安全要求设定板卡输出不超过10 mA， 确保了点火电路的安全可靠。 点火电阻两端电压通过A/D板卡进行采集。

点火电流测量采用非接触式测量方法， 电流传感器选用霍尔电流传感器， 被测电流穿心输入， 输入和输出隔离， 输出响应速度快， 测量精度高。

点火电阻、 电流、 补燃室压强以及应急信号通过数据测量模块采集， 各种信号首先通过调理单元， 实现数据接口转换、 光电隔离、 信号放大等功能， 然后由M系列多功能采集板PXI-6232进行采集。

3软件设计

软件分为两部分， 即上位机的人机界面软件和下位机实时控制软件。 上位机软件的功能是控制参数输入、 数据显示及处理、 故障报警显示等； 下位机实时控制软件完成参数测量、 数据存储、 点火时序执行、 点火电流实时控制等。

上位机软件在Windows XP平台下， 利用LabVIEW编程， LabVIEW是一种基于图形开发、 调试和运行程序的集成化环境， 是第一个借助于虚拟面板用户界面和方框图建立虚拟仪器的图形程序设计系统， 编程方便， 人机交互界面直观友好， 是面向测试工程师的软件平台[9]。

下位机实时控制软件是在Windows XP平台下进行LabVIEW RT编程， 然后下载到嵌入式控制器中。 在LabVIEW RT系统中通过软件总体结构的合理布局， 利用一个实时控制器， 可以完成多个实时控制任务， 同时实现了对多通道数据采集、 存储， 降低了成本又节省了开发时间[10-11]。

3.1软件模块功能

软件采用模块化设计， 以增加软件的灵活性， 提高软件的整体效率。 上位机程序按功能分为主界面、 系统自检、 参数设置、 通道配置、 文件传输、 数据分析等子模块。

（1） 主界面

主界面是完成系统功能的主要模块， 具有点火参数与辅助系统状态自动采集和显示、 电阻检测、 点火启动等功能， 软件主界面如图4所示。

（2） 系统自检

软件运行时， 用户可选择系统自检， 自检程序读取各模块的自检反馈信号并显示， 主要用于监视系统各模块运行状态和故障定位， 在出现故障时能直接定位故障位置。

（3） 参数设置

参数设置主要根据试验需求， 对点火方式、 转级方式、 转级条件、 点火时序等进行设置。

（4） 通道配置

通道配置模块用于对各测量通道进行命名， 便于数据监视及分析， 试验前根据实际情况进行配置。 通道配置使用动态事件的方法， 可以交互式创建、 修改配置文件。

（5） 文件传输

点火参数由下位机完成测量及存储， 上位机在试验完毕后需从下位机读取， 以便于对试验数据的分析处理。

（6） 数据分析

数据分析模块是对试验后期数据的再现和分析， 实现了曲线显示、 滤波、 曲线移动、 局部放大缩小、 单双光标读数等功能。

3.2软件流程

试验前， 运行上、 下位机程序， 使程序处于等待状态。

上位机程序运行后自动读取配置文件， 然后进入主界面， 在主界面可以根据试验需求完成以下操作： 系统自检、 系统校准、 参数设置、 通道配置、 文件传输及数据分析。 参数设置是针对本次试验需求进行操作的重要步骤， 设置完毕即可进行点火试验； 下位机程序运行后读取上位机设定的点火信息， 然后进入待命状态。

试验中， 系统接收各辅助系统准备状态， 当达到预设目标， 即可进入点火程序， 此时上位机程序向下位机下达点火指令， 下位机按点火设置逐项执行并向上位机发送点火信息。 下位机首先判断是否带助推器点火， 在有助推器点火的情况下， 先完成助推器点火， 然后判断转级方式， 若为按条件转级， 则点火单元按所测补燃室压强进行判断， 条件满足， 进行转级点火； 若为按时序转级， 则按设定时序完成转级点火； 在没有助推器情况下， 直接按设定时序完成转级点火。 上位机在整个点火过程中处于监视状态， 不断接收点火信息， 并进行判断， 当点火完毕， 完成本次试验， 即可退出， 同时向下位机发送退出指令， 下位机按指令完成退出， 软件详细流程见图5。

4系统应用

系统已完成全状态测试并成功应用于固冲发动机转级点火试验。 在全状态测试时， 采用给定模拟压强曲线辅助转级点火的方式考核系统的转级功能， 试验结果见图6， 图6中显示了给定压强曲线以及点火电流输出情况。 试验设定了4路电流输出， 分别为助推器点火、 进气道入口和出口堵盖打开点火、 燃气发生器点火， 电流为5 A， 转级压强设定为0.8 MPa。 由图6可知， 系统通过判断压强参数， 按预设条件完成了转级功能， 系统延时小、 响应快， 电流上升时间短， 控制准确， 超调小， 指标符合使用要求。 5结论

系统采用模块化设计， 便于使用与维护， 选用的PXI实时控制器和LabVIEW RT实时操作系统使多个控制任务得到了很好的协调和运行。 同时， 通过合理的安全性、 可靠性设计， 固冲发动机转级点火控制稳定可靠， 满足了产品研制过程中进行大量地面试验的控制需求。

参考文献：

[1] 谷良贤， 李文华， 赵育善.整体式固冲发动机在空空导弹上的应用研究[J].航空兵器， 1996（1）： 25-29.

[2] 杨石林， 张晓旻， 齐红亮， 等.固冲发动机转级过程中进气道动态特性分析[J].中国科学， 2015（1）： 25-30.

[3] 黄少波.整体式固冲发动机转级控制模块设计[J].航空兵器， 2009（4）： 58-61.

[4] 张全， 兰飞强， 单睿子， 等.固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖研究[J].航空兵器， 2008（1）： 31-33.

[5] 谢文超， 徐东来， 蔡选义.空空导弹推进系统设计[M]. 北京： 国防工业出版社， 2006.

[6] 谷良贤， 李文华.整体式固冲发动机空空导弹一体化设计[J]. 战术导弹技术， 1997（4）： 1-4.

[7] 张国宏， 黄少波， 崔金平， 等.固体火箭冲压发动机转级技术[J].弹箭与制导学报， 2012， 32（3）： 129-132.

[8] 史洪亮， 杨登仿， 谭勇， 等.新型安全的点火控制系统的设计和实现[J].计算机测量与控制， 2006， 14（10）： 1343-1345.

[9] 林君， 谢宣松.虚拟仪器原理及应用[M].北京： 科学出版社， 2006.

[10] 张朋， 陈明， 何鹏举. 基于LabVIEW的空地导弹弹道仿真系统设计[J]. 弹箭与制导学报， 2006， 26（4）： 248-251.

篇10：某型发动机附件试验器测试系统的设计

1 液压系统设计原则

液压系统设计原则有以下6点:1尽量保证系统结构简单, 不使用对系统无用的重复部件;2设置安全防护装置, 确保操作人员的安全;3必须保证系统使用介质的洁净度;4确保生产的连续性, 重要部件要增设必要的备用原件或者增设备用回路;5为保证系统正常工作, 需要在回路适当位置装设测压点或者截止阀等, 以便对回路进行管理、维修或检查;6尽可能多地选用国家标准件或者固定型号的液压装置。

2 调速控制方案的制订

采用节流调速回路的系统主要指运动速度低、负载功率小的系统。对于工作平稳性要求不是很高的系统部件应该采用节流阀调速回路, 负载变化较大、速度稳定性要求较高的场合应该采用调速阀调速回路。节流调速系统一般情况选用开式回路。

本次设计选用开式节流调速回路形式。

3 压力控制方案的制订

压力控制回路的选择应根据各种系统所需要的形式和实际需求来选择出口节流调速和进口节流调速回路等恒压系统, 稳压溢流效果一般通过溢流阀来实际操作。选用减压阀可以调节系统指定支路中的稳定压力的输出。

4 速度换接方式的选择

本次设计选用的是电磁换向阀换接回路。该回路的特点是系统调节行程比较方便、结构也很简单, 换向阀的安装也很容易, 但是速度换接的平稳性稍差。

5 电动机启动方式的选择

本系统选用空载启动, 以保护电动机快速达到额定转速。空载启动原理如图1所示。

6 离合器动作回路的选择

液压油经过减压阀后通过电磁换向阀及单向节流阀配合控制液压缸的工作行程使离合器做出开启和闭合动作。

7 离合器动作回路的选择

把所选择的各种液压回路根据功能连接组合起来, 就可以组合成如图2所示的本次设计的液压系统原理图。

8 结束语

此系统主要起润滑变速箱的作用, 液压油经泵出口通过过滤器, 一部分油经减压阀流入变速箱给轴系和齿轮系润滑, 一部分油流入分配机构起操作换挡机构的功能, 另一部分油流入液压缸起启闭离合器的作用。通过本次液压系统的设计, 可以保证变速箱的正常运转。

摘要：变速箱作为坦克的一个主要部件, 为坦克提供了安全、可靠的变速功能。液压系统是坦克变速箱能够正常运转的重要组成部分, 通过对当下液压系统的理解, 提出了某型坦克变速箱试验用液压系统原理的设计。

关键词：坦克变速箱,液压系统,空载启动,离合器

参考文献

[1]成大先.机械设计手册:液压传动 (单行本) [M].北京:化学工业出版社, 2008.

[2]张利平.液压传动系统及设计[M].北京:化学工业出版社, 2005.

[3]李振军.液压传动与控制[M].北京:机械工业出版社, 2009.

[4]邱国庆.液压技术应用[M].北京:人民邮电出版社, 2008.

篇11：某型发动机附件试验器测试系统的设计

摘 要：本文依据氢氧发动机试验台液氢供应系统设计和试验经验，在分析液氢供应系统特点的基础上，首次系统总结了液氢供应系统可靠性分析和设计的步骤、设计方法、设计依据和设计重点问题，为进行大推力氢氧发动机试验台推进剂供应系统的可靠性设计提供实践经验和参考。

關键词：氢氧火箭发动机试验台；液氢；可靠性

1 概述

发展大推力重型运载火箭是21世纪各个航天大国规划的航天目标之一。我国将大推力运载火箭的研究重心确定为研发220吨级重型运载火箭。其中大推力氢氧火箭发动机设计和试验是实现这个研究目标的关键。作为进行氢氧火箭发动机试验的重要单位，我所已展开大流量低温推进剂，特别是大流量液氢供应系统的研究工作。预计未来试验台液氢流量将增大为现有试验台的4倍。为保证系统的可靠性，必须对液氢供应系统的可靠性设计过程进行研究。本文研究液氢供应系统可靠性设计的重点问题，为未来试验台液氢供应系统可靠性设计提供参考。

2 液氢供应系统组成及特点

试验台液氢供应系统主要由液氢加注系统、液氢贮箱组、配气板、主管道、阀门、流量计、过滤器、补偿器、增压调节装置、排放系统及控制系统等组成。液氢供应系统具有如下特点：①作为火箭发动机地面试验设备，发动机试验台可多次重复使用，甚至可以经过改造以满足更高发动机型号的试验要求。因此，试验台液氢供应系统具有设计寿命长、可维修性的特点。②由于液氢供应系统结构复杂，且大量设备均为串联结构，使得系统的可靠性相对较低，对决定试验成功的功能件选用冗余的设计。③对于氢氧火箭发动机试验台来说，试验只有成败两种结果，因此系统级的可靠性评估应按成败型评价方法，但对于分系统中的设备，仍然可以用指数寿命型、威布尔寿命型、压力-强度型等评价方法。

3 液氢供应系统可靠性设计

3.1 可靠性设计步骤。液氢供应系统的可靠性设计目标就是以最低的寿命周期费用使系统具有最佳的使用效能，可靠性设计应当从系统研制初期就开始，贯穿于系统研制、使用的整个周期。

3.2 确定寿命剖面和任务剖面。液氢供应系统的寿命剖面和任务剖面在进行系统可靠性要求论证时就应提出。在系统设计初期，就应当精确和尽量完整的确定寿命、任务事件以及预期的使用环境。①寿命剖面。液氢供应系统的寿命剖面为液氢供应系统从调试成功并交付到寿命终结或退出使用这段时间内所经历的全部事件和环境时序的描述，包括采购、运输、贮存、检测、维修、试验、保养、报废等全部事件。对发动机地面试验系统来说，试验期间的产品可靠性固然最重要，但是由于系统大部分时间处于非任务状态（贮存、保养、检测、维修），这期间的状态直接影响着试验时系统的状态，因此必须把非任务状态下的特殊状况也转化为设计要求。比如液氢供应系统试验结束后，系统内的贮箱组、管道等设备需要进行正压保护，温度传感器、压力传感器、流量计等相关测试元件必须定期进行检验校对以及过滤器定期检查、清洗或更换等要求。②任务剖面。液氢供应系统的任务剖面为系统在完成规定任务期间所经历的事件和环境的时序描述，分为单元测试、综合测试、试验、试验后处理四个阶段。由于在上述四个阶段内工作内容不同，失效判据不同，系统的可靠性框图也不同。需要确立的液氢供应系统的任务剖面内容包括系统的工作状态、维修方案、根据不同试验任务确定的工艺系统功能、系统的工作时间与顺序、系统功能指标及失效判据、各个部件接口或边界条件等。

3.3 可靠性指标分配及模型建立。液氢供应系统根据建台任务书获得自身的可靠性指标之后，选用合适的分配方法将各阶段的可靠性参数的目标值分配给各个分系统。可靠性参数分配宜选择10%的余量，应掌握如下分配原则：

液氢主管道及其部件分配较高的可靠性指标，增压配气系统分配较低的指标；

液氢主管道、气路系统上的应急阀、断流阀分配较高的可靠性；

真空绝热管道的内管上焊接有温度补偿器，其可靠性按内管波纹管的可靠性选取。真空绝热管道的内、外管均焊接温度补偿器，内、外管补偿器按串联进行可靠性选取；

真空波纹管的可靠性按内、外波纹管串联模型进行可靠性选取；

贮箱组顶部的放气阀分配较高的可靠性；

增压配气系统中气体管道、气瓶可靠性一般选择为100%；

气体管道中的п形补偿器压缩安装时等同于同参数的波纹管补偿器可靠性；

控制气减压器、阀门分配较高的可靠性；

增压气体开关阀门分配较高的可靠性；

进发动机的吹除气过滤器比其它过滤器分配较高的可靠性。

液氢供应系统常用的可靠性指标分配方法为比例组合法和专家分配法。由于液氢供应系统已在不同型号的试验台获得充足的试验数据和经验，因此在研制新的液氢供应系统时，优先采用比例组合法，可节省大量研究费用。

液氢供应系统的可靠性模型主要为串联模型。但是对关键部件和功能采用并联冗余设计，在绘制系统可靠性框图时，须采用并联模型。例如，液氢流量对发动机试验来说是最重要的参数，为了确保测量的可靠性，在主管路上采用两个流量计串联测量的方式。液氢贮箱组的增压系统选用薄膜调节阀和孔板增压并联，试验过程中，若薄膜调节阀突然失灵，可采用孔板增压方式继续增压。

3.4 可靠性预计。建立液氢可靠性模型之后，就可进行可靠性预计。预计结果可以给出影响可靠性的因素，发现薄弱环节，以便对设计方案进行优选和调整。在进行液氢供应系统可靠性预计时，考虑到系统的特点，新建系统往往具有较好的继承性，一般应根据已有试验台的液氢供应系统信息、试验信息以及国外相似工艺系统信息等进行可靠性预计。

4 结论

本文总结了液氢供应系统可靠性设计的步骤、方案以及与其它航天产品在可靠性设计方面的异同点。该可靠性设计方法不仅是我所氢氧火箭发动机试验台设计经验的总结，也结合了我所几十年来在氢氧火箭发动机试验和系统改造方面的实践经验，因此对大推力发动机试验台液氢供应系统的可靠性设计具有重要的指导意义。

参考文献：

[1]曾声奎.可靠性设计与分析[M].国防工业出版社，2011.

[2]周正伐.航天可靠性工程[M].中国宇航出版社，2007.

篇12：某型发动机附件试验器测试系统的设计

试车数据库为管理、利用试验数据、提取信息提供了基础。在航空发动机的研制过程中,试验数据是设计、改进和优化的基础和依据,而且发动机整机或者部件的最终特性参数都是通过实验数据来确定的。随着我国发动机研制水平的提高,对于发动机试车数据的管理也提出了更高的要求,如何建立和使用试车数据库,改进试车数据的利用水平,已成为试验测试人员的重要工作。

1 发动机试车对数据库提出的需求

1.1 航空发动机数据库开发的难点

航空发动机数据库开发的难点主要有:数据不统一、涉及范围广、用户要求各异。数据不统一包括:(1)数据格式的差异。(2)数据来源的差别。(3)数据项内涵定义上的差异。(4)发动机型式的差异。(5)航空发动机发展造成数据记录的差异。

1.2 航空发动机试车对数据库的主要需求

(1)要求试验数据具有规范性和完整性,使同类型试验的试验数据具有可比性。(2)要求数据完整,不仅是稳态性能数据,而且要求提供过渡态数据,能够对被试对象进行全面测评,为设计方提供可靠、完整的数据依据。(3)支持多媒体数据,保存试验过程中的各种声、像参数。(4)试验信息共享,可以提高网络共享试车数据,提高数据利用率。

2 用于发动机试车的数据库

2.1 试车数据库的总体结构

发动机试车涉及的范围很广,为了既涵盖各方面内容,又具有清晰的结构,对发动机试验进行了概括。发动机试车的抽象逻辑模型是:试验人员把测试对象(发动机或部件)安装在试验器(试车台架和部件试验器)上,按照试验方案进行试验测试,通过测试仪器和设备,获得试验数据。

2.2 数据库表的分类

试验件,即被测对象,包括整机和部件;试验人员:包括用户名、密码、用户级别;试验器:即试验装置,包括整机试车台和部件试验器;测试仪器和设备:包括传感器、数采模板、子系统等;试验数据:包括原始数据、计算结果数据、试验过程日志以及故障库;测试方案:包括测试分布、测量协议(采集通道校准系数表、校准原始数据表、通道定义)。

2.3 用户服务程序的功能用户服务程序的主要功能是增加、删除、浏览、修改、查询、统计、输出、排序数据库记录。

3 多媒体试车数据库

目前各种软件,例如VC++,VB,Delphi等,都有很强的多媒体功能。为了处理各种类型的发动机数据,借助这些使用软件的多媒体和数据库功能,开发了服务软件。

4 网络化试车数据库

发动机测试涉及的学科和部门较多,让众多科研人员和专家都集中到操作台很不方便。数据库通过园区网为各部门的专家提供数据。由于发动机测试系统采用分布式局域网,不同类型的测试子系统把采集到的数据传递到采集系统的局域网上,进行数据传输和共享。网络化试车数据库负责整个网络上的数据管理和数据安全。

5 开放的数据库

本数据库的开放性不仅表现在数据库开发系统和用户服务软件都采用了通用的软件,还体现在它与设计系统、管理系统和数据处理、可视化软件都有很好的接口。

5.1 试车数据库与设计数据库的关系

在本数据库系统中,发动机整机和核心部件,都有惟一的标识。据此可以跟踪检索出此发动机或部件的各次试验,以及试车结果和数据。设计人员可以将试车测量数据与设计性能数据、数值计算结果等相比较,改进设计和试验。

5.2 试车数据库与数据处理、可视化软件的关系

数据库与我单位开发的发动机可视化模块、试验数据处理模块在功能上是相互联系的整体。数据库模块为试验数据处理模块、可视化模块提供试验的原始数据;而试验数据处理模块、可视化模块的结果又可以输出到数据库模块,由数据库模块管理。

5.3 试车数据库与使用数据库的关系

为了更充分的利用每个数据库子集,形成时空上数据库关联,试车数据库与发动机使用数据库在发动机的整个完整工序流程里,应该形成互相反馈机制。

5.4 试车数据库与同类数据库的关系

发动机试车必然是多次的,多阶段的,多个试车数据库子集间应该互为参考、补充、一定程度还有可能是互为验证的关系,发动机的完整试车数据应该是多个子集集成形成的,必然要设计好子集间关系。

5.5 试车数据库与总体数据库的关系

总体数据库更应该是一个平台,小了说可以是发动机试车阶段的,大了说应该整个发动机工业的数据平台,而每一次试车数据只是一个很小的子集,这就要求数据库要有一个总体数据规划,充分考虑每个数据库子集的差异、融合,每个子集应该考虑总体数据平台的接入,以及与其他子集的关联和交互。

6 时空扩展的数据库

单就某型发动机来说,设计阶段、制造、试车、使用、维护阶段等,这些阶段的数据在时空上不同,每个阶段的数据库都应具有时空扩展性,以利于问题跨阶段分析、处理,目前的时空可扩展性信息化程度不高,数据库或者各阶段问题反馈大多停留在文档表格中,没有完全纳入到数据库系统中,从而实现真正的数据库时空可拓展。

7 结束语

建立航空发动机数据库,不但是一个数据库,应该是发动机设计数据库,制造数据库,试车数据库,使用数据库,维护数据库等的集合,它可以连接子集,可以快速查询和交换大量的试验数据,不断积累、补充数据,为发动机设计提供可靠、丰富的数据基础,为发动机仿真设计提供依据。现有信息技术为我们实现上述设想提供了有力支撑,但是,这是一项系统工程,是发动机数据库设计和使用者不断努力的目标。

摘要：文章介绍了开发发动机试车数据库的难点和需求,本数据库的结构、功能与特点等。另外,论述了数据库的关系和时空扩展性。

关键词：数据库,航空发动机,时空扩展

参考文献

篇13：某型发动机附件试验器测试系统的设计

摘 要：针对某型飞机电连接器后附件松动问题，开展了预防后附件松动的调查与技术研究，并设计研制出专用拧紧工具。通过采用该专用拧紧工具，大大降低了后附件松动的故障率，并且提高了生产效率，保证了飞机的飞行安全。

关键词：插头；后附件；松动；专用工具

引言：飞机插头遍布飞机的各舱位，连接不同部位和不同系统的电缆及产品部件，起着关键作用。由于飞机飞行振动原因，造成电连接器后附件松动现象普遍存在，严重影响着产品连接质量，对飞机的飞行安全造成极大威胁。

为了解决这一故障，本文对原有的电连接器后附件拧紧过程及方法进行分析研究，找到后附件松动的原因，并在此基础上设计研制出一款专用拧紧工具，大大提高了修理的可靠性。

一、故障现象

由于飞机飞行振动原因，对某型飞机电缆进行修理时，原机电缆插头后附件存在普遍松动现象，如图1所示。经统计，原机插头后附件松动每架约在八百个左右，每架飞机在交检与下工序接收时插头后附件松动约二十个左右，此现象严重威胁飞机的飞行安全。为便于分析，对该型飞机的单座和双座分别选取9架和8架，对不同修理阶段的插头后附件松动率及单个插头拧紧平均时间进行统计，统计结果见表1和表2。其中，A表示原机松动率；B表示专检时检查松动率；C表示下工序接收、装配时松动率；D表示单机插头损伤发生率；E表示单个插头拧紧平均时间。由表1和表2统计结果可知，修理后，专检时检查松动率平均值为21‰，下工序接收、装配时松动率平均值为8.84‰，单机插头损伤发生率平均值为6.6%，单个插头拧紧平均时间为296.7秒。显然，修理后，插头后附件松动的概率依然不小，仍然对飞机的飞行安全造成极大隐患，且对插头后附件的拧紧时间较长，生产效率不高。

二、故障原因

通过对原来的后附件拧紧过程与方法进行调查和系统研究，得到造成后附件松动的原因有很多（如图2所示），包括缺少专用的拆装工具；鹰嘴钳和鱼口钳工具不能满足全部需求；装配人员装配不当；拧紧方法不合理和留机电缆插头所在舱位狭窄等。下面从这五方面详细阐述造成电连接器后附件松动的原因。

（1）无专用的拆装工具。该型飞机多采用JY型电连接器，其特点是壳体与连接螺帽之间的距离非常小，根本无法使用通用工具进行夹紧拆装。纯粹用手劲进行拧紧工作，较为吃力（如图3所示）。

（2）鹰嘴钳、鱼口钳工具不能满足全部需求。鹰嘴钳、鱼口钳工具只能满足方盘电连接器的拆装（如图4所示），方盘电连接器的拧紧问题能解决，但全机约70﹪的电连接器不是方盘的，因此得不到彻底解决。

（3）装配人员装配不当。电连接器与机件装配时（如图5所示），因为正反力的作用，稍不注意，就容易造成后附件松动问题。

（4）拧紧方法不合理。经调查发现，操作者在拧紧插头时，特别是女同志，由于自身手劲小，常采用两把螺刀插在插头壳体的缝中进行拧紧（如图6所示），此方法不仅不能拧紧插头后附件，若采用不当，极容易造成插头变形损坏。

（5）留机电缆插头所在舱位狭窄。该型飞机大部分电缆处于留机状态，其受制于留机导管等众因素影响，而且很多电连接器所在舱位极其狭窄（如图7所示），大号工具很难进入，造成拧紧插头后附件极其不易。

三、改进措施

针对调查及研究发现的众多造成后附件松动的原因，一一寻找解决途径和方法。首先，整理出该机型电缆插头中无法用鹰嘴钳、鱼口钳工具拧紧的插头型号，为制定解决措施提供方向；然后，与下工序人员沟通，并交流其注意事项，避免因装配不当造成插头后附件松动问题；其次，对员工进行培训，不允许用螺刀拧紧的方法进行作业，避免因插头拧紧方法不合理造成插头的磨损和破坏；最后，在原有工具的基础上设计了新的插头拆卸专用工具（如图8所示），该专用工具采用320酚醛层压布板制成加力手柄，以不同型号的的插座前壳体为主体配合而成，体积小，易操作，操作方法如图9所示。该专用工具成功解决了留在狭窄舱位电缆的插头后附件拧紧问题。

为检验改进方法的有效性，对5架单座和6架双座该型飞机采用改进方法，并对不同修理阶段的插头后附件松动率及单个插头拧紧平均时间再次进行统计，统计结果见表3和表4。由表3和表4统计结果可知，采用改进方法后，专检时检查松动率平均值为0.86‰，下工序接收、装配时松动率平均值为0.41‰，单个插头拧紧平均时间为19.7秒，而且不存在因插头拧紧而产生的损伤现象。结果表明，采用改进方法后，电缆插头后附件松问题得到了根本性的解决，而且减少了插头损伤率，提高了生产效率，节约了成本。

四、结论

针对某型飞机的电连接器后附件松动故障进行了调查和技术研究，发现导致后附件松动的主要原因是没有专用的拧紧工具，且对某些拧紧工具使用不当。通过采用本文提出的拆卸专用工具，从根本上解决了电连接器后附件松动的问题，证明了改进方法的有效性，而且降低了产品修理成本，提高了生产效率，减少了排故次数，提升了质量形象，并且为飞机的飞行安全提供了重要保障。

参考文献：

[1] 乔月纯，李吉浩. 电线电缆结构设计[M]. 中国电力出版社.2011（4）.

[2] 刘长萍. 某型飞机JY系列电连接器缩针/孔故障分析及改进措施[J]. 航空维修与工程，2015（12）.