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1、(10)申请公布号 CN 104330262 A (43)申请公布日 2015.02.04 CN 104330262 A (21)申请号 201410568092.3 (22)申请日 2014.10.23 G01M 15/00(2006.01) (71)申请人 哈尔滨东安发动机 （集团） 有限公司 地址 150066 黑龙江省哈尔滨市平房区保国 大街 51 号 (72)发明人 谭众 田小标 樊大威 于忠伟 秦伯梁 (74)专利代理机构 中国航空专利中心 11008 代理人 杜永保 (54) 发明名称 航空发动机燃滑油系统试验装置 (57) 摘要 本发明涉及一种航空发动机燃滑油系统试验 装置， 。
2、包括连接接口和控制系统， 所述的连接接口 上设置有成对布置的压力温度组合模块， 分别与 航空发动机燃滑油系统和试验台架连接台架连 接 ； 控制系统包括主控制电路板的供电接口与供 电系统连接， 信号输入输出接口与连接接口上的 网络接口连接， 每对压力温度组合模块与调理模 块连接， 供电接口、 调理模块、 调理电路分别与主 控制电路板相连。本发明在保证试验设备快接安 全可靠、 方便快接的同时， 可直接监控燃滑油系统 的温度、 压力等参数， 并在安全、 密封等方面具有 良好的性能， 更好的实现了快接装置的智能化， 完 成满足航空发动机试验快速连接的要求。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 。
3、说明书 3 页 附图 1 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书3页 附图1页 (10)申请公布号 CN 104330262 A CN 104330262 A 1/1 页 2 1.一种航空发动机燃滑油系统试验装置， 其特征是， 所述的装置包括连接接口()和 控制系统 ( )， 所述的连接接口 ( ) 上设置有成对布置的压力温度组合模块 (1a)， 每对 压力温度组合模块 (1a) 分别通过压力温度机械接口 (1b) 与航空发动机燃滑油系统 ( ) 和试验台架连接台架 ( ) 连接， 连接接口还设置有供电系统 (1c)， 与中央工作台连接的 网络接。
4、口 (1d) ； 控制系统 ( ) 包括主控制电路板 (2) 和设置在主控制电路板上信号输 入输出接口 (2a)、 供电接口 (2b)、 供电模块 (2c)、 通讯模块 (2e)、 中央处理器 (2f)、 调理模 块 (2g)， 所述的供电接口 (2b) 通过屏蔽信号电缆与连接接口 ( ) 上的供电系统 (1c) 连 接， 并通过供电模块(2c)及供电电路连接主控制电路板(2)， 为连接接口()和控制系统 ( ) 的各电子元件供电， 信号输入输出接口 (2a) 通过屏蔽信号电缆与连接接口 ( ) 上 的网络接口 (1d) 连接， 并通过通讯模块 (2e) 和通讯电路与主控制电路板 (2) 相连。
5、， 每对压 力温度组合模块 (1a) 的压力温度电气接口 (1f) 通过屏蔽信号电缆与调理模块 (2g) 连接， 并通过调理模块 (2g) 和调理电路与主控制电路板 (2) 相连， 主控制电路板 (2) 通过中央控 制电路与中央处理器 (2f) 相连， 实现信号的实时通讯。 2. 如权利要求 1 所述的航空发动机燃滑油系统试验装置， 其特征是， 所述的压力温度 组合模块 (1a) 包括压力传感器及调理板、 温度传感器及调理板， 根据航空发动机燃滑油测 量的范围， 布置多个压力传感器和温度传感器。 3. 如权利要求 2 所述的航空发动机燃滑油系统试验装置， 其特征是， 所述的压力传感 器和温度传。
6、感器设置有四对八个， 包括测量的压力量程为 10Mpa、 1Mpa、 0.1Mpa、 0.01Mpa 各 两个压力传感器和八个温度量程为 0 230的温度传感器。 4. 如权利要求 1 所述的航空发动机燃滑油系统试验装置， 其特征是， 所述的供电电路、 通讯电路和中央控制电路设置在主控电路板 (2) 上。 权 利 要 求 书 CN 104330262 A 2 1/3 页 3 航空发动机燃滑油系统试验装置 技术领域 0001 本发明涉及一种航空发动机燃滑油系统试验装置， 用于航空发动机燃滑油系统与 试验台架的快速连接并实现燃滑油系统的参数测量。 背景技术 0002 航空发动机燃滑油系统在科研过程。
7、中或在修理后， 需要进行装机前的试验， 以检 验系统的各项参数是否符合要求。试验一般在专用试验台上进行， 所述的试验台上设置有 液压系统， 为试验件提供燃滑油。 在试验过程中， 需要测量液压系统的温度、 压力等参数， 以 便检测控制发动机以及试车台液压系统的各种工作状态。 航空发动机燃滑油系统的连接装 置， 要确保不改变发动机燃滑油系统性能的前提下完成系统的快接连接， 以保证试验设备 的快速、 稳定、 可靠的要求。目前的航空发动机燃滑油系统与试验台的连接装置， 只是将燃 滑油系统固定在试验台上， 结构虽然简单， 可以实现重复使用， 节约成本， 但要测量系统的 压力、 温度等参数需要另外增加压力。
8、、 温度等传感器以及相关的测量管路以及电路， 因此增 加试车台系统的复杂程度， 并会影响到整个系统的安全可靠性， 进而影响发动机燃滑油系 统的性能试验。目前， 对集测量、 采集、 通讯以及快接功能的模块装置还没有相关文献资料 做翔实的介绍和可供参阅， 对智能快接的研究在国内尚属空白。航空发动机试验系统如果 采用通用的快接装置， 从装置合理性、 安全性、 密封性以及结构功能上还存在很多不足， 还 不能最大可能性地满足航空发动机试验快接要求。 发明内容 0003 本发明的目的是提供一种航空发动机燃滑油系统试验装置， 可以替代现有的装 置， 克服传统的试验设备功能上的不足， 在保证试验设备快接安全可。
9、靠、 方便快接的同时， 可直接监控燃滑油系统的温度、 压力等参数， 并在安全、 密封等方面具有良好的性能， 更好 的实现快接装置的智能化， 完成满足航空发动机试验快速连接的要求。 0004 本发明的具体方案是 ： 航空发动机燃滑油系统试验装置包括连接接口和控制系 统， 所述的连接接口上设置有成对布置的压力温度组合模块， 每对压力温度组合模块分别 通过压力温度机械接口与航空发动机燃滑油系统和试验台架连接台架连接， 连接接口还设 置有供电系统， 与中央工作台连接的网络接口 ； 控制系统包括主控制电路板和设置在主控 制电路板上信号输入输出接口、 供电接口、 供电模块、 通讯模块、 中央处理器、 调理。
10、模块， 所 述的供电接口通过屏蔽信号电缆与连接接口上的供电系统连接， 并通过供电模块及供电电 路连接主控制电路板， 为连接接口和控制系统的各电子元件供电， 信号输入输出接口通过 屏蔽信号电缆与连接接口上的网络接口连接， 并通过通讯模块和通讯电路与主控制电路板 相连， 每对压力温度组合模块的压力温度电气接口通过屏蔽信号电缆与调理模块连接， 并 通过调理模块和调理电路与主控制电路板相连， 主控制电路板通过中央控制电路与中央处 理器相连， 实现信号的实时通讯。 所述的压力温度组合模块包括压力传感器及调理板、 温度 传感器及调理板， 根据航空发动机燃滑油测量的范围， 布置多个压力传感器和温度传感器， 。
11、说 明 书 CN 104330262 A 3 2/3 页 4 比如设置有四对八个， 包括测量的压力量程为 10Mpa、 1Mpa、 0.1Mpa、 0.01Mpa 各两个压力传 感器和八个温度量程为0230的温度传感器。 所述的供电电路、 通讯电路和中央控制电 路设置在主控电路板上。 0005 本发明试验装置固定在台架上， 通过编制控制程序， 经中央控制电路与中央工作 站进行数据传输 ； 通过测试指令控制采集性能参数的序列， 经过中央处理器处理后， 将测试 参数传输给主控系统的中央工作站， 并反馈测试参数信号状态。连接接口上的压力温度模 块具有多个量程， 用于在具体的试验过程中， 对应着不同的。
12、量程， 进行相应的选择， 进行航 空发动机燃滑油系统的测试。本发明不需要增加额外的管路和电路， 克服了传统的试验设 备功能上的不足， 在保证试验设备快接安全可靠、 方便快接的同时， 可直接监控燃滑油系统 的温度、 压力等参数， 并在安全、 密封等方面具有良好的性能， 更好的实现了快接装置的智 能化， 完成满足航空发动机试验快速连接的要求。 附图说明 0006 图 1 为本发明的连接结构示意图。 具体实施方式 0007 如图所示， 航空发动机燃滑油系统试验装置包括连接接口和控制系统， 所述 的连接接口上设置有成对布置的压力温度组合模块 1a， 每对压力温度组合模块 1a 分别 通过压力温度机械接。
13、口 1b 与航空发动机燃滑油系统和试验台架连接台架连接， 连接 接口还设置有供电系统 1c， 与中央工作台连接的网络接口 1d ； 控制系统包括主控制电路 板 2 和设置在主控制电路板上信号输入输出接口 2a、 供电接口 2b、 供电模块 2c、 通讯模块 2e、 中央处理器 2f、 调理模块 2g， 所述的供电接口 2b 通过屏蔽信号电缆与连接接口上的 供电系统 1c 连接， 并通过供电模块 2c 及供电电路连接主控制电路板 2， 为连接接口和控 制系统的各电子元件供电， 信号输入输出接口 2a 通过屏蔽信号电缆与连接接口上的 网络接口 1d 连接， 并通过通讯模块 2e 和通讯电路与主控制。
14、电路板 2 相连， 每对压力温度组 合模块 1a 的压力温度电气接口 1f 通过屏蔽信号电缆与调理模块 2g 连接， 并通过调理模块 2g 和调理电路与主控制电路板 2 相连， 主控制电路板 2 通过中央控制电路与中央处理器 2f 相连， 实现信号的实时通讯。所述的压力温度组合模块 1a 包括压力传感器及调理板、 温度 传感器及调理板， 根据航空发动机燃滑油测量的范围， 布置多个压力传感器和温度传感器， 比如设置有四对八个， 包括测量的压力量程为 10Mpa、 1Mpa、 0.1Mpa、 0.01Mpa 各两个压力传 感器和八个温度量程为0230的温度传感器。 所述的供电电路、 通讯电路和中央。
15、控制电 路设置在主控电路板 2 上。 0008 工作中， 航空发动机燃滑油系统试验装置在完成与发动机燃滑油快接的同时， 也 完成航空发动机燃滑油系统的压力、 温度通道的连接工作。 试验时， 控制系统通过连接接口 上的供电系统、 供电电路供电， 控制程序写入中央处理器， 中央工作站与试验装置进行数据 传输， 同时应用控制程序， 通过信号输入输出接口实时扫描压力温度组合模块中的数字量， 并执行中央工作站及中央处理器的指令， 与中央工作站进行实时状态传输， 完成航空发动 机燃滑油系统的压力、 温度参数测量， 实现燃滑油系统性能参数的采集、 处理， 同时完成中 央工作站实时性能参数的存储、 分析功能 ； 并实时反馈压力和温度参数状态， 实现航空发动 说 明 书 CN 104330262 A 4 3/3 页 5 机燃滑油系统的试验。 说 明 书 CN 104330262 A 5 1/1 页 6 图 1 说 明 书 附 图 CN 104330262 A 6 。