航空发动机转速测试系统的利记博彩app
【专利摘要】本发明涉及一种航空发动机转速测试系统，包括转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块、PLC控制器、并行输出模块和电源模块，共包括两路转速测量系统，一路为测量发动机高压转子端的高压转速传感器，另一路为测量发动机低压转子端的低压转速传感器，对高低压转子均进行转速的测量；逻辑处理计数模块采用CPLD芯片，将转速波形转换为数字量的转速值，并通过并行输出模块输出，并行输出模块采用NPN型三极管集电极开路输出，可灵活连接各种负载；PLC控制器控制所述逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。该转速测量装置提高试车的准确性、有效性，以及缩短试车周期，节约能源，降低工人劳动强度，提高发动机性能参数检测效率。
【专利说明】航空发动机转速测试系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种用于测量航空发动机测量装置，具体的说，涉及一种航空发动机转速测试系统。
【背景技术】
[0002]发动机是飞机的核心装备，是飞机的心脏。航空发动机性能的好坏直接影响飞机的作战性能和飞行安全。目前对航空发动机的转速测量均是采用变磁阻式转速传感器进行的，其基本原理为:在永久磁铁组成的磁路中，如空气间隙，若改变磁阻的大小则磁通发生改变，随之磁路通过的感应线圈就会感应出一定幅度的交变电势，该交变电势的频率等于磁通变化的频率。当转子转动时，高速齿轮箱以一定的变速比例带动传感器的驱动轴转动，从而传感器的齿盘随之转动，盘中齿和齿隙间隙通过空气隙，即永久磁铁的磁场，不断改变磁路的磁阻，使铁芯的磁通量发生变化，最终在传感器线圈中产生一定幅值和频率的电信号，且该电信号的有效值和频率的大小均与转动速率呈线性关系，但实际操作中发现，由于航空发动机的输出信号不是标准的信号，采用上述转速传感器测量的方式不能得到精确的转速测量结果，尤其是在飞机从起飞到降落过程中，随着飞机发动机转速频率由低至高再降低的不断变化过程，目前的转速传感器测量的方式不能针对发动机转动频率的变化而采取特定的采集方式精确的采集发动机转速，导致转速测量精确度差、智能化程度低，不符合国内航空【技术领域】对飞机运行的安全性和可靠性的要求。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是提供一种航空发动机转速测试系统，可根据航空发动机的转速切换计数模块的计数周期，提高了转速测量的可靠性和精确性。
[0004]本发明的技术方案是:一种航空发动机转速测试系统，包括:转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块、PLC控制器、并行输出模块和电源模块；所述转速传感器，输入端通过航空发动机的高速齿轮箱与高低压转子相连，用于检测航空发动机输出的转速信号，转速传感器的转速信号输出端与所述电压比较模块电连；所述电压比较模块与所述逻辑处理计数模块电连，用于对所述转速信号电平转换为方波信号，所述逻辑处理计数模块与所述并行输出模块电连，用于实现对所述方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，所述并行输出模块与用于将所述逻辑处理计数模块计算出的周期值转换为16位的并行数据输出至PLC控制器，所述PLC控制器与所述逻辑处理计数模块的控制信号输入端电连，用于为所述逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，以及接收所述逻辑处理计数模块发出的中断命令，并根据所述转速传感器输出正弦波电压频率，控制所述逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。
[0005]优选的是，所述转速传感器的输出三路相位差为120°的正弦波电压，电压幅值为O?35V，频率为O?45Hz。
[0006]优选的是，所述电压比较模块的转速信号输入端与所述转速传感器的输出三路中的任意两路电连。
[0007]优选的是，所述PLC控制器控制所述逻辑处理计数模块的实现高速计数的计数周期为0.001毫秒，实现低速计数的周期为0.1毫秒。
[0008]优选的是，所述逻辑处理计数模块，采用CPLD芯片，所述CPLD芯片的计数脉冲率设为可调，即根据输入的方波信号的频率，通过PLC控制器控制并调节CPLD芯片的计数脉冲率。
[0009]优选的是，所述并行输出模块采用NPN型三极管集电极开路输出。
[0010]优选的是，所述电压比较模块，包括限流电阻、钳位二极管、运算放大器和光耦合器，所述转速传感器的转速信号输出端依次通过限流电阻、钳位二极管与所述运算放大器的正输入端与负输入端电连，所述运算放大器的输出端与所述光稱合器电连。
[0011]优选的是，所述电源模块为24V直流供电电源，电源模块设有电压转换电路，通过电压转换电路将所述24V直流供电电压转换为±12V直流电压、±5V直流电压和3.3V直流电压，分别为运算放大器、逻辑处理计数模块和并行输出模块供电。
[0012]本发明与现有技术相比的有益效果为:
[0013]该转速测试系统包括转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块、PLC控制器、并行输出模块和电源模块，共包括两路转速测量系统，一路为测量发动机高压转子端的高压转速传感器，另一路为测量发动机低压转子端的低压转速传感器，对高低压转子均进行转速的测量；电压比较模块包括限流电阻、钳位二极管、运算放大器和光耦合器，限流电阻用于降低运算放大器的正输入端的输入信号电流，起到降低功耗的作用，钳位二极管实现对运算放大器的输入端电压的钳位，可防止运算放大器的输入端电压过大而损坏运算放大器，起到过压保护的作用，光耦合器实现转速信号的电平转换，将运算放大器输出的正负交替的方波信号转换为单一方向的方波；逻辑处理计数模块采用CPLD芯片，将转速波形转换为数字量的转速值，并通过并行输出模块输出，并行输出模块采用NPN型三极管集电极开路输出，可灵活连接各种负载，具有较强的驱动能力；PLC控制器用于为所述逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，并根据所述转速传感器输出正弦波电压频率，控制所述逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。该转速测量装置提高试车的准确性、有效性，以及缩短试车周期，节约能源，降低工人劳动强度，提高发动机性能参数检测效率。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]图1为本发明的结构示意图；
[0015]图2为本发明电压比较模块的电路图。
【具体实施方式】
[0016]为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，均属于本发明的保护范围。
[0017]实施例1
[0018]参加图1，一种航空发动机转速测试系统，包括:转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块、PLC控制器、并行输出模块和电源模块；
[0019]转速传感器的输入端通过航空发动机的高速齿轮箱与高低压转子相连，用于检测航空发动机输出的转速信号，转速传感器的转速信号输出端与电压比较模块电连；转速传感器采用变磁阻式转速传感器，共包括两路转速测量系统，一路为测量发动机高压转子端的高压转速传感器，高压转速传感器通过航空发动机的高速齿轮箱与高压转子相连，测量航空发动机高压转子端的转速，另一路为测量发动机低压转子端的低压转速传感器，通过航空发动机的高速齿轮箱与低压转子相连，测量航空发动机低压转子端的转速，且转速传感器的输出三路相位差为120°的正弦波电压，电压幅值为O?35V，频率为O?45Hz。
[0020]参加图2，电压比较模块与逻辑处理计数模块电连，用于对转速信号电平转换为方波信号，且电压比较模块的转速信号输入端与转速传感器的输出三路中的任意两路电连，电压比较模块包括限流电阻R1、钳位二极管Dl和D2、运算放大器Ul和光耦合器U2，转速传感器的转速信号输出端依次通过限流电阻R1、钳位二极管Dl和D2与运算放大器Ul的正输入端与负输入端电连，运算放大器Ul的输出端与光稱合器U2电连。其中限流电阻Rl可降低输入信号电流，起到降低功耗的作用，钳位二极管Dl和D2并联接入运算放大器Ul的正输入端与负输入端之间，且钳位二极管Dl和钳位二极管D2首尾相接，实现对运算放大器Ul输入电压钳位，防止因输入电压过大而损坏运放；该电压比较模块还包括电阻R2，电阻R2引入电压正反馈，可保证正弦波信号有效的转换为方波信号；光耦合器U2实现对输入信号的隔离，同时起到电平转换的作用。
[0021]逻辑处理计数模块与并行输出模块电连，用于实现对方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，逻辑处理计数模块采用CPLD芯片，CPLD芯片的计数脉冲率设为可调，即根据输入的方波信号的频率，通过逻辑处理计数模块将周期值转换为16位的并行数据输出至PLC控制器，通过PLC控制器发出时钟切换信号，控制并调节CPLD芯片的计数脉冲率。
[0022]并行输出模块用于将逻辑处理计数模块计算出的周期值转换为16位的并行数据输出至PLC控制器，并行输出模块采用NPN型三极管集电极开路输出，可灵活连接各种负载，具有较强的驱动能力。
[0023]PLC控制器与逻辑处理计数模块的控制信号输入端电连，用于为逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，以及接收逻辑处理计数模块发出的中断命令，并根据转速传感器输出正弦波电压频率，发出时钟切换信号，控制逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。通过PLC控制器控制逻辑处理计数模块的实现高速计数的计数周期为
0.001毫秒，实现低速计数的周期为0.1毫秒。
[0024]电源模块为24V直流供电电源，电源模块设有电压转换电路，通过电压转换电路将24V直流供电电压转换为土 12V直流电压、± 5V直流电压和3.3V直流电压，分别为运算放大器、逻辑处理计数模块和并行输出模块供电。
[0025]该转速测试系统对航空发动机的高压转子和低压转子进行转速测量时，两路转速测量系统分别通过航空发动机的高速齿轮箱将转速信号传递至转速传感器，转速传感器端输出三路相位差为120°的正弦波电压，电压幅值为O?35V，频率为O?45Hz，该正弦波电压经运算放大器Ul处理后得到正负交替的方波信号，该方波信号经过光耦合器U2进行电平转换后输出单一方向的方波信号，逻辑处理计数模块实现对方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，且逻辑处理计数模块发出的中断命令控制PLC控制器读取并行输出电路输出的16位的并行数据，同时PLC控制器为逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，并根据转速传感器输出正弦波电压频率，控制逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换，即当航空飞机处于起飞阶段时，飞机发动机的转速从O逐渐增大，转速传感器输出正弦波电压频率的频率逐渐增高，此时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的实现低速计数周期为0.1毫秒；当航空飞机处于飞行阶段时，飞机发动机的转速在小范围内波动且明显高于起飞阶段的发动机转速，转速传感器输出正弦波电压频率的频率处于高频状态，此时为提高计数的精确性，此时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的切换至高速计数周期为0.0Ol毫秒；当航空飞机处于降落阶段时，飞机发动机的转速逐渐减小至0，转速传感器输出正弦波电压频率的频率为低频，此时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的切换至低速计数周期为0.1毫秒。
[0026]本领域技术人员可理解附图只为一个优选的实施例的示意图，附图中的工作流程并不一定是实施本发明所必须的。
[0027]本领域技术人员可理解CPLD芯片的计数脉冲率设为可调，根据转速传感器输出正弦波电压频率的频率为低频或高频，调节CPLD芯片的计数脉冲率，以提高计数的精确性，其中正弦波电压频率的切换点并不局限于低频与高频这两个频率阶段，为提高计数的精确性，可将航空飞机飞行至降落的过程任意划分为多个阶段的频率，与此同时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的切换频率也并不局限于低速计数周期为0.1毫秒和低速计数周期为0.001毫秒，为提高计数的精确性，可将航空飞机飞行至降落的过程任意划分为多个阶段的计数周期，通过PLC控制器控制逻辑处理计数模块实现各个阶段计数周期的切换，实现一种变频测量航空发动机的转速，提高了转速测量的可靠性和精确性。
[0028]最后应说明的是:以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其进行限制，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
【权利要求】
1.一种航空发动机转速测试系统，其特征在于，包括:转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块、PLC控制器、并行输出模块和电源模块；所述转速传感器，输入端通过航空发动机的高速齿轮箱与高低压转子相连，用于检测航空发动机输出的转速信号，转速传感器的转速信号输出端与所述电压比较模块电连；所述电压比较模块与所述逻辑处理计数模块电连，用于对所述转速信号电平转换为方波信号，所述逻辑处理计数模块与所述并行输出模块电连，用于实现对所述方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，所述并行输出模块与用于将所述逻辑处理计数模块计算出的周期值转换为16位的并行数据输出至PLC控制器，所述PLC控制器与所述逻辑处理计数模块的控制信号输入端电连，用于为所述逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，以及接收所述逻辑处理计数模块发出的中断命令，并根据所述转速传感器输出正弦波电压频率，控制所述逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。
2.根据权利要求1所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述转速传感器的输出三路相位差为120°的正弦波电压，电压幅值为O?35V，频率为O?45Hz。
3.根据权利要求2所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述电压比较模块的转速信号输入端与所述转速传感器的输出三路中的任意两路电连。
4.根据权利要求1所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述PLC控制器控制所述逻辑处理计数模块的实现高速计数的计数周期为0.001毫秒，实现低速计数的周期为0.1毫秒。
5.根据权利要求1所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述逻辑处理计数模块，采用CPLD芯片，所述CPLD芯片的计数脉冲率设为可调，即根据输入的方波信号的频率，通过PLC控制器控制并调节CPLD芯片的计数脉冲率。
6.根据权利要求1所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述并行输出模块采用NPN型三极管集电极开路输出。
7.根据权利要求1所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述电压比较模块，包括限流电阻、钳位二极管、运算放大器和光耦合器，所述转速传感器的转速信号输出端依次通过限流电阻、钳位二极管与所述运算放大器的正输入端与负输入端电连，所述运算放大器的输出端与所述光稱合器电连。
8.根据权利要求7所述的航空发动机转速测试系统，其特征在于:所述电源模块为24V直流供电电源，电源模块设有电压转换电路，通过电压转换电路将所述24V直流供电电压转换为±12V直流电压、±5V直流电压和3.3V直流电压，分别为运算放大器、逻辑处理计数模块和并行输出模块供电。
【文档编号】G01P3/481GK104198754SQ201410461757
【公开日】2014年12月10日 申请日期:2014年9月11日 优先权日:2014年9月11日
【发明者】王占勇, 唐有才, 王哲, 周凯, 邹刚, 刘振岗, 张玎, 郭刚 申请人:中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区