航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

喬恕立，閆文吉，李仙麗，陳紅亮

（1.沈陽黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，沈陽110043；2.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

喬恕立1，閆文吉2，李仙麗2，陳紅亮2

（1.沈陽黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，沈陽110043；2.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703）

針對(duì)現(xiàn)有航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)方法存在檢測(cè)速度慢、勞動(dòng)強(qiáng)度大、不能對(duì)已有數(shù)據(jù)存儲(chǔ)以便事后分析等問題，設(shè)計(jì)了一種基于檢測(cè)傳感器特征參數(shù)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)，開發(fā)了用于原位檢測(cè)和離線檢測(cè)的軟件系統(tǒng)。硬件部分采用模塊化設(shè)計(jì)思想，較好地實(shí)現(xiàn)了檢測(cè)系統(tǒng)的通用性和擴(kuò)展性。應(yīng)用表明，該檢測(cè)系統(tǒng)不僅檢測(cè)速度快、數(shù)據(jù)準(zhǔn)確、可靠，而且功能全面、操作簡(jiǎn)單、便于攜帶，達(dá)到了設(shè)計(jì)目標(biāo)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；電氣故障檢測(cè)；嵌入式系統(tǒng)；便攜式；數(shù)據(jù)采集；模塊化設(shè)計(jì)

1　引言

目前，航空發(fā)動(dòng)機(jī)新機(jī)型研制過程中的臺(tái)架試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)出廠檢驗(yàn)、交付后日常維護(hù)時(shí)，一般采用萬用表人工檢測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)電氣系統(tǒng)。實(shí)踐表明，這種方法在使用上存在諸如勞動(dòng)強(qiáng)度大、檢測(cè)速度慢、自動(dòng)化程度低等缺點(diǎn)，不僅降低了生產(chǎn)效率，而且還易受人為因素影響，導(dǎo)致檢測(cè)結(jié)果差異較大［1］。另外，在一些特殊的傳感器（如電感型傳感器等）應(yīng)用中也受到很大的限制。由于國外對(duì)我國航空技術(shù)封鎖嚴(yán)密，與進(jìn)口發(fā)動(dòng)機(jī)配套的檢測(cè)系統(tǒng)成本頗高，并且只能檢測(cè)該型發(fā)動(dòng)機(jī)，通用性較差［2］。隨著我國國產(chǎn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動(dòng)機(jī)種類越來越多，采用進(jìn)口檢測(cè)系統(tǒng)已不能滿足發(fā)展需求，迫切需要研制我國自己的檢測(cè)系統(tǒng)。

為此，本文提出并設(shè)計(jì)了基于檢測(cè)傳感器特征參數(shù)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)。該系統(tǒng)可用于檢測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)上多種類型傳感器的通、斷、短路等導(dǎo)通性指標(biāo)，以及傳感器電纜芯線之間、芯線與殼體之間的絕緣性，具有檢測(cè)速度快、自動(dòng)化程度高、可檢測(cè)傳感器種類多、便于攜帶等特點(diǎn)，具有廣泛的市場(chǎng)前景。

2　檢測(cè)原理

2.1電阻型傳感器檢測(cè)原理

發(fā)動(dòng)機(jī)電氣系統(tǒng)所需檢測(cè)的各類傳感器、閥門及點(diǎn)火裝置，大多為電阻型負(fù)載。因此，除測(cè)溫?zé)犭娕己碗姼行蛡鞲衅魍?，均可通過測(cè)量負(fù)載內(nèi)阻和負(fù)載與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)殼間的絕緣性，來綜合判斷電氣回路和傳感器連接是否良好。如圖1所示，當(dāng)檢測(cè)系統(tǒng)在負(fù)載上加載一個(gè)恒定的激勵(lì)電流時(shí)，負(fù)載兩端會(huì)產(chǎn)生一個(gè)壓降。根據(jù)歐姆定律可知，對(duì)于阻性負(fù)載，負(fù)載兩端的壓降U與通過負(fù)載的電流I的比值等于負(fù)載的內(nèi)阻R，即R=U/I。所以，當(dāng)R無窮大時(shí)檢測(cè)回路處于斷路狀態(tài)，當(dāng)R為零時(shí)檢測(cè)回路處于短路狀態(tài)，當(dāng)Rmin≤R≤Rmax（Rmin、Rmax分別為傳感器內(nèi)阻的最小值和最大值）時(shí)檢測(cè)回路正常。

圖1　電阻型傳感器檢測(cè)原理框圖Fig.1 The principle of test for resistances

被測(cè)電纜與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)殼、被測(cè)電纜線芯之間絕緣性的檢測(cè)，與傳感器內(nèi)阻檢測(cè)原理基本一致，只需檢測(cè)被測(cè)電纜與機(jī)殼間的電阻即可。當(dāng)R無窮大時(shí)絕緣性良好，當(dāng)R較小時(shí)絕緣性較差。

2.2電感型傳感器檢測(cè)原理

由于電感型傳感器的直流內(nèi)阻很小，一般在幾百歐甚至幾十歐，所以本系統(tǒng)采用測(cè)量復(fù)阻抗的方法進(jìn)行檢測(cè)。即對(duì)傳感器施加一定頻率的激勵(lì)信號(hào)，對(duì)其響應(yīng)信號(hào)進(jìn)行采樣并進(jìn)行離散傅里葉變換（DFT），根據(jù)DFT結(jié)果計(jì)算對(duì)應(yīng)頻率返回響應(yīng)信號(hào)的模值和相位，再通過計(jì)算進(jìn)而得到被測(cè)復(fù)阻抗的模值和相位信息。如圖2所示，激勵(lì)信號(hào)由發(fā)射級(jí)的直接數(shù)字式混頻合成器（DDS）內(nèi)核輸出的信號(hào)經(jīng)過一個(gè)可編程增益級(jí)產(chǎn)生，并在VOUT接口上提供。激勵(lì)信號(hào)經(jīng)過待測(cè)傳感器后由VIN接口進(jìn)入系統(tǒng)的接收級(jí)，并在電流電壓轉(zhuǎn)換器的輸出端產(chǎn)生一個(gè)電壓信號(hào)，再經(jīng)過可編程增益放大器和抗混疊濾波器后由模數(shù)轉(zhuǎn)換器（ADC）轉(zhuǎn)換成數(shù)字量。最后ADC輸出的數(shù)字量被送入數(shù)字信號(hào)處理（DSP）引擎執(zhí)行DFT處理。

圖2　電感型傳感器檢測(cè)原理框圖Fig.2 The principle of test for inductances

圖中，DDS CORE（27 BITS）是一個(gè)27位的直接數(shù)字式混頻合成器核；OSCILLATOR是振蕩器為DDS提供時(shí)鐘；LPF是個(gè)低通濾波器，濾除高頻噪聲；TEMPERATURE SENSOR是片上溫度傳感器，用于采集環(huán)境溫度進(jìn)行溫度補(bǔ)償計(jì)算：WINDOWING OF DATA是加窗函數(shù)操作；REAL REGISTER和IMAGINARY REGISTER分別是阻抗計(jì)算結(jié)果的實(shí)部和虛部。

DFT算法［3］表示如下：

每次測(cè)量的1 024個(gè)樣本對(duì)應(yīng)的乘積值累加，分別存儲(chǔ)在實(shí)部寄存器Rreg和虛部寄存器Ireg中，通過下式可計(jì)算得到該信號(hào)的幅度和相位：

再根據(jù)系統(tǒng)的增益系數(shù)（增益系數(shù)為軟件內(nèi)部參數(shù)，在阻抗測(cè)量系統(tǒng)校準(zhǔn)時(shí)得到），即可得到被測(cè)阻抗模值實(shí)際大?。?/p>

從而傳感器的電感［5］為：

實(shí)際使用時(shí)，增益系數(shù)會(huì)隨激勵(lì)信號(hào)頻率的變化而變化，從而導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果存在誤差。為盡量減小該誤差，激勵(lì)信號(hào)的頻率應(yīng)盡可能與校準(zhǔn)時(shí)采用的頻率一致。

3　電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)的組成

航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)通過測(cè)試航空發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)特征參數(shù)，用以檢測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)電氣線路的連接特性和檢查發(fā)動(dòng)機(jī)各測(cè)量傳感器好壞。航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)，由HMI（高性能嵌入式人機(jī)界面）人機(jī)交互子系統(tǒng)、嵌入式測(cè)試主機(jī)及測(cè)試電纜等組成，其構(gòu)成框圖如圖3所示。測(cè)試觸點(diǎn)共180個(gè)，通過開關(guān)陣列選通連接到后級(jí)測(cè)試系統(tǒng)。

圖3　航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)組成框圖Fig.3 The constitution of electrical-failure test system for aero-engine

3.1人機(jī)交互子系統(tǒng)

人機(jī)交互子系統(tǒng)是一套以嵌入式低功耗CPU為核心的HMI，采用高亮度TFT液晶顯示屏和電阻式觸摸屏。系統(tǒng)的所有操作和數(shù)據(jù)顯示均通過該觸摸屏完成。應(yīng)用程序主要有電氣檢測(cè)、系統(tǒng)配置、日志查詢和儀器自檢四部分功能，如圖4所示。電氣檢測(cè)功能可快速高效地檢測(cè)航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳感器、線纜連接的好壞，以及線纜與發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)殼的絕緣性能等。系統(tǒng)配置功能可靈活配置，適用于多種類型發(fā)動(dòng)機(jī)。日志管理功能可對(duì)檢測(cè)日志和運(yùn)維日志進(jìn)行采集、搜索、分析、可視化、報(bào)表生成，方便用戶對(duì)檢測(cè)結(jié)果的分析和歸檔。儀器自檢功能可為系統(tǒng)檢測(cè)結(jié)果的可靠性、準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性提供保障。

圖4　航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)及人機(jī)交互子系統(tǒng)Fig.4 The HMI of electrical failure test system for aero-engine

3.2測(cè)試主機(jī)

測(cè)試主機(jī)采用嵌入式開發(fā)平臺(tái)EM9160+CPLD的雙CPU控制架構(gòu)。EM9160作為核心處理器完成任務(wù)調(diào)度、模數(shù)轉(zhuǎn)換器控制和與上位HMI通信等功能，CPLD作為協(xié)處理器實(shí)現(xiàn)開關(guān)陣列的關(guān)斷和導(dǎo)通控制邏輯。為節(jié)省CPU的引腳資源，CPLD和ADC芯片都采用四線制SPI與EM9160進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，且二者共用時(shí)鐘線和數(shù)據(jù)線，由片選線區(qū)分不同器件的星型拓?fù)溥B接方式。

為提高通信速率，系統(tǒng)采用硬件SPI，波特率為2 Mbps，使用GPIO口代替硬件SPI中的片選（CS）線。考慮到產(chǎn)品的通用性和擴(kuò)展性，設(shè)計(jì)電路時(shí)采用模塊化設(shè)計(jì)思想，將EM9160、模數(shù)轉(zhuǎn)換器、電源及以太網(wǎng)通信設(shè)計(jì)成一塊CPU模塊電路板，每32個(gè)觸點(diǎn)的開關(guān)陣列和CPLD譯碼電路設(shè)計(jì)成一塊通道選擇模塊電路板。如此，系統(tǒng)的采集電路由一個(gè)CPU模塊和6個(gè)通道選擇模塊組成。

3.3系統(tǒng)軟件

系統(tǒng)軟件負(fù)責(zé)航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)的整體功能調(diào)度，控制設(shè)備的底層硬件，采集相關(guān)數(shù)據(jù)，并將采集的數(shù)據(jù)與數(shù)據(jù)字典中的數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，判斷被測(cè)量是否正常，并將結(jié)果顯示和存儲(chǔ)。下面分別結(jié)合軟件關(guān)系圖及軟件系統(tǒng)層次圖進(jìn)行說明。

如圖5所示，軟件系統(tǒng)的關(guān)系圖從功能角度描述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件內(nèi)部模塊與外部應(yīng)用模塊間的關(guān)聯(lián)關(guān)系。大方框內(nèi)包含航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件實(shí)現(xiàn)的功能庫和硬件驅(qū)動(dòng)，這些構(gòu)成了航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件的功能支持；方框內(nèi)的數(shù)據(jù)字典包括航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件提供的各類數(shù)據(jù)和參數(shù)，實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件的數(shù)據(jù)支持功能。方框外圍描述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件上需要的應(yīng)用功能模塊，包括用戶界面、電氣檢測(cè)模塊、系統(tǒng)配置模塊、日志管理模塊和通信管理等。這些模塊利用航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件提供的數(shù)據(jù)集合、功能庫和調(diào)用接口，實(shí)現(xiàn)與航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件內(nèi)部模塊的交互。

圖5　航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件關(guān)系圖Fig.5 The Relationship graph of software used in the electrical failure test system for aero-engine

航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)的系統(tǒng)軟件基于實(shí)時(shí)系統(tǒng)的思想實(shí)現(xiàn)［4］，如圖6所示。其中，硬件驅(qū)動(dòng)層、系統(tǒng)控制層、應(yīng)用功能層構(gòu)成了軟件平臺(tái)。底層硬件驅(qū)動(dòng)程序作為單獨(dú)的一層，硬件驅(qū)動(dòng)按照子程序庫的方式提供給上層，從而和系統(tǒng)控制一起提供對(duì)應(yīng)用功能層的支持。系統(tǒng)控制層是進(jìn)行內(nèi)存分配、時(shí)間調(diào)度和中斷管理，系統(tǒng)控制實(shí)際應(yīng)用于實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，這里只是保留以供將來擴(kuò)展。應(yīng)用功能層是建立在系統(tǒng)控制層之上的應(yīng)用程序，利用系統(tǒng)控制層和硬件驅(qū)動(dòng)層提供的功能服務(wù)完成整個(gè)軟件的業(yè)務(wù)邏輯。

圖6　航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)軟件層次圖Fig.6 The hierarchical graph of software used in the electrical failure test system for aero-engine

4　系統(tǒng)應(yīng)用與分析

為驗(yàn)證本系統(tǒng)的可靠性和實(shí)用性，在某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了檢測(cè)應(yīng)用。環(huán)境條件為，環(huán)境溫度10℃，周圍無較強(qiáng)的振動(dòng)和干擾源。檢測(cè)時(shí)將測(cè)試電纜與發(fā)動(dòng)機(jī)接口相連，先開啟檢測(cè)系統(tǒng)預(yù)熱2～3 min，待溫度穩(wěn)定后即可開始檢測(cè)。檢測(cè)系統(tǒng)在檢測(cè)完畢后會(huì)自動(dòng)生成報(bào)表，如圖7所示。從圖中可看出，檢測(cè)結(jié)果與參考值誤差很小，絕緣電阻可達(dá)4 MΩ，滿足檢測(cè)需求。

圖7　航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)檢測(cè)報(bào)表Fig.7 The report forms of electrical failure test system for aero-engine

5　結(jié)束語

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)上各類傳感器的特征參數(shù)，開發(fā)了基于工業(yè)以太網(wǎng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)電氣故障檢測(cè)系統(tǒng)，并在發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)架及現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)試。測(cè)試結(jié)果表明，與傳統(tǒng)檢測(cè)方法相比，該系統(tǒng)具有操作方便、運(yùn)行穩(wěn)定可靠、檢測(cè)速度快、檢測(cè)精度高、可自動(dòng)生成報(bào)表、檢測(cè)結(jié)果受人為因素影響較小等特點(diǎn)，且具備良好的擴(kuò)展性、靈活性和可維護(hù)性，因而具有廣泛的應(yīng)用前景。

［1］ 郭琪.便攜式航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合測(cè)試儀的研制［D］.南京：南京航空航天大學(xué)，2010.

［2］ 宋建華，王正，朱興動(dòng)，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)綜合調(diào)節(jié)器檢測(cè)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)［J］.測(cè)控技術(shù)，2014，33（12）：50—53.

［3］ Meyeer-Baese U.數(shù)字信號(hào)處理的FPGA實(shí)現(xiàn)［M］.劉凌，胡永生，譯.北京：清華大學(xué)出版社，2003：179—181.

［4］ 余宏兵，李寶安，申功勛.基于ARM的WINCE系統(tǒng)定制［J］.現(xiàn)代電子技術(shù)，2008，10：70—75.

［5］ 吳亮亮，錢曉明.無接觸供電系統(tǒng)原邊恒流技術(shù)的研究［J］.工業(yè)控制計(jì)算機(jī)，2013，26（4）：128—130.

Design of electrical failure test system for the aero-engine

QIAO Shu-li1，YAN Wen-ji2，LI Xian-li2，CHEN Hong-liang2

（1.Shengyang Liming Aero-Engine（Group）Corporation Ltd.，Shenyang 110043，China；2.China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

In order to speed up the detection rate in the electrical failure testing of aero-engine，reduce the labor intensity and overcome the problem that the testing data cannot be stored for data post-processing，a test system based on testing the characteristic parameter of sensors was designed，and a software system for the test system in situ detection and offline testing was developed.Modular design was adopted in hardware system designing which can improve the generality and extensibility for the test system.Experiments show that the test system is not only fast，accurate and reliable，but also versatile，operable and easy-carrying，which meets design requirements.

aero-engine；electrical failure test；embedded system；easy-carrying；data acquisition；modular design

V242

A

1672-2620（2016）04-0043-04

2016-06-01；

2016-08-29

喬恕立（1974-），男，遼寧本溪人，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試。