航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备及排除方法

技术领域

本申请涉及航空发动机测控技术领域，尤其涉及一种航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备及排除方法。

背景技术

航空辅助动力装置主要用于飞机的发动机地面起动与机上供电，在飞机起动过程中，辅助动力装置常常会出现喘振故障和超温故障，这会导致整架飞机停飞。由于飞机上的监控参数少，当出现喘振故障或超温故障时，由于受到外场维修条件的限制，只能将整架飞机返厂修理，这在一定程度上增加了故障诊断和排除周期，严重影响了飞机的使用效率。

目前尚未有一种能够准确、快捷地判断辅助动力装置起动故障的设备及相应地排除起动故障的方法，并能够同时实现对多种信号参数进行测量。

因此，有必要提出一种方案以改善上述相关技术方案中存在的一个或者多个问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本申请的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本申请实施例第一方面提供航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备，该便携式检测设备包括：

数据采集箱，所述数据采集箱的内底板上可拆卸设置有相互信号隔离的压力信号处理模块、转速信号处理模块和温度信号处理模块；所述压力信号处理模块、所述转速信号处理模块和所述温度信号处理模块分别与模拟量信号处理模块、CPU模块和电源模块连接；

其中，所述转速信号处理模块通过转速测试电缆与航空辅助动力装置连接，所述温度信号处理模块通过温度测试电缆与所述航空辅助动力装置连接；

压力转接箱，所述压力转接箱的一端通过测压软管与所述航空辅助动力装置连接，所述压力转接箱的另一端通过压力测试电缆与所述压力信号处理模块连接；

移动端：所述CPU模块与所述移动端通信连接；

其中，所述电源模块分别与所述CPU模块和所述模拟量信号处理模块连接，所述模拟量信号处理模块与所述CPU模块连接；所述移动端用于实时显示所述航空辅助动力装置的起动故障。

本申请的一示例性实施例中，所述数据采集箱的内底板上设置有卡轨，所述转速信号处理模块和所述温度信号处理模块均设置在所述卡轨上，并均能够沿所述卡轨滑动；

所述数据采集箱的内底板上设置有导轨，所述电源模块、所述CPU模块、所述压力信号处理模块和所述模拟量信号处理模块均可拆卸设置在所述导轨上，并均能够沿所述导轨滑动；

其中，所述导轨与所述卡轨平行设置。

本申请的一示例性实施例中，所述数据采集箱上分别设置有转速信号接口、温度信号接口、压力信号接口和网络信号接口；

其中，所述转速信号接口的外端与所述转速测试电缆连接，所述转速信号接口的内端与所述转速信号处理模块连接；

所述温度信号接口的外端与所述温度测试电缆连接，所述温度信号接口的内端与所述温度信号处理模块连接；

所述压力信号接口的外端与所述压力测试电缆连接，所述压力信号接口的内端与所述压力信号处理模块连接；

所述网络信号接口的外端通过网线与所述移动端连接，所述网络信号接口的内端与所述CPU模块连接。

本申请的一示例性实施例中，所述电源模块包括相互两两连接的电源模块本体、电源接口和电源开关，所述电源接口和所述电源开关均设置在所述数据采集箱上，所述电源模块本体设置在所述导轨上，所述电源接口的外端用于与外部电源连接；

所述转速信号接口、所述温度信号接口、所述压力信号接口、所述网络信号接口、所述电源接口和所述电源开关的下方均设置有信号指示灯，且所有所述信号指示灯均设置在所述数据采集箱上。

本申请的一示例性实施例中，所述压力转接箱的一侧壁上设置有所述压力信号接口，所述压力转接箱的相对侧壁上均匀布设有多个压力接收单元；

每个所述压力接收单元均包括：相互连接的压力转接头和压力传感器；

所述压力转接头设置在所述压力转接箱的外侧壁上，所述压力转接头的接收端通过所述测压软管与所述航空辅助动力装置连接，所述压力转接头的发送端与所述压力传感器连接；

所述压力传感器设置在所述压力转接箱的内侧壁上，所述压力传感器的接收端与所述压力转接头连接，所述压力传感器的发送端与所述压力信号接口连接；

其中，所述航空辅助动力装置上设置有专用转接管，所述专用转接管包括测压转接头，以及分别设置在所述测压转接头两端的对接软管；所述测压软管的一端与所述测压转接头连接，所述测压软管的另一端与所述压力转接头连接。

本申请的一示例性实施例中，所述数据采集箱的底部设置有第一减震件；所述压力转接箱的内底板上设置有第二减震件。

本申请实施例第二方面提供航空辅助动力装置起动故障的排除方法，该排除方法用于对上述所述便携式检测设备检测出的起动故障进行排除，所述排除方法包括以下步骤：

设置航空辅助动力装置的标准参数；

根据所述标准参数，针对不同种类的所述起动故障分别进行诊断和排除；

其中，所述标准参数包括：

n表示转速，单位为％；

t

P

t

P

P

P

P

P

P

P

P

P

P

P

P

△P

△P

所述起动故障的类型包括：假开车过程故障、起动过程中的喘振故障和起动过程中的超温故障。

本申请的一示例性实施例中，对所述假开车过程故障进行诊断和排除包括：

到达起动后的第一预设时间时，若不符合n＝20±2％，则诊断为n不合格，并进行排除；

若符合n＝20±2％，且P

若符合n＝20±2％，且P

若符合n＝20±2％，且P

达到起动后的第二预设时间时，若P

其中，*表示相乘，≮表示不小于。

本申请的一示例性实施例中，对所述喘振故障进行诊断和排除包括：

当(P

对所述喘振故障进行如下诊断和排除：

若P

若t

若t

在喘振前，若△P

本申请的一示例性实施例中，对所述超温故障进行诊断和排除包括：

若n≤30％，且t

若n>30％，且t

根据判断出的所述超温故障进行如下诊断和排除：

起动后的第三预设时间内，若P

若n在35％～40％范围时，若P

若t

其中，*表示相乘。

有益效果：

本申请提出一种航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备及排除方法，至少具有以下有益效果：

(1)通过将数据采集箱和压力转接箱连接，并且在数据采集箱的内底板上设置可拆卸且相互信号隔离的压力信号处理模块、转速信号处理模块和温度信号处理模块，以及模拟量信号处理模块、CPU模块和电源模块，解决了目前数据采集系统体积过大，无法快速和便捷地对多种信号参数进行检测的问题；

(2)通过将数据采集箱内的CPU模块与移动端连接，实现了对各种信号参数进行实时采集和显示，能够使该便携式检测设备具有故障自诊断的效果。并且能够将收集到的信号参数数据存储在移动端，便于对相关信号参数数据进行研究，掌握各信号参数之间的逻辑关系，方便工作人员日后处理相同问题时，能够快速、准确的确定故障类型、位置，及时进行故障排除；

(3)通过将各种信号处理模块设置在数据采集箱和压力转接箱内，并分别在数据采集箱底部设置第一减震件，在压力转接箱内设置第二减震件，能够实现检测设备的便携抗震、结构紧凑，并适应外场复杂环境的特点。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。显而易见的，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本申请示例性实施例中航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备的原理示意图；

图2示出本申请示例性实施例中数据采集箱的透视图；

图3示出本申请示例性实施例中数据采集箱的俯视图；

图4示出本申请示例性实施例中压力转接箱的俯视图；

图5示出本申请示例性实施例中压力转接箱的透视图；

图6示出本申请示例性实施例中测压软管的结构示意图；

图7示出本申请示例性实施例中航空辅助动力装置起动故障的排除方法的步骤示意图。

图中，100、数据采集箱；110、转速信号处理模块；111、转速测试电缆；112、转速信号接口；120、温度信号处理模块；121、温度测试电缆；122、温度信号接口；130、压力信号处理模块；131、测压软管；132、压力测试电缆；133、压力信号接口；140、模拟量信号处理模块；150、CPU模块；160、电源模块本体；161、电源接口；162、电源开关；170、卡轨；180、导轨；190、网络信号接口；200、压力转接箱；210、压力转接头；220、压力传感器；300、专用转接管；310、测压转接头；320、对接软管；400、信号指示灯；500、第一减震件；600、第二减震件；700、移动端。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本申请将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。

此外，附图仅为本申请的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。

本示例实施方式第一方面提供一种航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备，如图1所示，图1示出了本申请提出的便携式检测设备的工作原理。由图1可以看到，该便携式检测设备包括：

数据采集箱100，该数据采集箱100的内底板上可拆卸设置有相互信号隔离的压力信号处理模块130、转速信号处理模块110和温度信号处理模块120；压力信号处理模块130、转速信号处理模块110和温度信号处理模块120分别与模拟量信号处理模块140、CPU模块150和电源模块本体160连接；

其中，转速信号处理模块110通过转速测试电缆111与航空辅助动力装置连接，温度信号处理模块120通过温度测试电缆121与航空辅助动力装置连接；

压力转接箱200，该压力转接箱200的一端通过测压软管131与航空辅助动力装置连接，压力转接箱200的另一端通过压力测试电缆132与压力信号处理模块130连接；

移动端700：CPU模块150与移动端700通信连接；

其中，电源模块本体160分别与CPU模块150和模拟量信号处理模块140连接，模拟量信号处理模块140与CPU模块150连接；移动端700用于实时显示所述航空辅助动力装置的起动故障。

本申请实施例第一方面提出提供一种航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备，至少具有以下有益效果：

(1)通过将数据采集箱100和压力转接箱200连接，并且在数据采集箱100的内底板上设置可拆卸的，且相互信号隔离的压力信号处理模块130、转速信号处理模块110和温度信号处理模块120，以及模拟量信号处理模块140、CPU模块150和电源模块本体160，解决了目前数据采集系统体积过大，无法快速和便捷地对多种信号参数进行检测的问题；

(2)通过将数据采集箱100内的CPU模块150与移动端700连接，实现了对各种信号参数进行实时采集和显示，能够使该便携式检测设备具有故障自诊断的效果。并且能够对将过往收集到的信号参数数据存储在移动端700，便于工作人员对相关信号参数数据进行研究，掌握各信号参数之间的逻辑关系，方便工作人员日后在处理相同问题时，能够快速、准确地确定故障类型、位置，及时进行故障排除；

(3)通过将各种信号处理模块设置在数据采集箱100和压力转接箱200内，并分别在数据采集箱100底部设置第一减震件500，在压力转接箱200内设置第二减震件600，能够实现检测设备的便携抗震、结构紧凑，并适应外场复杂环境的特点。

下面，将对本示例实施例中提出的一种航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备及排除方法进行更详细的说明。

本实施例第一方面提出一种航空辅助动力装置起动故障的便携式检测设备。

在一个实施例中，对数据采集箱100的结构进行了具体的设计，该数据采集箱100主要是用于完成飞机发动机的转速、排气温度的信号转换和所有类型的信号参数的运算处理。

图2示出了该数据采集箱100的透视图，图3示出了该数据采集箱100的俯视图。由图2和图3可以看到：该数据采集箱100的内底板上分别设置了卡轨170和导轨180。其中，转速信号处理模块110和温度信号处理模块120均设置在该卡轨170上，并能够沿着卡轨170进行滑动，安装时，将转速信号处理模块110和温度信号处理模块120滑动连接在卡轨170上即可；拆卸时，只需将转速信号处理模块110和温度信号处理模块120滑出卡轨170。

同样，电源模块本体160、CPU模块150、压力信号处理模块130和模拟量信号处理模块140均可拆卸设置在导轨180上，并均能够沿着导轨180进行滑动，安装时，将电源模块本体160、CPU模块150、压力信号处理模块130和模拟量信号处理模块140滑动连接在导轨180上即可；拆卸时，只需将电源模块本体160、CPU模块150、压力信号处理模块130和模拟量信号处理模块140滑出导轨180。

这样的设计一方面便于该便携式采集设备的安装和拆卸，减小了该便携式采集设备的体积，使其更为方便和快捷；另一方面，也实现了能够同时对多种信号参数进行检测，解决了由于外场环境复杂，使检测信号种类单一的问题。

并且该导轨180和卡轨170相互平行设置，有利于各模块之间的线路连接。

进一步地，还可以在位于最外端的模块上设置拉手，这样使工作人员能够更为方便的对各模块进行安装和拆除。

在一个实施例中，由图2可以清晰的看到，该数据采集箱100上分别设置转速信号接口112、温度信号接口122、压力信号接口133和网络信号接口190。

进一步地，转速信号接口112的外端与转速测试电缆111连接，转速信号接口112的内端与转速信号处理模块110连接。这里，辅助动力装置的转速信号通过转速测试电缆111传输至数据采集箱100，通过转速信号接口112传入转速信号处理模块110，该转速信号经过整形、滤波、变换成标准的电压信号，再经过模拟量信号处理模块140后，转换成数字信号，在移动端700上显示。

进一步地，温度信号接口122的外端与温度测试电缆121连接，温度信号接口122的内端与温度信号处理模块120连接；这里，辅助动力装置的温度信号通过温度测试电缆121传输至数据采集箱100，通过温度信号接口122传入温度信号处理模块120，该温度信号经过整形、滤波、变换成标准的电压信号，再经过模拟量信号处理模块140后，转换成数字信号，在移动端700上显示。

进一步地，压力信号接口133的外端与压力测试电缆132连接，压力信号接口133的内端与压力信号处理模块130连接；数据采集箱100接收到压力信号后，将其传输给模拟量信号处理模块140后，转换成数字信号，并通过网络信号接口190显示在移动端700上。

进一步地，网络信号接口190的外端通过网线与移动端700连接，网络信号接口190的内端与CPU模块150连接。

通过各种信号接口与各种类型的测试电缆、移动端700进行连接，从而实现了该数据采集箱100的基本功能。

在一个实施例中，由图2可以看到，该电源模块包括相互两两连接的电源模块本体160、电源接口161和电源开关162，电源接口161和电源开关162均设置在数据采集箱100上，电源模块本体160设置在导轨180上。电源模块本体160用于整个便携式检测设备的电流供应。电源接口161的外端与外部电源连接，电源接口161的内端分别与压力信号处理模块130、转速信号处理模块110、温度信号处理模块120、模拟量信号处理模块140和CPU模块150连接。由于压力转接箱200与数据采集箱100相连接，因此该电源模块本体160同时也为压力转接箱200进行供电。

这里供电电源经电源接口161和电源开关162后，转换为24v的直流电，再给其他各模块进行供电，同时点亮相应的信号指示灯400。

进一步地，上述所有类型的信号接口，电源接口161和电源开关162的下方均设置了信号指示灯400。这样方便工作人员及时了解各接口的工作情况，及时排查到出现问题的接口，提高了工作效率。

在一个实施例中，如图4和图5所示，对压力转接箱200进行了具体设计。该压力转接箱200的一侧壁上设置有压力信号接口133，压力转接箱200的相对侧壁上均匀布设有多个压力接收单元；

每个压力接收单元均包括：相互连接的压力转接头210和压力传感器220；

压力转接头210设置在压力转接箱200的外侧壁上，压力转接头210的接收端通过所述测压软管131与航空辅助动力装置连接，压力转接头210的发送端与压力传感器220连接；

压力传感器220设置在压力转接箱200的内侧壁上，压力传感器220的接收端与压力转接头210连接，压力传感器220的发送端与压力信号接口133连接。

这里，为了解决辅助动力装置在飞机上的狭小空间内安装不便，所需压力无法直接测量的问题，设计了专用转接管300。该专用转接管300包括测压转接头310，用于与测压软管131连接，测压转接头310的两端采用与辅助动力装置接口一致的柔性对接软管320，实现了与辅助动力装置结构的适配。如图6所示，在使用该便携式检测设备时，需要首先拆除在航空辅助动力装置上辅助动力装置起动压气机后的空气压力、起动空气泵后空气压力、集气室放气活门出口压力.集气室放气活门上活塵上腔空气压力、集气室放气活门上活塞下腔空气压力、集气室放气活门下活塞上腔空气压力、集气室放气后门下活塞下腔空气压力、辅助动力装置入口滑油压力、辅助动力装置入口处的燃油压力、起动Ⅰ油路压力、起动Ⅰ油路压力、主燃油压力等处的管路，然后在相应的拆除位置分别用一个专用转接管300替代，该专用转接管300包括测压转接头310，以及分别设置在该测压转接头310两端的对接软管320组成。这时，测压软管131的一端与测压转接头310连接，测压软管131的另一端与压力转接头210连接。

在一个实施例中，由图2可以看到，在数据采集箱100的底部四个角还设置了第一减震件500，优选为4个减震支撑垫片。在压力转接箱200的底板上还设置了第二减震件600，优选为减震垫。这样的设计使该便携式检测设备具有了一定的抗震能力，更适于在复杂的外场环境下工作。

此外，本申请中数据采集箱100还与移动端700连接，从而能够对采集到的各种信号参数进行存储、显示和分析，方便工作人员能够快速、准确地确定故障类型和位置，及时进行故障排除。该移动端700可以优选为计算机或笔记本电脑，并且该移动端700安装有测试软件。

需要说明的是，本实施例中，数据采集箱100和压力转接箱200分别采用独立的分体式设计，从而保证了工作人员与发动机保持一定距离，有效隔离了发动机的噪声。数据采集箱100的外形尺寸不超过250×200×150，重量不大于4公斤。压力转接箱200的外形尺寸不超过250×150×150，重量不大于3公斤。为了避免使用时外场环境损坏数据采集箱100和压力转接箱200，这两个箱体均采用高强度铝合金材料制成，底板均增设了减震件，使整个检测设备小巧轻便，耐腐抗震，更能够适应外场复杂的电磁环境，并满足了便携移动性要求。

本实施例中，飞机发动机转速取自转速传感器2500A，由于飞机转速传感器的特殊性，用常规方法不能直接进行读取。这时，首先需要对输出信号进行整形、放大等预处理后，才能对转速信号进行后续的采集处理。温度信号取自接线板K-82。同时，为了不影响飞机原线路，这里设计了专用插头对转速信号和温度信号进行了重新分配，从而实现了飞机飞行参数和该便携式检测设备同步显示，达到了同时测量的目的，便于在使用后快速恢复。

本实施例第二方面提出一种航空辅助动力装置起动故障的排除方法，该排除方法用于对上述便携式检测设备检测出的起动故障进行排除，如图7所示，可以包括以下步骤：

步骤S101：设置航空辅助动力装置的标准参数。

步骤S102：据标准参数，针对不同种类的起动故障分别进行诊断和排除。

其中，所述标准参数包括：

n表示转速，单位为％；

t

P

t

P

P

P

P

P

P

P

P

P

P

P

P

△P

△P

起动故障的类型包括：假开车过程故障、起动过程中的喘振故障和起动过程中的超温故障。

在一个实施例中，对假开车过程故障进行诊断和排除包括：

到达起动后的第一预设时间时，若不符合n＝20±2％，则诊断为n不合格，并进行排除；本实施例中，第一预设时间为按下起动按钮后32秒。

若符合n＝20±2％，且P

若符合n＝20±2％，且P

若符合n＝20±2％，且P

达到起动后的第二预设时间时，若P

这里，*表示相乘，≮表示不小于。

在一个实施例中，对喘振故障进行诊断和排除包括：

当(P

对喘振故障进行如下诊断和排除：

若P

若t

若t

在喘振前，若△P

在一个实施例中，对超温故障进行诊断和排除包括：

若n≤30％，且t

若n>30％，且t

根据判断出的超温故障进行如下诊断和排除：

起动后的第三预设时间内，若P

若n在35％～40％范围时，若P

若t

其中，*表示相乘。

这里需要说明的是，本实施例中，对于移动端，在开机默认在线监测状态下，点击测试软件中的“录像停止”按钮，按钮呈红色，此时不记录采集的信号参数数据。在需要记录时，点击“录像开始”按钮，按钮呈绿色，此时开始录像。在需要判断故障原因时，点击“诊断”按钮，系统会对故障自动分析，并出具判断报告，实现了故障自诊断的效果。为了便于观察，对于小量程信号参数数据方大50倍，对排气温度缩小了5倍，转速信号不变，示波曲线显示实时数据。测量参数示波曲线设置了不同颜色的对应标识，从而使分析、识别更为快速和直观。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请实施例的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行结合和组合。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本申请的其它实施方案。本申请旨在涵盖本申请的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本申请的一般性原理并包括本申请未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。