一种直升机双通道发动机参数采集显示系统

文献发布时间：2023-06-19 10:16:30

技术领域

本发明属于直升机机电参数采集处理显示相关领域技术，具体涉及一种直升机双通道发动机参数采集显示系统。

背景技术

发动机参数采集显示系统主要功能是实现发动机及相关系统参数的采集与显示。传统的发动机参数采集显示系统为单通道系统，在使用中出现系统失效时，飞行员完全丧失发动机参数的指示，影响飞行安全。

而目前检索到的专利中，美国专利US20030193411A1和专利WO0065423A2所要求保护的一种用于电子飞行仪表系统的发动机参数显示器，该电子飞行仪表系统包括至少一个圆形指示仪表，所述仪表具有至少一个着色区域，所述着色区域的大小和颜色随参数波动变化，也仅仅只有单通道，无法在系统失效时，观察到发动机参数指标。

而中国专利CN105416601A所要求保护的一种直升机发动机参数显示系统，用于向驾驶员提供优化的参数显示，主要在于显示的参数包括ESI参数、Ng、ITT、TQ的参数显示和ESI的计算方法，也无法解决在系统失效时，观察到发动机参数指标的问题。

发明内容

本发明的目的：本发明所述一种直升机双通道发动机参数采集显示系统，基于安全性和可靠性的考虑，创造性的采用了双通道设计，两个通道相互备份，当其中任意一个通道失效时，飞行员丧失当前通道的参数的指示，但可以操作另一通道进入复合页面来显示更加全面的发动机参数。

本发明的技术方案：

一种直升机双通道发动机参数采集显示系统，其特征在于：包括结构相同的通道一和通道二，所述的通道一与通道二连接，所述的通道一与通道二互相作为备份，；

所述的通道一、通道二均包括信号调理模块、数据采集处理模块、电源模块和显示模块，所述的电源模块分别给信号调理模块、数据采集处理模块、显示模块供电，所述的信号调理模块与数据采集处理模块连接，所述的数据采集处理模块与显示模块连接；

所述通道一的信号调理模块与通道二的数据采集与处理模块交联，通道二的信号调理模块与通道一的数据采集处理模块交联；

所述的通道一、通道二的数据采集与处理单元互相交联。

进一步，还包括面板按钮，所述的面板按钮分别与通道一、通道二的数据采集处理模块连接。

进一步，所述通道一的信号调理模块与飞机发动机一以及飞机传感器连接；所述通道二的信号调理模块与飞机发动机二以及飞机传感器连接。

进一步，所述通道一的数据采集与处理模块分别与发动机一上EECU、发动机二上的 EECU以及飞机上的大气数据系统连接；

通道二的数据采集与处理模块分别与发动机一上EECU、发动机二上的EECU以及飞机上的大气数据系统连接。

进一步，所述通道一与通道二的数据采集处理模块之间均采用RS232串行接口进行通讯。

进一步，所述数据采集处理模块包括处理器、A/D采集模块和ARINC429接口模块，处理器分别与A/D采集模块和ARINC429接口模块连接；

A/D采集模块采集信号调理模块输出的模拟信号；

ARINC429接口模块采集发动机一上EECU、发动机二上的EECU以及飞机上的大气数据系统发送的ARINC429总线数据。

进一步，所述电源模块与飞机上28V直流电源连接。

进一步，所述数据采集与处理模块通过RS-232串行接口与显示模块连接。

进一步，所述通道一的显示模块显示信息包括：

发动机一的扭矩、燃气涡轮转速、ΔNG、T4温度信息；

发动机二的扭矩、燃气涡轮转速、ΔNG、T4温度信息

发动机一上EECU、发动机二上的EECU以及大气数据系统发送的ARINC429总线信息；

双发扭矩和信息；

所述通道二的显示模块显示信息包括：

发动机一的液压系统压力信息、滑油温度和滑油压力信息、燃油压力信息；

发动机二的液压系统压力信息、滑油温度和滑油压力信息、燃油压力信息；

左燃油箱油量信息、右燃油箱油量信息；

主减速器滑油温度和滑油压力信息；

直流电压信息；

直流供电电流信息；

交流电压信息；

外部大气温度信息。

进一步，当任一通道出现故障，显示模块不能显示正确信息时，将正常通道的显示模块切入复合信息页面进行显示；

复合页面显示的信息包括：

发动一的扭矩、ΔNG、T4温度信息、燃油压力信息；

发动二的扭矩、ΔNG、T4温度信息、燃油压力信息；

主减速器滑油压力信息；

左燃油箱油量信息、右燃油箱油量信息。

本发明的优点是：

1.在满足安全性和可靠性要求的同时，能够独立的完成发动机和直升机机电参数采集处理与显示。

2.既能够很好的应用于传统直升机仪表座舱构型，同时又能良好的适应现代直升机玻璃座舱布局需求。

3.创造性的采用了双通道设计，采集处理通道相互备份，显示通道分为上通道和下通道，当其中任意一个显示通道失效时，另一显示通道能够自动进入符合页面，显示相对全面的发动机和直升机机电参数信息。

附图说明

图1系统原理框图；

图2显示器和按键布局图；

图3主飞行信息页面显示示意图；

图4系统信息页面显示示意图；

图5复合页面显示示意图。

具体实施方式

下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理、制造工艺及操作使用方法等，作进一步详细的说明，以帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解：

本发明所述的一种直升机双通道发动机参数采集显示系统由两个相对独立的通道组成。每个通道有四个不同的模块，分别为信号调理模块、数据采集处理模块、电源模块和显示模块。

数据采集处理模块和显示模块之间、两个数据采集处理模块之间均采用RS232串行接口进行通讯。通过RS232串行总线，两个数据采集处理模块在飞行过程中进行周期性的互检，并且可以让飞行员调节显示画面亮度或者实现显示屏的热启动操作。系统信号调理模块将发动机及直升机的传感器输出的模拟信号、EECU及其它装置输出的离散信号进行调理后，送给两个通道的数据采集处理模块。

具体结构如图1所示，一种直升机双通道发动机参数采集显示系统，包括结构相同的通道一和通道二，所述的通道一与通道二连接，所述的通道一与通道二互相作为备份；

信号调理模块

系统信号调理模块将发动机及直升机的传感器输出的模拟信号、EECU及其它装置输出的离散信号进行调理后，送给两个通道的数据采集处理模块。

主要信号调理功能如下：

1)为压力、温度(电阻测温)传感器提供电源并对其输出信号进行调理。

2)对热电偶输出的电压信号进行调理。

3)对转速传感器输出的信号进行整形，变换成脉冲信号。

4)输入的离散信号转换成TTL电平。

数据采集处理模块

每个通道各选用一套PC104嵌入式计算机系统，包括处理器板、A/D采集板块和计数器和ARINC429接口板。

电源模块

由直升机上28V电源供电，再由内部的电源模块经过变换电路输出来满足整个系统的供电需求。

显示模块

显示器包含两个显示模块(液晶显示屏)，每个通道的显示模块与数据采集处理模块和电源模块相连接，在数据采集处理模块控制下完成背光调节、显示屏加热和显示。数据采集处理模块与显示模块连接与控制原理如下：

1.数据采集处理模块输出RGB视频信号控制LCD屏显示；

2.采集处理模块通过RS-232串行接口控制屏的背光调节；

3.采集处理模块测试显示模块输出的温度信号，由处理器判别、控制屏加热电路，为显示屏提供加热电源。

通道一的信号调理模块与通道二的数据采集与处理模块交联，通道二的信号调理模块与通道一的数据采集处理模块交联；采用RS232串行接口进行通讯。

所述的通道一、通道二的数据采集与处理单元互相交联，所述通道一的信号调理模块与飞机发动机一以及飞机传感器连接；所述通道二的信号调理模块与飞机发动机二以及飞机传感器连接。所述通道一的数据采集与处理模块分别与发动机一上EECU、发动机二上的 EECU以及飞机上的大气数据系统连接；通道二的数据采集与处理模块分别与发动机一上 EECU、发动机二上的EECU以及飞机上的大气数据系统连接。

其中，所述数据采集处理模块包括处理器、A/D采集模块和ARINC429接口模块，处理器分别与A/D采集模块和ARINC429接口模块连接；A/D采集模块采集信号调理模块输出的模拟信号；ARINC429接口模块采集发动机一上EECU、发动机二上的EECU以及飞机上的大气数据系统发送的ARINC429总线数据。

如图2所示，通道一显示模块(上屏)功能性页面分为：主页面和复合页面。通道二显示模块(下屏)功能性页面分为：系统页面、复合页面。发动机参数显示系统前面板共设10个按键，上下通道分别设有5个按键，两个通道间按钮功能相互独立。显示模块集成控制按钮，各按钮功能如下：

a)OFF：系统上电后关闭对应通道，再次按下则重新启动该通道。

b)“BRT”：调节亮度大小按钮。

c)“CONT”：调节对比度按钮。

d)FUN：翻页功能键，在飞行状态下通过该键在默认页面、复合页面之间切换。

e)RESET：恢复默认显示页按键，在任何显示状态下，当按此按键后，系统显示默认的显示页面，即上屏显示发动机参数(飞行信息主页面)，下屏显示系统信息参数(系统信息页面)。

进一步，所述电源模块与飞机上28V直流电源连接，机上28V直流电源给电源模块供电，电源模块转换成其他模块需要的电压，

通道一的显示模块功能性页面分为：主页面和复合页面。通道二的功能性页面分为：系统页面、复合页面。

根据上述直升机双通道发动机参数采集显示系统对发动机和直升机参数的采集显示方案，其主要显示页面包括飞行信息主页面，系统信息页面和符合页面，其中

如图3，所述通道一的显示模块显示信息包括：