一种飞机推进系统试验系统技术方案

本申请属于飞机推进系统试验技术领域，具体涉及一种飞机推进系统试验系统，包括：飞机状态监控器，能够输出飞机油门控制指令、飞机发动机控制指令；飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置；飞机油门控制组件，与飞机状态监控器、飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置，以能够根据飞机油门控制指令控制飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置进行相应的动作；飞机发动机仿真器；飞机发动机信息综合计算机，与飞机状态监控器、飞机发动机仿真器连接，以能够根据飞机发动机控制指令控制发动机仿真器运行，以及接收飞机发动机仿真器运行的反馈信号，飞机状态监控器基于该反馈信号输出相应的飞机状态参数。相应的飞机状态参数。相应的飞机状态参数。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机推进系统试验系统


[0001]本申请属于飞机推进系统试验
，具体涉及一种飞机推进系统试验系统。

技术介绍

[0002]飞机推进系统主要包括飞机发动机自动起动装置、发动机信息综合计算机、油门控制组件以及发动机，其设计的合理性直接关系到飞机飞行安全，对其进行地面试验，验证其功能的实现及其静态/动态性能指标，获取相应的参数，可为飞机推进系统的改进设计提供数据支持，尤其是对于无人机飞机推进系统的改进设计具有十分重要的意义。
[0003]当前缺少一种能够进行飞机推进系统试验，验证其功能的实现及其静态/动态性能指标，获取相应的参数的有效技术方案。
[0004]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0005]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0006]本申请的目的是提供一种飞机推进系统试验系统，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0007]本申请的技术方案是：
[0008]一种飞机推进系统试验系统，包括：
[0009]飞机状态监控器，能够输出飞机油门控制指令、飞机发动机控制指令；
[0010]飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置；
[0011]飞机油门控制组件，与飞机状态监控器、飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置，以能够根据飞机油门控制指令控制飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置进行相应的动作；
[0012]飞机发动机仿真器；
[0013]飞机发动机信息综合计算机，与飞机状态监控器、飞机发动机仿真器连接，以能够根据飞机发动机控制指令控制发动机仿真器运行，以及接收飞机发动机仿真器运行的反馈信号，飞机状态监控器基于该反馈信号输出相应的飞机状态参数。
[0014]根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机状态监控器能够输出飞机发动机自动启动控制指令；
[0015]飞机推进系统试验系统还包括：
[0016]飞机发动机自动启动装置，与飞机发动机信息综合计算机连接；飞机发动机信息综合计算机能够根据飞机发动机自动启动控制指令控制飞机发动机自动启动装置进行相应的动作。
[0017]根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械
连杆及发动机主泵模拟装置包括：
[0018]飞机油门负载模拟力矩电机；
[0019]扭矩传感器，与飞机油门负载模拟力矩电机的输出轴、飞机状态监控器连接；飞机状态监控器能够根据扭矩传感器的反馈信号控制飞机油门负载模拟力矩电机的扭矩输出；
[0020]传动轴，一端扭矩传感器连接；
[0021]飞机油门机械连杆，一端与飞机油门控制组件连接，以能够在飞机油门控制组件控制下进行相应的动作；
[0022]编码器，与传动轴的另一端、飞机油门机械连杆的另一端、飞机状态监控器连接，以能够向飞机状态监控器传输飞机油门机械连杆的转动角度。
[0023]根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置还包括：
[0024]联轴器，一端与扭矩传感器连接，另一端与传动轴背向编码器的一端连接。
[0025]根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置还包括：
[0026]第一支架，与飞机油门负载模拟力矩电机连接，以支撑飞机油门负载模拟力矩电机；
[0027]第二支架，与编码器连接，以支撑编码器。
[0028]根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，发动机仿真器中能够配置发动机故障信息。
[0029]根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，还包括：
[0030]接口仿真器，与飞机发动机仿真器、飞机发动机信息综合计算机连接，将飞机发动机信息综合计算机对发动机的控制信号转换为相应的数字信号向飞机发动机仿真器传输，以控制发动机仿真器运行，以及将飞机发动机仿真器运行的反馈信号转换为相应的传感器信号向飞机发动机信息综合计算机传输。
附图说明
[0031]图1是本申请实施例提供的飞机推进系统试验系统的示意图；
[0032]图2是本申请实施例提供的飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置的示意图；
[0033]图3是本申请实施例提供的接口仿真器及其飞机发动机仿真器、飞机发动机信息综合计算机的示意图；
[0034]其中：
[0035]1‑
飞机状态监控器；2
‑
飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置；3
‑
飞机油门控制组件；4
‑
飞机发动机仿真器；5
‑
飞机发动机信息综合计算机；6
‑
飞机油门负载模拟力矩电机；7
‑
扭矩传感器；8
‑
传动轴；9
‑
飞机油门机械连杆；10
‑
编码器；11
‑
接口仿真器；12
‑
飞机发动机自动启动装置；13
‑
联轴器；14
‑
第一支架；15
‑
第二支架。
[0036]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0037]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0038]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机推进系统试验系统，其特征在于，包括：飞机状态监控器(1)，能够输出飞机油门控制指令、飞机发动机控制指令；飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置(2)；飞机油门控制组件(3)，与飞机状态监控器(1)、飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置(2)，以能够根据飞机油门控制指令控制飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置(2)进行相应的动作；飞机发动机仿真器(4)；飞机发动机信息综合计算机(5)，与飞机状态监控器(1)、飞机发动机仿真器(4)连接，以能够根据飞机发动机控制指令控制发动机仿真器(4)运行，以及接收飞机发动机仿真器(4)运行的反馈信号，飞机状态监控器(1)基于该反馈信号输出相应的飞机状态参数。2.根据权利要求1所述的飞机推进系统试验系统，其特征在于，飞机状态监控器(1)能够输出飞机发动机自动启动控制指令；所述飞机推进系统试验系统还包括：飞机发动机自动启动装置(12)，与飞机发动机信息综合计算机(5)连接；飞机发动机信息综合计算机(5)能够根据飞机发动机自动启动控制指令控制飞机发动机自动启动装置(12)进行相应的动作。3.根据权利要求1所述的飞机推进系统试验系统，其特征在于，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置(2)包括：飞机油门负载模拟力矩电机(6)；扭矩传感器(7)，与飞机油门负载模拟力矩电机(6)的输出轴、飞机状态监控器(1)连接；飞机状态监控器(1)能够根据扭矩传感器(7)的反馈信号控制飞机油门负载模拟力矩电机(6)的扭矩输出；传动轴(8)，...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄金芷，刁科锋，刘娇，戴超琦，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：