航空发动机参数控制装置及方法与流程

1.本发明涉及航空发动机参数控制领域，具体涉及一种航空发动机参数控制装置及方法。


背景技术：

2.因发动机工作时自身温度很高，不适宜电子产品工作环境，传统航空发动机数据均记录在随发动机的履历本上，通过纸质文字的记录方式增加了发动机配套材料，同时也带来了履历本丢失导致的发动机控制参数、故障参数、工作时限等重要数据丢失的问题，由于发动机参数需手工进行记录也带来了因人为差错导致的数据记录错误的问题，因发动机具有寿命，需专人随时关注发动机的使用时间避免发动机超限使用的问题。
3.因发动机工作时自身温度很高，不适宜电子产品工作环境，传统航空发动机数据均记录在发动机壳体装订的铝制标牌上，该种方式只能记录发动机出厂时的参数，但发动机随着工作时间的增加，整个发动机的性能及控制参数均会改变，这会导致发动机控制状态量不能与发动机实时性能进行完全匹配。
4.通过纸质文字的记录方式增加了发动机配套材料，同时也带来了履历本丢失导致的发动机控制参数、故障参数、工作时限等重要数据丢失的问题，由于发动机参数需手工进行记录也带来了因人为差错导致的数据记录错误的问题，因发动机具有寿命，需专人随时关注发动机的使用时间避免发动机超限使用的问题。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供一种航空发动机参数控制装置及方法，实现了航空发动机参数自动输入更新存储，保证了航空发动机控制状态与航空发动机参数的一致性。
6.本发明采取如下技术方案实现上述目的，航空发动机参数控制装置，包括存储模块、通信转换模块以及控制模块，所述控制模块分别与存储模块与通信转换模块连接，所述存储模块用于存储航空发动机的参数数据；通信转换模块用于与航空发动机的控制器进行通信；控制模块用于在航空发动机上电时将存储的航空发动机的参数数据通过通信转换模块传输至航空发动机的控制器，航空发动机的控制器根据航空发动机的使用数据以及故障数据对航空发动机的参数数据进行修正，同时记录航空发动机的使用数据以及故障数据，并将修正后的航空发动机的参数数据传输至存储模块，对存储的航空发动机的参数数据进行更新。
7.进一步的是，为了降低装置内部温度，所述控制装置还包括覆盖控制装置表面的金属壳体，所述金属壳体与控制装置表面之间填充有隔热材料。
8.进一步的是，为了提高装置安全性，所述控制装置的安装位置由航空发动机进气口位置与航空发动机的滑油机匣决定。
9.进一步的是，为了延长装置使用时长，所述控制装置还包括电源模块，所述电源模块用于为控制装置提供电源。
10.进一步的是，为了降低发动机振动对装置的影响，所述控制装置还包括加固模块，所述加固模块用于为控制装置中的模块进行加固处理。
11.进一步的是，为了提高数据处理能力，所述控制模块为嵌入式处理器。
12.航空发动机参数控制方法，应用于上述所述的航空发动机参数控制装置，所述方法包括：
13.步骤1、将航空发动机的参数数据存储在存储模块中；
14.步骤2、航空发动机上电时将存储的航空发动机的参数数据通过通信转换模块传输至航空发动机的控制器；
15.步骤3、航空发动机的控制器根据航空发动机的使用数据以及故障数据对航空发动机的参数数据进行修正，同时记录航空发动机的使用数据以及故障数据；
16.步骤4、将修正后的航空发动机的参数数据传输至存储模块，对存储的航空发动机的参数数据进行更新。
17.进一步的是，为了提高记录数据的准确性，步骤3中，通过数据校验的方式实现数据的准确记录。
18.本发明实现了发动机控制参数从人工输入到智能输入的转变，避免了人为差错，同时通过数据记录和分析为发动机健康管理提供了数据支撑，并对航空发动机的参数数据进行实时修正与更新，实现了发动机控制状态实时与发动机性能参数一致。
附图说明
19.图1是本发明实施例提供的一种航空发动机参数控制装置结构框图。
具体实施方式
20.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术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技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
21.下面结合附图1对本发明的具体实施方式进行详细说明。
22.本发明航空发动机参数控制装置，如图1所示，包括存储模块、通信转换模块以及控制模块，所述控制模块分别与存储模块与通信转换模块连接，所述存储模块用于存储航空发动机的参数数据；通信转换模块用于与航空发动机的控制器进行通信；控制模块用于在航空发动机上电时将存储的航空发动机的参数数据通过通信转换模块传输至航空发动机的控制器，航空发动机的控制器根据航空发动机的使用数据以及故障数据对航空发动机的参数数据进行修正，同时记录航空发动机的使用数据以及故障数据，并将修正后的航空发动机的参数数据传输至存储模块，对存储的航空发动机的参数数据进行更新。
23.其中存储器需结合发动机参数进行容量选型，例如根据存储数据的大小及存储时间选择合适的flash存储器。控制模块可以采用嵌入式处理器，例如arm(advancedrisc machine)处理器。
24.在选择控制装置安装位置时，根据发动机结构特性及发动机工作时的热环境，在发动机进气口位置(一般该位置空气流动大，温度最低)结合滑油机匣(发动机滑油机匣一
般温度在100℃左右)寻找可进行产品安装的位置。
25.控制装置还包括覆盖控制装置表面的金属壳体，在保证壳体结构固定的可靠性的条件下，尽量减小壳体与机匣的接触面积，通过支撑壳体到一定高度和在壳体内部增加隔热材料实现电路板区域温度在100℃以下。
26.控制装置还包括电源模块，所述电源模块用于为控制装置提供电源。
27.在进行元器件选型时，需保证稳定工作温度范围至少是-40℃～125℃。同时，由于发动机震动特性，需对器件进行全面加固处理。因此，控制装置还包括加固模块，所述加固模块用于为控制装置中的模块进行加固处理。
28.航空发动机参数控制方法，应用于上述所述的航空发动机参数控制装置，所述方法包括：
29.步骤1、将航空发动机的参数数据存储在存储模块中；
30.步骤2、航空发动机上电时将存储的航空发动机的参数数据通过通信转换模块传输至航空发动机的控制器；
31.步骤3、航空发动机的控制器根据航空发动机的使用数据以及故障数据对航空发动机的参数数据进行修正，同时记录航空发动机的使用数据以及故障数据；
32.步骤4、将修正后的航空发动机的参数数据传输至存储模块，对存储的航空发动机的参数数据进行更新。
33.步骤3中，通过数据校验的方式实现数据的准确记录。
34.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。