[發(fā)明專利]基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)及方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110209051.5
• 申請(qǐng)日: 2021-02-24
• 公開（公告）號(hào): CN112947378A
• 公開（公告）日: 2021-06-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李明;耿佳;劉金鑫;劉一龍;張興武;楊志勃;宋志平;陳雪峰
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西安交通大學(xué)
• 主分類號(hào): G05B23/02
• 分類號(hào): G05B23/02
• 代理公司: 北京中濟(jì)緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 覃婧嬋

1.一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于，其包括，

無人機(jī)搭載平臺(tái)，其基于飛行指令執(zhí)行預(yù)定飛行狀態(tài)；

渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，其支承于所述無人機(jī)搭載平臺(tái)，所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)具有多個(gè)傳感器；

電子控制器，其連接所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)以執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令以控制所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，所述傳感器輸出傳感器信號(hào)；

故障注入裝置，其連接所述電子控制器，所述故障注入裝置基于所述傳感器信號(hào)執(zhí)行故障注入；

數(shù)據(jù)采集裝置，其連接所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和故障注入裝置，以采集所述傳感器信號(hào)和故障注入的故障信號(hào)；

地面站，其無線連接所述無人機(jī)搭載平臺(tái)、電子控制器和數(shù)據(jù)采集裝置，所述地面站包括，

遙控接收機(jī)，其發(fā)送所述飛行指令和發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令，以及接收所述數(shù)據(jù)采集裝置采集的傳感器信號(hào)和故障信號(hào)，

上位機(jī)，其連接所述遙控接收機(jī)，所述上位機(jī)設(shè)定容錯(cuò)驗(yàn)證試驗(yàn)參數(shù)，接收測(cè)試數(shù)據(jù)。

2.如權(quán)利要求1所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，優(yōu)選的，所述無人機(jī)搭載平臺(tái)包括無人機(jī)、接收飛行指令的通信單元、控制器模塊和測(cè)量外界環(huán)境參數(shù)的測(cè)量模塊，所述控制器模塊基于飛行指令控制所述無人機(jī)執(zhí)行預(yù)定飛行狀態(tài)，所述預(yù)定飛行狀態(tài)包括在預(yù)定飛行高度和預(yù)定飛行速度飛行執(zhí)行預(yù)定飛行姿態(tài)。

3.如權(quán)利要求2所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，所述無人機(jī)搭載平臺(tái)還包括用于提供輔助推力輸出的驅(qū)動(dòng)模塊和提供電能的電源模塊，所述無人機(jī)為固定翼無人機(jī)，所述測(cè)量模塊包括IMU傳感器、空速管、磁羅盤和GPS模塊，所述驅(qū)動(dòng)模塊包括第一輔助動(dòng)力電機(jī)和第二輔助動(dòng)力電機(jī)，所述控制器模塊連接前起落架轉(zhuǎn)向舵機(jī)、左副翼舵機(jī)、右副翼舵機(jī)、平尾升降舵舵機(jī)、第一垂尾方向舵舵機(jī)和第二垂尾方向舵舵機(jī)。

4.如權(quán)利要求1所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)包括發(fā)動(dòng)機(jī)本體、起動(dòng)電機(jī)、電子調(diào)速器、油泵電機(jī)、油泵和電源，所述傳感器包括用于測(cè)量渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總溫和渦輪后排氣溫度的溫度傳感器、測(cè)量渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總壓和壓氣機(jī)后總壓的壓力傳感器、測(cè)量渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)速的轉(zhuǎn)速傳感器。

5.如權(quán)利要求1所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，電子控制器包括嵌入式處理器、IO接口、RS422串口、PWM接口、油門桿接收模塊、監(jiān)測(cè)信號(hào)發(fā)送模塊和通信單元，通信單元接收無人機(jī)地面站傳來的油門桿控制指令傳輸給油門桿接收模塊，嵌入式處理器生成并輸出供油信號(hào)，經(jīng)PWM接口傳給所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，嵌入式處理器IO接口和RS422串口接收所述故障注入裝置注入故障的傳感器信號(hào)，所述監(jiān)測(cè)信號(hào)發(fā)送模塊無線連接所述地面站。

6.如權(quán)利要求1所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，電子控制器基于油門桿控制信號(hào)輸出燃油流量信號(hào)并控制所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，所述傳感器輸出傳感器信號(hào)。

7.如權(quán)利要求1所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)，其中，所述的故障注入裝置包括斷點(diǎn)類故障注入裝置和漂移類故障注入裝置。

8.一種利用權(quán)利要求1-7中任一項(xiàng)所述的一種基于無人機(jī)搭載平臺(tái)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)容錯(cuò)試驗(yàn)系統(tǒng)的試驗(yàn)方法，其包括以下步驟，

第一步驟，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)搭載于無人機(jī)搭載平臺(tái)，地面站發(fā)送所述飛行指令到無人機(jī)和發(fā)送發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令到電子控制器，在地面起動(dòng)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，調(diào)節(jié)油門桿使其處于慢車狀態(tài)；

第二步驟，無人機(jī)搭載平臺(tái)基于飛行指令執(zhí)行預(yù)定飛行狀態(tài)，到達(dá)目標(biāo)高度和目標(biāo)馬赫數(shù)，電子控制器執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令以控制所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，所述傳感器輸出傳感器信號(hào)；

第三步驟，故障注入裝置基于所述傳感器信號(hào)執(zhí)行故障注入，數(shù)據(jù)采集裝置以采集所述傳感器信號(hào)和故障注入的故障信號(hào)，地面站上位機(jī)接收基于所述傳感器信號(hào)和故障信號(hào)以及電子控制器發(fā)出的監(jiān)測(cè)控制信號(hào)對(duì)控制品質(zhì)和容錯(cuò)指標(biāo)參數(shù)進(jìn)行監(jiān)測(cè)。

9.如權(quán)利要求8所述的試驗(yàn)方法，其中，

第一步驟中，將通過在回路仿真容錯(cuò)測(cè)試和地面試車容錯(cuò)測(cè)試的控制器代碼下載到所述電子控制器，通過地面站上位機(jī)發(fā)出點(diǎn)火指令，在起動(dòng)機(jī)的配合下完成渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)，調(diào)節(jié)油門桿角度使處于慢車狀態(tài)；

第二步驟中，通過地面站上位機(jī)設(shè)定目標(biāo)高度和目標(biāo)馬赫數(shù)，控制無人機(jī)搭載平臺(tái)飛行到設(shè)定的目標(biāo)高度和目標(biāo)馬赫數(shù)；

第三步驟中，按照地面站上位機(jī)設(shè)定的飛行場(chǎng)景，同步設(shè)定目標(biāo)高度和馬赫數(shù)，控制無人機(jī)飛行以及設(shè)定故障注入模式，其包括單一電子/電氣故障和兩兩組合電子/電氣故障，數(shù)據(jù)采集裝置采集發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、壓力、溫度傳感器信號(hào)和故障注入后的轉(zhuǎn)速、壓力、溫度傳感器信號(hào)傳回地面站；控制器將容錯(cuò)指標(biāo)參數(shù)傳回地面站，所述容錯(cuò)指標(biāo)包括喘振裕度、超溫、超轉(zhuǎn)指標(biāo)和推力降級(jí)指標(biāo)。