飞行器发动机控制单元的诊断的制作方法

1.本发明涉及飞行器发动机控制单元的诊断，特别地涉及用于调节该发动机的主控制单元。
背景技术：
：：2.
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：特别地包括文献fr-a1-3078791、us-a-4567756、ep-a1-1079234、us-b1-6,442,498和jp-a-s58168936。3.飞行器发动机(诸如涡轮机)配备有用于调节发动机的控制单元。发动机的该主控制单元(也被称为数字发动机控制单元(digitalenginecontrolunit，decu))必须在定期维护操作期间进行测试，以确保该主控制单元的正常运行并且无故障。该主控制单元可以比作发动机的大脑，并且该主控制单元的正常运行对飞行器的发动机的操作和可操作性至关重要。4.在对控制单元进行维护操作期间，执行诊断。诊断的目的是测试控制单元，以识别潜在的故障或失效。5.在现有技术中，有多种方法来执行这种维护操作。6.在第一种方法中，在测试台上执行诊断。在实践中，必须将控制单元从发动机上拆卸和移除，然后将控制单元安装在测试台上，以测试控制单元的多个功能。测试台相对较重，因为该测试台重达数百公斤，而且是易碎的。因此，该测试台不容易运输，通常保存在执行诊断的车间中。测试台具有以下多个功能：[0007]-该测试台再现和模拟发动机的行为，并且分析控制单元的反应和响应，以验证该控制单元的正确操作，[0008]-该测试台测试控制单元的某些行为，以识别可能的故障，[0009]-等。[0010]在第二种情况下，故障可能来自控制单元或连接到该控制单元的元件(诸如线束或多项设备)。多项设备例如是传感器或致动器。[0011]使诊断装置更轻的一种解决方案是限制该诊断装置的功能。例如，主要功能是检测控制单元的某些故障的装置可以比上述类型的测试台体积更小、重量更轻。[0012]然而，这种诊断装置的问题仍然是该诊断装置与控制单元和待测试元件的电连接。实际上，为了执行测试，有必要将装置连接到控制单元和具有许多不同连接器的元件。因此，有必要设置多个不同的连接构件，并根据待执行的测试插入和拔出连接器，这将是漫长且繁琐的。此外，该装置将配备有许多连接端口，因此该装置必须是尺寸过大的，才能例如将所有这些端口都置于该装置的单个面上。连接构件将装置连接到控制单元和多项设备，并且连接构件的数量将是如此之多，以至于这些连接构件可能会缠绕在一起并且干扰维护操作。[0013]在第二种方法中，通过将诊断工具连接在飞行器的驾驶舱中来执行诊断，飞行器的一个发动机配备有待测试的控制单元。这种方法的优点是不需要移除发动机。然而，这种方法具有一些缺点，特别是因为这种方法能够识别故障，但不能识别故障的来源。因此，一旦识别出故障，就有必要调查(控制单元的或连接到控制单元的一个元件的)故障的根源，因为已知故障可能与两个元件之间的操作或通信问题有关。因此，有必要执行大量测试来验证可能的故障，一些测试需要移除一项设备，并且用一项同等的设备来替换该项设备。移除一项设备是复杂的操作，因为经拆除和测试的一项设备必须在重新组装到飞行器上之前进行重新检查。事实上，可能是该经拆卸和测试的设备是正常运行的。因此，故障的识别涉及许多项设备的拆卸和重新组装，这增加了诊断错误的风险，并且使维护变得耗时且昂贵。未发现故障(nofaultfound，nff)是用于描述在发动机处于良好状态下时将元件从发动机上拆卸的情况的术语。nff率应当尽可能地低，以减少对飞行器控制单元进行维护操作的时间和成本。[0014]最后一种方法是对被钩接到飞行器上的发动机的元件进行手动测量，但这种方法不能执行自动诊断。[0015]因此，需要找到一种诊断解决方案，该诊断解决方案简单易用并且不需要拆卸和移除发动机的元件，使得控制单元的维护操作不会导致大量的飞行器停机时间。技术实现要素：[0016]根据第一方面，本发明涉及一种用于对飞行器发动机控制单元进行诊断的装置，该装置包括：[0017]-电子诊断单元，该单元是自主的且可移动的，并且被配置成执行：[0018].电连接器的自动连续性测试和/或电气绝缘测试，并且基于测试结果确定这些连接器的健康状态，和/或[0019].自动测试，以验证控制单元的内部电气完整性，而无需模拟与该控制单元连接的发动机的飞行状况，以及[0020]-连接构件，该连接构件被配置成将该单元连接到飞行器发动机的控制单元，[0021]其特征在于，连接构件包括单个连接电缆，该单个连接电缆在一个端部处包括用于连接到该单元的第一连接插头，在相对端部处包括用于连接到控制单元和/或飞行器发动机的旨在连接到该单元的元件的多个第二连接插头。[0022]在本技术中，适用以下定义：[0023]-自主诊断单元，该单元被配置成自行执行测试并且基于这些测试的结果识别故障，从而确定控制单元和/或与该控制单元连接的元件的健康状态；该装置例如配备有至少一个电源电池；[0024]-移动单元，该单元易于由用户运输，即该单元的重量和尺寸意味着该单元可以由用户从储存位置提升和移位到飞行器底座，以进行维护。[0025]因此，本发明提出了一种用于将该装置和该单元连接到控制单元的单个电缆，这简化并加速了控制单元的维护操作。不再存在使用错误的连接构件或配备有错误插头的连接构件的任何风险。此外，在电缆的一侧设置单个插头使得能够确保电缆不会交叉连接，从而在插接时不需要使电缆反向。[0026]在执行两种类型的测试(连续性/绝缘和完整性验证)时，可以将同一电缆插接到该单元中。或者，当该单元执行连续性测试/绝缘测试时，可以将单个第一电缆插接到该单元中，并且当同一单元执行完整性验证测试时，可以将单个第二电缆插接到同一单元中。然后，有利地，电缆将是机械编码的和/或可以结合内部电气编码系统，该内部电气编码系统将被该单元检测以执行任一测试。[0027]根据本发明的装置可以包括以下特征中的一个或多个特征，该一个或多个特征单独考虑或彼此组合考虑：[0028]-电缆包括具有单个分支的第一部段和具有多个平行分支的第二部段，第一部段的分支在该第一部段与第二部段相对的端部处配备有第一插头，并且第二部段的分支在该第二部段与第一部段相对的端部处配备有第二插头；[0029]-第一部段具有长度l1，第二部段具有最大长度l2，l1》k.l2，其中，k至少等于1，优选地至少等于2；[0030]-第二部段的分支中的至少一些分支具有不同的长度；[0031]-该装置还包括便携式计算机系统，该单元和该计算机系统被配置成通过无线链路进行通信；[0032]-电缆的第二插头包括被配置成与控制单元的端口连接的插头、以及被配置成与线束或飞行器发动机的多项设备的互补插头连接的其他插头；[0033]-该单元被配置成测量电阻抗值、将测得的值与预先存储在该单元中的理论值进行比较、并根据比较结果发射信号；[0034]-该单元包括信号和/或数据生成模块、信号和/或数据采集模块、至少一个信号和/或数据存储存储器、信号和/或数据处理模块、以及信号和/或数据通信模块等；[0035]-该单元呈手提箱的形式，该手提箱具有封闭盖和至少一个提手。[0036]本发明还涉及一种如上所述的用于对被钩接到飞行器上的发动机的控制单元进行诊断的装置的用途。[0037]优选地，发动机是配备有机舱的推进组件，并且控制单元位于机舱中。[0038]优选地，控制单元是fadec3或decu。[0039]根据第二方面，本发明涉及一种用于借助于诊断装置对飞行器发动机控制单元进行诊断的方法，该诊断装置包括：[0040]-电子诊断单元，该单元是自主的且可移动的，并且被配置成执行电连接器的自动连续性测试和/或电气绝缘测试，并且基于测试结果确定这些连接器的健康状态，以及[0041]-连接构件，该连接构件被配置成将该单元连接到飞行器发动机的控制单元，[0042]其特征在于，该方法在发动机被钩接到飞行器上的同时执行，并且包括以下步骤：[0043]-使将控制单元连接到多项设备的至少一个线束断开，[0044]-将连接构件一方面插接到该单元中，另一方面插接到线束和多项设备中，以及[0045]-通过对线束和多项设备上的电连接器执行自动连续性测试和/或电气绝缘测试来分析线束和多项设备的健康状态。[0046]因此，该方法使得能够验证与控制单元连接的线束和多项设备(例如致动器和传感器)的健康状态。这种验证通过对连接器的电气连续性和电气绝缘进行测试来执行。例如，一股电气线束在其端部处连接到连接器，并且必须确保这些连接器之间的电气连续性。这些连接器之间的电气连续性测试应当使得能够验证连续性没有被破坏或中断。此外，该线束中的一股必须与该线束中的另一股电隔离。因此，连接在这多股线束的端部处的连接器必须彼此电绝缘。这些连接器之间的电气绝缘测试应当使得能够验证这种绝缘，从而验证这多股线束之间没有发生短路。[0047]根据本发明的方法可以包括以下特征和/或步骤中的一个或多个特征和/或步骤，该一个或多个特征和/或步骤单独考虑或彼此组合考虑：[0048]-多项设备包括致动器和/或传感器；[0049]-测试中的每一个测试包括：对阻抗值进行测量，将该测得的值与预先存储在该单元中的理论值进行比较，以及根据比较结果发射信号；[0050]-通过将连接构件插接到该单元上的单个端口以及线束和多项设备上的插头中来执行连续性测试；[0051]-通过将连接构件插接到单元上的单个端口以及线束和多项设备上的插头中来执行绝缘测试，这些连接构件包括连接到发动机的金属壳体上的接地插座；[0052]-连接构件包括单个连接电缆，该单个连接电缆在一个端部处包括用于连接到该单元的第一连接插头，在相对端部处包括用于连接到线束和多项设备的多个第二连接插头。[0053]根据第三方面，本发明涉及一种用于借助于诊断装置对飞行器发动机控制单元进行诊断的方法，该诊断装置包括：[0054]-电子诊断单元，该单元是自主的且可移动的，并且被配置成执行自动测试，以验证控制单元的内部电气完整性，而无需模拟与控制单元连接的发动机的飞行状况，[0055]-连接构件，该连接构件被配置成将该单元连接到飞行器发动机的控制单元，[0056]其特征在于，该方法在发动机被钩接到飞行器上的同时执行，并且包括以下步骤：[0057]-使将控制单元连接到多项设备的至少一个线束断开，[0058]-将连接构件一方面插接到该单元中，另一方面插接到控制单元中，以及[0059]-通过执行自动测试来分析控制单元的内部电气完整性，包括：[0060].由该单元通过连接构件将控制单元的内部存储器中的调节参数传输到控制单元，[0061].由该单元通过连接构件接收控制单元的响应，并对这些响应进行分析，以推断控制单元的健康状态。[0062]为了使nff率显著地降低，有必要在移除控制单元之前执行控制单元的诊断，就像目前的情况一样。[0063]原理不是读取自测试故障或读取操作期间出现的故障，而是专门激励控制单元，以将该控制单元的操作与模型进行比较。如果该控制单元的操作偏离了模型，则宣布该控制单元是无法正常运行的。[0064]为了验证被指控的控制单元中是否存在故障，该单元将使得能够通过将调节参数传递到控制单元的内部存储器中来处理控制单元的输入和输出的激励而对控制单元进行内部验证，并且使得能够进行将根据激励来验证响应的内部测量。[0065]根据本发明在控制单元内部进行的激励，该单元随后将验证返回是否符合预期。[0066]因此，本发明不对所有的传感器和致动器进行电模拟，而是直接干预控制单元，以尽可能接近控制单元来验证该控制单元的操作的完整性。这使得该装置的体积较小，并因此可以移动从而运送到尽可能地靠近发动机的位置，并且能够直接在被钩接到飞行器上的发动机的控制单元上执行维护操作。[0067]根据本发明的方法可以包括以下特征和/或步骤中的一个或多个特征和/或步骤，该一个或多个特征和/或步骤单独考虑或彼此组合考虑：[0068]-断开步骤包括：使将控制单元连接到多项设备的至少一个第一线束和将控制单元连接到发动机的第二线束断开，所述至少一个第一线束连接到控制单元的输入端口，所述第二线束连接到控制单元的至少一个输出端口；[0069]-插接步骤包括：将连接构件插接到控制单元的所述输入端口和所述至少一个输出端口中；[0070]-测试包括两个不同的验证阶段，第一阶段用于通过输入端口验证控制单元的电气完整性，第二阶段用于通过所述至少一个输出端口验证控制单元的电气完整性；[0071]-第一阶段包括：通过输入端口将调节参数传输到控制单元，以及对直接在控制单元的内部存储器中以及在控制单元的操作系统和应用软件包之间的软件接口中生成的信号进行测量；[0072]-第二阶段包括：通过所述至少一个输出端口将调节参数传输到控制单元，以及对直接在控制单元的内部存储器中以及在控制单元的操作系统和应用软件包之间的软件接口中生成的信号进行测量；[0073]-该方法在测试期间包括以下步骤：由该单元通过连接构件将旨在对出现在控制单元的存储器中的假故障进行抑制的物理量传输到控制单元；[0074]-连接构件包括单个连接电缆，该单个连接电缆在一个端部处包括用于连接到该单元的第一连接插头，在相对端部处包括用于连接到控制单元的多个第二连接插头；[0075]‑‑控制单元的所述存储器是随机存取存储器(randomaccessmemory，ram)，该随机存取存储器是控制单元的易失性工作存储器，而不是非易失性存储器(nonvolatilememory，nvm)，该非易失性存储器是经认证的发动机调节软件的存储存储器；这使得能够不干扰经认证的发动机控制软件os/as的存储器，这种干扰可能在测试期间产生错误故障。附图说明[0076]通过以下详细说明，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，为了理解以下详细说明而参照附图，在附图中：[0077][图1]图1是配备有控制单元的飞行器发动机的示意性透视图，[0078][图2]图2是飞行器发动机的调节控制单元的非常示意性透视图，[0079][图3]图3是图1的发动机和根据本发明的诊断装置的示意性透视图，[0080][图4]图4是将诊断装置连接到控制单元的电缆的非常示意性视图，[0081][图5]图5是示出根据本发明的诊断方法的步骤的非常示意性视图，[0082][图6]图6是示出根据本发明的诊断方法的另一步骤的非常示意性视图，[0083][图7]图7是示出根据本发明的诊断方法的另一步骤的非常示意性视图，[0084][图8]图8是示出根据本发明的诊断方法的另一步骤的非常示意性视图。具体实施方式[0085]图1是用于飞行器的发动机10的示意性透视图。在所示的示例中，该发动机是涡轮机，更准确地是涡扇发动机。该发动机10旨在配备到飞行器上，并且可以附接在飞行器的机翼下或飞行器的机身的后部。[0086]本质上，发动机10包括气体发生器，该气体发生器包括至少一个压缩机、环形燃烧室和至少一个涡轮。被称为风扇12的螺旋桨相对于气体在发动机10中的流动而位于气体发生器的上游，并且被壳体14包围。该壳体14限定出用于穿过风扇12的空气流的环形入口管道，该空气流的一部分旨在围绕气体发生器流动，并且该空气流的一部分旨在为气体发生器供气。空气流的这另一部分在压缩机中被压缩，与燃料混合并且在燃烧室中燃烧，然后在涡轮中膨胀以驱动该涡轮的转子以及压缩机的转子和风扇12旋转。[0087]发动机10、特别是壳体14旨在被未示出的机舱包围，该机舱围绕壳体14限定出用于安装多个部件的环形空间。[0088]在这些部件中，部件包括发动机10的调节控制单元16，该调节控制单元是发动机的主控制单元，并且可以被认为是发动机10的大脑。数字发动机控制单元(digitalenginecontrolunit，decu)或全权限数字发动机控制(fullauthoritydigitalenginecontrol，fadec)类型的该控制单元具有以下多个功能，例如：[0089]-调节供给到燃烧室的燃料供给流量，[0090]-发动机的自动启动，[0091]-将发动机参数传输到飞行器的驾驶舱的仪器，[0092]-管理推力和保护操作极限，[0093]-管理反推力，[0094]-等。[0095]控制单元16通过电气线束18连接到发动机10中的多项设备，例如致动器20和传感器22。致动器20例如是压缩机的可变螺距叶片的控制致动器、排放门控制致动器、反推力装置的致动器等。传感器22例如是温度传感器、压力传感器、位置传感器等。[0096]如图2中示意性地示出的，控制单元16例如具有大致平行六面体的形状，并且包括电输入端口16a和电输出端口16b。这些端口16a、16b通过线束18连接到上述多项设备，线束18在其端部处包括连接插头，该连接插头用于一方面连接到端口16a、16b，另一方面连接到多项设备。[0097]如上所述，这种类型的控制单元16需要定期维护，以验证该控制单元的健康状态并因此验证该控制单元的正常运行。[0098]本发明涉及一种用于对控制单元16进行诊断的诊断装置和方法，该诊断的优点是无需预先拆卸控制单元16就可以执行，因此该控制单元旨在保留在发动机10上。[0099]因此，在实践中，应当理解，操作者只需要拆卸机舱或至少拆卸该机舱的盖子就可以接近控制单元16并且进行控制单元16的维护操作和诊断。这种操作可以直接在飞行器的机翼下或在飞行器的机身的后部进行，这是特别有利的，因为这种操作限制了飞行器在地面上的时间。[0100]图3示出了借助于根据本发明的诊断装置24来诊断控制单元16的方法。[0101]该装置24包括电子诊断单元26、用于将该单元26连接到控制单元16的连接构件28、以及可选的便携式计算机系统30。[0102]系统30例如是计算机、平板电脑或智能手机类型的电话，并且有利地被配置成通过无线链路(例如经由wifi网络)与单元26进行通信。[0103]系统30可以包括用于对单元26进行控制以执行自动测试的软件或应用程序、以及用于对这些测试的结果进行显示的屏幕。[0104]单元26是自主的且可移动的，并且被配置成执行：[0105].电连接器的自动连续性测试和/或电气绝缘测试，并且基于测试结果确定这些连接器的健康状态，和/或[0106].自动测试，以验证控制单元16的内部电气完整性，而无需模拟该控制单元。[0107]在所示的示例中，单元26呈手提箱32的形式，该手提箱具有封闭盖34和至少一个提手36，并且可能还具有轮子37。[0108]单元26包括信号生成模块、信号采集模块、数据生成模块、数据采集模块、至少一个数据存储存储器、数据处理模块和数据通信模块等。[0109]在本发明的优选实施例中，单元26被配置成测量电阻抗值、将测得的值与预先存储在单元中的理论值进行比较、并基于比较结果发射信号。[0110]如图3所示，连接构件包括单个连接电缆38，该单个连接电缆在一个端部处包括用于连接到单元26的第一连接插头38a，在相对端部处包括用于连接到控制单元16和/或发动机10的旨在连接到单元26的元件的多个第二连接插头38b。[0111]在所示的示例中，电缆38包括具有单个分支的第一部段40a和具有多个平行分支40b1、40b2、……、40n的第二部段40b，第一部段40a的分支在其与第二部段40b相对的端部处配备有第一插头38a，第二部段40b的分支40b1、40b2、……、40n在其与第一部段40a相对的端部处配备有第二插头38b。[0112]图4是电缆38的示意性视图，并且示出了用于连接到单元26的连接插头38a、以及用于连接到控制单元16以及由线束18和多项设备(致动器20和传感器22)形成的各个元件的连接插头38b。[0113]第一部段40a具有长度l1，第二部段40b具有最大长度l2。优选地，l1》k.l2，其中，k至少等于1，优选地至少等于2。换言之，如图3所示，第一部段40a的长度大于第二部段40b的长度。此外，有利地，第二部段40b的分支40b1、40b2、……、40n中的至少一些具有不同的长度l2、l2’。电缆38的部段和分支之间的这些长度差使得能够更容易地操纵电缆，并且限制不正确插接的风险。特别地，根据控制单元16的输入端口16a和输出端口16b的位置以及根据控制单元要连接到的多项设备来计算分支40b1、40b2、……、40n的长度差，以确保在这些连接期间防错。[0114]装置24的功能之一可以是执行电连接器的自动连续性测试和/或电气绝缘测试，并且基于测试结果确定这些连接器的健康状态。[0115]在这种情况下，诊断方法包括以下步骤：[0116]-使将控制单元16连接到多项设备的至少一个线束18断开，[0117]-将连接构件28一方面插接到单元26中，另一方面插接到线束22和/或多项设备中，以及[0118]-通过对线束22和/或多项设备的电连接器执行自动连续性测试和/或电气绝缘测试来分析线束22和/或多项设备的健康状态。[0119]在优选实施例中，测试中的每一个测试包括：对阻抗值进行测量、将该测得的值与预先存储在单元中的理论值进行比较、以及基于比较结果发射信号。[0120]如图5示意性地示出的，通过将连接构件28插接到单元26的单个端口以及线束22和/或设备(致动器20和传感器22)的插头中来执行连续性测试。[0121]通过在待测试连续性的线束/传感器/致动器的不同电连接器之间执行自动切换来自动地执行测试。这种切换被编程，并且所得到的测量值是必须根据理论值的表格返回的阻抗，理论值的表格是根据正在测试的内容而编程的。[0122]以这种方式，该单元通过将通常来自插入控制单元中的线束/传感器/致动器的所有连接器连接到该单元来测试所有这些连接器。[0123]由于测量是自动的，因此每次测量只需几秒钟，而不存在错误处理的风险，这种错误处理会使测量失真，就像今天用万用表和飞行器机械员手动完成测量一样。[0124]因此，本发明使得能够消除错误处理的可能性，增加测量的可靠性，并且一旦线束/传感器/致动器通过连接构件连接到该单元就通过自动进行测量来加速过程。[0125]测得的连续性实际上是阻抗，该阻抗转换成单元中的电压、电流和/或电阻测量值。[0126]如图6中示意性地示出的，通过将连接构件28插接到单元26的单个端口以及线束22和/或多项设备(致动器20和传感器22)的插头中来执行绝缘测试，这些连接构件28包括连接到发动机的金属壳体(诸如前述的壳体14)上的接地插座42。[0127]以与上述每个连续性测试相同的方式，也可以在连接到控制单元的每个设备连接器和/或线束上手动地和逐个引脚地执行每个绝缘测试，但是本发明建议直接地和自动地进行每个绝缘测试。[0128]然后，该单元在待测试绝缘的线束/传感器/致动器的不同电连接器之间自动地执行切换。这种切换被编程到单元中，并且所得到的测量值是必须根据理论值的表格返回的阻抗，理论值的表格是根据正在测试的内容而编程的。[0129]理论上，期望的是，绝缘是单位为欧姆的无限阻抗。在实践中，取决于测量的有限且非常大的编程值根据具体情况被编程到该单元中。[0130]以这种方式，该单元通过将通常来自插入控制单元中的传感器/致动器的所有连接器连接到该单元来测试所有这些连接器。[0131]由于测量是自动的，因此每次测量只需几秒钟，而不存在错误处理的风险，这种错误处理会使测量失真，就像今天用万用表和飞行器机械员手动完成测量一样。[0132]因此，本发明使得能够消除错误处理的可能性，增加测量的可靠性，并且一旦线束/传感器/致动器通过连接构件连接到单元就通过自动进行测量来加速过程。[0133]与每个测试案例的预设符合度表(tabledeconformité)相比，绝缘是具有高阻抗的电路的转换。[0134]装置24的功能之一可以是执行自动测试，以验证控制单元16的内部电气完整性，而无需模拟控制单元。[0135]在这种情况下，诊断方法包括以下步骤：[0136]-使将控制单元连接到多项设备的至少一个线束断开，[0137]-将连接构件一方面插接到该单元中，另一方面插接到控制单元中，以及[0138]-通过执行自动测试来分析控制单元的内部电气完整性，包括：[0139].由该单元通过连接构件将控制单元的内部存储器中的调节参数传输到控制单元，[0140].由该单元通过连接构件接收控制单元的响应，并对这些响应进行分析，以推断控制单元的健康状态。[0141]有利地，断开步骤包括：使将控制单元连接到多项设备的至少一个第一线束和将控制单元连接到发动机的第二线束断开，所述至少一个第一线束连接到控制单元的输入端口，所述第二线束连接到控制单元的至少一个输出端口。[0142]插接步骤优选地包括：将连接构件插接到控制单元的所述输入端口和所述至少一个输出端口中。[0143]根据本发明的优选实施例，测试包括两个不同的验证阶段，第一阶段用于通过输入端口验证控制单元的电气完整性，第二阶段用于通过所述至少一个输出端口验证控制单元的电气完整性。[0144]如图7所示，第一阶段包括：通过输入端口16a将调节参数传输到控制单元16，以及对直接在控制单元的内部存储器中以及在控制单元的操作系统和应用软件包之间的软件接口中生成的信号进行测量。[0145]该单元通过电缆注入定义的信号，以模拟待测试的传感器/致动器的物理量，并且验证根据所模拟的输入的预期调节功能是否与预期调节功能一致。[0146]控制单元中进行的测量是在内部、在信号的内部回路处进行的。这些测试使用了连接到控制单元的外部部分的模拟，但是测量是在内部通过直接到存储器寄存器和控制单元的操作系统和应用软件包之间的软件接口的测量的内部回路执行的。这给出了控制单元的真实内部操作(或故障)状态。[0147]此外，为了不在控制单元的存储器中产生假故障，可以通过控制单元预期的物理量的电流/电压/阻抗扫描来引起假故障抑制。这使得能够将控制单元恢复到与测试之前相同的状态。[0148]如图8所示，第二阶段包括：通过所述至少一个输出端口将调节参数传输到控制单元，以及对直接在控制单元的内部存储器中以及在控制单元的操作系统和应用软件包之间的软件接口中生成的信号进行测量。[0149]输出的测试使用与输入的测试相同的原理。[0150]该单元通过电缆注入定义的信号，以模拟待测试的传感器/致动器的物理量，并且验证根据所模拟的输出的预期调节功能是否与预期调节功能一致。[0151]控制单元中进行的测量是在内部、在信号的内部回路处进行的。这些测试使用了连接到控制单元的外部部分的模拟，但是测量是在内部通过直接到存储器寄存器和控制单元的操作系统和应用软件包之间的软件接口的测量的内部回路执行的。这给出了控制单元的真实内部操作(或故障)状态。[0152]此外，为了不在控制单元的存储器中产生假故障，可以通过控制单元预期的物理量的电流/电压/阻抗扫描来引起假故障抑制。这使得能够将控制单元恢复到与测试之前相同的状态。当前第1页12当前第1页12
技术特征：
1.一种用于对飞行器发动机控制单元(16)进行诊断的装置(24)，所述装置包括：-电子诊断单元(26)，该单元是自主的且可移动的，并且被配置成执行：.电连接器的自动连续性测试和/或电气绝缘测试，并且基于测试结果确定这些连接器的健康状态，和/或.自动测试，以验证所述控制单元的内部电气完整性，而无需模拟与所述控制单元连接的发动机的飞行状况，以及-连接构件(28)，所述连接构件被配置成将所述单元连接到飞行器发动机的控制单元，其特征在于，所述连接构件包括单个连接电缆(38)，所述单个连接电缆在一个端部处包括用于连接到所述单元(26)的第一连接插头(38a)，在相对端部处包括用于连接到所述控制单元(16)和/或所述飞行器发动机的旨在连接到所述单元的元件的多个第二连接插头(38b)。2.根据权利要求1所述的装置(24)，其中，所述电缆(38)包括具有单个分支的第一部段(40a)和具有多个平行分支的第二部段(40b)，所述第一部段的分支在所述第一部段与所述第二部段相对的端部处配备有第一插头(38a)，并且所述第二部段的分支在所述第二部段与所述第一部段相对的端部处配备有第二插头(38b)。3.根据权利要求2所述的装置(24)，其中，所述第一部段(40a)具有长度l1，所述第二部段(40b)具有最大长度l2，l1>k.l2，其中，k至少等于1，优选地至少等于2。4.根据权利要求2或3所述的装置(24)，其中，所述第二部段(40b)的分支中的至少一些分支具有不同的长度(l2，l2’)。5.根据前述权利要求中任一项所述的装置(24)，其中，所述装置还包括便携式计算机系统(30)，所述单元(26)和该计算机系统被配置成通过无线链路进行通信。6.根据前述权利要求中任一项所述的装置(24)，其中，所述电缆(38)的第二插头(38b)包括被配置成与所述控制单元(16)的端口连接的插头、以及被配置成与线束(18)或所述飞行器发动机的多项设备的互补插头连接的其他插头。7.根据前述权利要求中任一项所述的装置(24)，其中，所述单元(26)被配置成测量电阻抗值、将测得的值与预先存储在所述单元中的理论值进行比较、并根据比较结果发射信号。8.根据前述权利要求中任一项所述的装置(24)，其中，所述单元(26)包括信号和/或数据生成模块、信号和/或数据采集模块、至少一个信号和/或数据存储存储器、信号和/或数据处理模块、以及信号和/或数据通信模块。9.根据前述权利要求中任一项所述的装置(24)，其中，所述单元(26)呈手提箱(32)的形式，所述手提箱具有封闭盖(34)和至少一个提手(36)。10.一种用于对被钩接到飞行器上的发动机的控制单元(16)进行诊断的装置(24)的用途，所述装置是根据前述权利要求中任一项所述的装置。11.根据前一项权利要求所述的用途，其中，所述发动机(10)是配备有机舱的推进组件，并且所述控制单元(16)位于所述机舱中。12.根据权利要求10或11所述的用途，其中，所述控制单元(16)是fadec3或decu。

技术总结
公开了一种用于对飞行器的发动机控制单元(16)进行诊断的装置(24)和方法，所述装置包括自主且可移动的电子诊断单元(26)以及连接构件(28)，该连接构件用于将该单元连接到飞行器的发动机控制单元，所述连接构件有利地包括单个连接电缆(38)。单个连接电缆(38)。单个连接电缆(38)。


技术研发人员：伊凡
受保护的技术使用者：赛峰飞机发动机公司
技术研发日：2021.10.05
技术公布日：2023/7/4