專利名稱：波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及一種用于對波音747飛機前緣襟翼進行通電測試的裝置，具體的 說，是涉及一種對波音747飛機前緣襟翼動力組件進行通電測試的控制裝置。
技術背景波音747飛機共有8組前緣襟翼和8組動力組件，動力組件簡稱PDU。概括地說， 前緣襟翼分為主用和備用兩種操作方式，其中，主用操作方式是指通過操作襟翼手柄從收 回位到伸出位，從而控制動力組件里的氣動馬達，利用飛機的輔助動力裝置所提供的氣源 驅動氣動馬達，最后通過扭力管帶動前緣襟翼伸出。所謂備用方式_是指，通過操作備用 放電門到伸出位來控制動力組件里的電動馬達通過扭力管帶動前緣襟翼伸出，以及操作備 用放電門到收回位來控制動力組件里的電動馬達反向轉動，再通過扭力管帶動前緣襟翼收 回。現有技術中存在的問題是技術人員在做波音747飛機定檢期間，對于前緣襟翼 在拆裝后的調節測試，按照BOEING手冊AMM-27-81-00P516推薦的方法是在前緣襟翼全部 安裝完成和飛機達到供電/供氣狀態后通過在駕駛艙操作襟翼手柄來完成襟翼的收放，這 時飛機已經到了停場檢修通電階段。但是，按照生產部門的進度安排，給予通電階段的周期 比較短，飛機全部通電測試又要在這個階段完成，因此，在這期間做襟翼的調節測試就會影 響其他測試工作的進度。基于以上原因，為合理安排襟翼校裝流程，控制加班工時，生產部 門就提出來如果能夠有一種裝置能夠控制一組PDU來完成對一組前緣襟翼收放的測試工 作，那么就會保證波音747飛機定檢的按時完成
實用新型內容
為了解決背景技術中所提到的技術問題，本實用新型提供一種波音747飛機前緣 襟翼動力組件控制盒，該種波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒利用飛機前緣襟翼的備 用操作方式，通過利用地面電源、繼電器和多個分、合間按鈕組成了一套波音747飛機前緣 襟翼動力組件控制盒，能夠單獨控制一組前緣襟翼PDU的收放，可以提前完成對前緣襟翼 PDU組件的通電測試，具有使用方便、測試準確的特點。使得飛機襟翼校裝流程得到了合理 安排。本實用新型的技術方案是該種波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，包括一 個控制盒殼體，在所述控制盒殼體內置有如下電氣控制回路一個飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路，此回路中包括觸摸端位于控制盒 殼體外的合閘按鈕S2和分閘按鈕S1，以及合閘繼電器KM，所述合閘繼電器KM的一對常開 觸點與合閘按鈕S2兩端并聯以作自保持之用；—個飛機前緣襟翼備用方式下測試用動力電源控制回路，包括襟翼伸出控制回路 和襟翼收回控制回路，其中，所述襟翼伸出控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外的合閘 按鈕S4和襟翼伸出控制繼電器KM1，所述襟翼伸出控制繼電器KM1的一對常開觸點與合閘
3按鈕S4兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼收回控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外 的合閘按鈕S5和襟翼收回控制繼電器KM2，所述襟翼收回控制繼電器KM2的一對常開觸點 與合閘按鈕S5兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼伸出控制繼電器KM1和襟翼收回控制 繼電器KM2的三相常開主觸點分別接入所述飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路中 的電機正反轉控制部分中；所述襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路共用一個分閘按鈕 S3 ；一個飛機前緣襟翼主用方式下測試用電源控制回路，包括襟翼氣動伸出控制回路 和襟翼氣動收回控制回路，其中，所述襟翼氣動伸出控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體 外的合閘按鈕S7和襟翼伸出控制繼電器KM3，所述襟翼伸出控制繼電器KM3的一對常開觸 點與合閘按鈕S7兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼氣動收回控制回路包括觸摸端位于 控制盒殼體外的合閘按鈕S8和襟翼收回控制繼電器KM4，所述襟翼收回控制繼電器KM4的 一對常開觸點與合閘按鈕S8兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼氣動伸出控制繼電器KM3 和襟翼氣動收回控制繼電器KM4的一對常開觸點分別接入所述飛機前緣襟翼測試用主動 力電源控制回路中的氣動測試電源輸出部分中；所述襟翼氣動伸出控制回路和襟翼氣動收 回控制回路共用一個分間按鈕S6。所述控制盒殼體內還包含有一個采用中間繼電器K1的 襟翼伸出限位控制電路和一個采用中間繼電器K2的襟翼收回限位控制電路，相應限位觸 發信號來自于前緣襟翼內的對應限位開關，所述中間繼電器K1的一對常開觸點串連接入 襟翼伸出控制回路中，所述中間繼電器K2的一對常開觸點串連接入襟翼收回控制回路中。 所述襟翼收回控制繼電器KM2的一對常閉觸點串聯接入襟翼伸出控制回路中，所述襟翼伸 出控制繼電器KM1的一對常閉觸點串聯接入襟翼收回控制回路中。所述襟翼氣動收回控制 繼電器KM4的一對常閉觸點串聯接入所述襟翼氣動伸出控制回路中，所述襟翼氣動收回控 制繼電器KM3的一對常閉觸點串聯接入所述襟翼氣動收回控制回路中。本實用新型具有如下有益效果通過本實用新型所述的控制盒可以將地面電源通 過插件提供給飛機前緣襟翼的PDU組件，并控制其伸出和收回，因此，可以在飛機停場檢修 通電階段之前完成對飛機前緣襟翼PDU組件的通電測試，使得飛機襟翼校裝流程能夠得到 合理安排，減少工人的加班工時，為企業減少運營成本。此外，本種控制盒結構簡單，僅使 用了若干個繼電器和多個分、合間按鈕就組成了一套波音747飛機前緣襟翼動力組件控制 盒，能夠單獨控制一組前緣襟翼PDU的收放，具有使用方便、測試準確的特點。
圖1是本實用新型的電氣控制原理圖。圖中，共使用了五塊交流接觸器分別為KM、KM1、KM2、KM3、KM4，以及二塊中間繼電 器K1和K2。下面以交流接觸器KM為例進行說明其中，圖中顯示在U3回路內標注有KM的矩形框，表明是接入在該回路內的交流接 觸器KM的線圈；圖中顯示為并聯在按鈕S2兩端的標注有KM的常開觸點表明是接入在該回 路內的交流接觸器KM的一對常開觸點；圖中顯示為斷路器Q下方的標注為KM的三對常開 觸點表明是接入在該主電源提供回路內的交流接觸器KM的三相主觸點。綜上所述，鑒于電 氣控制原理圖的專業要求，在附圖中多處使用了相同的附圖標記，但是申請人要表示的是 同一部件的不同接腳接入電路中的位置。其他交流接觸器和中間繼電器亦同此理。
具體實施方式
以下結合附圖對本實用新型作進一步說明由圖1所示，該種波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，包括一個控制盒殼體， 在所述控制盒殼體內置有如下電氣控制回路①一個飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路，該回路對應圖1中所標注的U3 部分。具體地說，此回路中包括觸摸端位于控制盒殼體外的合間按鈕S2和分間按鈕S1,以 及合閘繼電器KM，所述合閘繼電器KM的一對常開觸點并聯接于合閘按鈕S2兩端以作自保 持之用。當按下合閘按鈕S2后，合閘繼電器KM線圈通電，其常開主觸點閉合，由斷路器Q 合閘后引入地面電源作為飛機前緣襟翼PDU組件測試用主動力電源。②一個飛機前緣襟翼備用方式下測試用動力電源控制回路，該回路對應圖1中所 標注的U1部分，分為襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路，分別對應圖1中U1部分中標 注的U4和U5部分。具體地說，所述襟翼伸出控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外的合 閘按鈕S4和襟翼伸出控制繼電器KM1，所述襟翼伸出控制繼電器KM1的一對常開觸點并聯 接于合閘按鈕S4兩端以作自保持之用；所述襟翼收回控制回路包括觸摸端位于控制盒殼 體外的合閘按鈕S5和襟翼收回控制繼電器KM2，所述襟翼收回控制繼電器KM2的一對常開 觸點并聯接于合閘按鈕S5兩端以作自保持之用；所述襟翼伸出控制繼電器KM1和襟翼收回 控制繼電器KM2的三相常開主觸點分別接入所述飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回 路中的電機正反轉控制部分中；所述襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路共用一個分閘 按鈕S3。當按下合閘按鈕S4后，襟翼伸出控制繼電器KM1的線圈通電，其三相常開主觸點 閉合，三相動力電源經過與PDU組件連接的J2插件的1、2和3號端子輸送給動力組件里的 電動馬達，使得飛機前緣襟翼伸出；同理，當按下合閘按鈕S5后，襟翼收回控制繼電器KM2 的線圈通電，其三相常開主觸點閉合，三相動力電源變換相序后同樣經過J2插件的1、2和3 號端子輸送給動力組件里的電動馬達，電動馬達轉動方向相反，使得飛機前緣襟翼收回。分 閘按鈕S3按下后，整個備用部分的電源斷開，飛機前緣襟翼停止動作。③一個飛機前緣襟翼主用方式下測試用電源控制回路，該回路對應圖1中所標注 的U2部分，分為襟翼氣動伸出控制回路和襟翼氣動收回控制回路，分別對應圖1中U2部分 中標注的U6和U7部分。其中，所述襟翼氣動伸出控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外 的合閘按鈕S7和襟翼伸出控制繼電器KM3，所述襟翼伸出控制繼電器KM3的一對常開觸點 并聯接于合閘按鈕S7兩端以作自保持之用；所述襟翼氣動收回控制回路包括觸摸端位于 控制盒殼體外的合閘按鈕S8和襟翼收回控制繼電器KM4，所述襟翼收回控制繼電器KM4的 一對常開觸點并聯接于合閘按鈕S8兩端以作自保持之用；所述襟翼氣動伸出控制繼電器 KM3和襟翼氣動收回控制繼電器KM4的一對常開觸點分別接入所述飛機前緣襟翼測試用主 動力電源控制回路中的氣動測試電源輸出部分中以模擬指示飛機前緣襟翼的氣動伸出和 收回；所述襟翼氣動伸出控制回路和襟翼氣動收回控制回路共用一個分閘按鈕S6。按下合閘按鈕S7后，所述襟翼伸出控制繼電器KM3線圈通電，其常開觸點閉合，經 過與PDU組件連接的J1插件的1號端子將電源傳遞至PDU組件，模擬指示飛機前緣襟翼的 氣動伸出。按下合閘按鈕S8后，所述襟翼收回控制繼電器KM4線圈通電，其常開觸點閉合，經過與PDU組件連接的J1插件的7號端子將電源傳遞至PDU組件，模擬指示飛機前緣襟翼 的氣動收回。此外，為實現PDU組件的伸出和收回極限限定，可形成下面的優化方案1，即可以 在所述控制盒殼體內增加一個采用中間繼電器K1的襟翼伸出限位控制電路和一個采用中 間繼電器K2的襟翼收回限位控制電路，分別對應圖1中的U8和U9部分，相應限位觸發信 號來自于前緣襟翼PDU組件內對應的伸出極限電門和收回極限電門，該極限觸發信號分別 由與PDU組件相連接的J2插件的9號、7號端子引入，所述中間繼電器K1的一對常開觸點 串連接入襟翼伸出控制回路中，所述中間繼電器K2的一對常開觸點串連接入襟翼收回控 制回路中。在上面優化方案1的基礎上，為防止襟翼收回控制繼電器KM2的三相常開主觸點 和襟翼伸出控制繼電器KM1的三相常開主觸點同時閉合導致相間短路，還可以如圖1所示， 形成優化方案2，即將所述襟翼收回控制繼電器KM2的一對常閉觸點串聯接入襟翼伸出控 制回路中，而將所述襟翼伸出控制繼電器KM1的一對常閉觸點串聯接入襟翼收回控制回路 中，這樣兩個繼電器線圈就無法同時得電，以保證供電安全。另外，為實現準確模擬主用模式，還可以在優化方案2的基礎上得到優化方案3， 即在所述襟翼氣動收回控制繼電器KM4的一對常閉觸點串聯接入所述襟翼氣動伸出控制 回路中，所述襟翼氣動收回控制繼電器KM3的一對常閉觸點串聯接入所述襟翼氣動收回控 制回路中，這樣也避免了因兩個繼電器線圈同時得點而導致的錯誤模擬情況發生。使用本種裝置時，將J3插件與地面電源相連接，將Jl、J2插件分別連接至PDU組 件即可。
權利要求一種波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，包括一個控制盒殼體，其特征在于在所述控制盒殼體內置有如下電氣控制回路一個飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路，此回路中包括觸摸端位于控制盒殼體外的合閘按鈕S2和分閘按鈕S1，以及合閘繼電器KM，所述合閘繼電器KM的一對常開觸點與合閘按鈕S2兩端并聯以作自保持之用；一個飛機前緣襟翼備用方式下測試用動力電源控制回路，包括襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路，其中，所述襟翼伸出控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外的合閘按鈕S4和襟翼伸出控制繼電器KM1，所述襟翼伸出控制繼電器KM1的一對常開觸點與合閘按鈕S4兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼收回控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外的合閘按鈕S5和襟翼收回控制繼電器KM2，所述襟翼收回控制繼電器KM2的一對常開觸點與合閘按鈕S5兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼伸出控制繼電器KM1和襟翼收回控制繼電器KM2的三相常開主觸點分別接入所述飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路中的電機正反轉控制部分中；所述襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路共用一個分閘按鈕S3；一個飛機前緣襟翼主用方式下測試用電源控制回路，包括襟翼氣動伸出控制回路和襟翼氣動收回控制回路，其中，所述襟翼氣動伸出控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外的合閘按鈕S7和襟翼伸出控制繼電器KM3，所述襟翼伸出控制繼電器KM3的一對常開觸點與合閘按鈕S7兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼氣動收回控制回路包括觸摸端位于控制盒殼體外的合閘按鈕S8和襟翼收回控制繼電器KM4，所述襟翼收回控制繼電器KM4的一對常開觸點與合閘按鈕S8兩端并聯以作自保持之用；所述襟翼氣動伸出控制繼電器KM3和襟翼氣動收回控制繼電器KM4的一對常開觸點分別接入所述飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路中的氣動測試電源輸出部分中；所述襟翼氣動伸出控制回路和襟翼氣動收回控制回路共用一個分閘按鈕S6。
2.根據權利要求1中所述的波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，其特征在于所 述控制盒殼體內還包含有一個采用中間繼電器K1的襟翼伸出限位控制電路和一個采用中 間繼電器K2的襟翼收回限位控制電路，相應限位觸發信號來自于前緣襟翼內的對應限位 開關，所述中間繼電器K1的一對常開觸點串連接入襟翼伸出控制回路中，所述中間繼電器 K2的一對常開觸點串連接入襟翼收回控制回路中。
3.根據權利要求1或2所述的波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，其特征在于 所述襟翼收回控制繼電器KM2的一對常閉觸點串聯接入襟翼伸出控制回路中，所述襟翼伸 出控制繼電器KM1的一對常閉觸點串聯接入襟翼收回控制回路中。
4.根據權利要求3所述的波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，其特征在于所述 襟翼氣動收回控制繼電器KM4的一對常閉觸點串聯接入所述襟翼氣動伸出控制回路中，所 述襟翼氣動收回控制繼電器KM3的一對常閉觸點串聯接入所述襟翼氣動收回控制回路中。
專利摘要本實用新型公開了一種波音747飛機前緣襟翼動力組件控制盒，其包括一個控制盒殼體，控制盒殼體內置有一個飛機前緣襟翼測試用主動力電源控制回路；一個飛機前緣襟翼備用方式下測試用動力電源控制回路，包括襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路；一個飛機前緣襟翼主用方式下測試用電源控制回路，包括襟翼氣動伸出控制回路和襟翼氣動收回控制回路。該控制盒解決了在飛機停場檢修通電之前對飛機前緣襟翼PDU組件通電測試的問題，可以將地面電源通過插件提供給飛機前緣襟翼PDU組件，并控制其伸出和收回，因此，可以在飛機停場檢修通電階段之前完成對飛機前緣襟翼PDU組件的通電測試，使得飛機襟翼的校裝流程能夠得到合理安排，減少企業運營成本。
文檔編號B64C13/16GK201604794SQ201020182838
公開日2010年10月13日 申請日期2010年5月7日 優先權日2010年5月7日
發明者仇國豐, 方山 申請人:北京飛機維修工程有限公司