一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置制造方法

一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置制造方法
【專利摘要】本實用新型提出了一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，該檢測裝置包括供電模塊、電源測試模塊、可變電阻、負壓產生模塊、輸入模塊、顯示模塊和控制單元，該裝置具備體積小、便于攜帶、易于使用、可靠性高、自動化程度高等優點。本實用新型涉及的檢測裝置，充分考慮了座艙空氣調節系統在一線或野外環境維護中的各個影響因素，適用于在一線或野外環境中進行座艙空氣調節系統的排故作業。
【專利說明】
一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置

【技術領域】
[0001]本實用新型涉及一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，尤其是適用于在外場環境下，針對由渦輪限速控制器、調壓閥門電動機構和空氣分配閥門電動機構等部附件組成的座艙空氣調節系統進行檢測的檢測裝置。

【背景技術】
[0002]據統計，軍用飛機環控系統的故障比例較高，而且隨著飛機服役年限的增加，環控系統發生故障的概率有逐漸增加的趨勢。座艙空氣調節系統是飛機環控系統的重要組成部分之一，其主要作用是將來自引氣分系統的空氣進一步降溫和減壓，以滿足座艙環境溫度冷卻或加溫的需要，從而為飛行員提供一個良好舒適的操縱環境。
[0003]對故障進一步分析可知，座艙空氣調節系統中的渦輪限速控制器，以及調壓閥門電動機構和空氣分配閥門電動機構等部件的故障概率占據較大的比例。而渦輪限速控制器是座艙空氣調節系統的控制機構，調壓閥門電動機構和空氣分配閥門電動機構是座艙空氣調節系統的執行機構，它們對座艙溫度的調節起著決定性的作用，其常見的故障現象通常為座艙溫度過熱或過冷，手動方式制熱或制冷均不能糾正，供氣超溫以及在座艙過熱時可能伴隨有尖叫聲或異常氣味等，從而嚴重影響著飛行員的精神狀態和身心健康、牽扯著飛行員的精力、制約著飛行員操縱飛機性能的穩定發揮，成為誘發飛行事故的重要原因之一。
[0004]目前，由于在飛機裝備部隊時沒有配套專用的座艙空氣調節系統檢測設備，當飛機出現故障時，維護人員只能憑經驗按照可能出現故障的概率大小依次進行“串換件”的方式排除，這不僅浪費維護時間、降低維修效率，而且還有可能在串換件的過程中損壞座艙空氣調節系統的其它部附件；由于缺少必要的檢測設備，這使得機務維護人員無法對座艙空氣調節系統進行定性和定量的測試，也無法對座艙空氣調節系統的主要部附件進行安裝前和安裝后的校驗與通電檢測。
[0005]綜上所述，現有技術中還沒有適用于在外場環境中使用的座艙空氣調節系統的檢測裝置，無法滿足軍用飛機座艙空氣調節系統出現故障時外場的檢修需求。
實用新型內容
[0006]本實用新型要解決的技術問題是提供一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，它能夠實現對軍用飛機座艙空氣調節系統中渦輪限速控制器，以及調壓閥門電動機構和空氣分配閥門電動機構等部件的定性和定量的測試，快速定位飛機座艙空氣調節系統的故障部件，滿足座艙空氣調節系統外場排故的需要。
[0007]本實用新型提出的一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，具體包括:
[0008]供電模塊，為檢測裝置提供所需的交流電源和直流電源；
[0009]電源測試模塊，對所述交流電源的電壓、電流和頻率以及所述直流電源的電壓和電流進行測試，與供電模塊通過電路進行連接；
[0010]可變電阻；
[0011]負壓產生模塊，建立負壓環境，模擬飛機在不同高度飛行時的氣壓；
[0012]輸入模塊，用于與檢測裝置進行交互，錄入信息、選擇測試項目；
[0013]顯示模塊，顯示功能菜單、操作提示及測試結果；
[0014]控制單元，用于檢測裝置的控制和數據采集，分別與前述的供電模塊、電源測試模塊、可變電阻、負壓產生模塊、輸入模塊和顯示模塊通過電路進行連接。
[0015]供電模塊中設置電源轉換單元，將220V的市電轉換為除28V直流電以外的其它規格的直流電。
[0016]電源測試模塊采用測試和顯示二合一的儀表，電源測試的結果直接在該儀表上顯不O
[0017]可變電阻為程控電阻，通過控制單元控制不同阻值的輸出。
[0018]負壓產生模塊由真空泵、緩沖裝置、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門組成，緩沖裝置分別與真空泵、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門通過氣路進行連接，真空泵、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門分別通過電路與控制單元進行連接。
[0019]控制單元采用帶有光電隔離的RS485總線與所述的電源測試模塊和可變電阻進行通信。
[0020]程控電阻的最小調整精度為I Ω。
[0021]真空泵由多個微型真空泵串聯而成。
[0022]本實用新型的有益效果是:本實用新型提出的一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，能夠通過單一的裝置實現對座艙空氣調節系統中容易出現故障的主要部件的定性和定量檢測。所述的檢測設備具備體積小、便于攜帶、易于使用、可靠性高、自動化程度高等優點。本實用新型涉及的檢測裝置，充分考慮了座艙空氣調節系統在一線或野外環境維護中的各個影響因素，適用于在一線或野外環境中進行座艙空氣調節系統的排故作業。綜上所述，本實用新型提出的一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置具有實質性特點和進步。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0023]圖1為軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置結構原理圖，圖中的虛線表示測試裝置與外部被測部件之間的連接，實線表示測試裝置內部各組成部件之間的連接。
[0024]圖2為供電模塊的電源轉換示意圖。
[0025]圖3為負壓產生模塊結構原理圖，圖中的虛線表示電路連接，實線表示氣路連接。
[0026]圖4為渦輪限速控制器的檢測流程圖。
[0027]圖5為閥門電動機構的檢測流程圖。

【具體實施方式】
[0028]下面以某型飛機的座艙空氣調節系統為例，結合附圖1至附圖5，介紹本實用新型的【具體實施方式】。
[0029]該型飛機的座艙空氣調節系統主要由渦輪限速控制器、調壓閥門電動機構、空氣分配閥門電動機構、壓力傳感器等部件組成。工作時，由引氣系統輸送來的空氣經過空氣分配閥門電動機構分為冷、熱兩路，冷路的空氣經過渦輪冷卻器的冷卻后與熱路匯合，然后進入座艙進行空氣調節，空氣分配閥門電動機構主要用來合理分配冷熱路的空氣流量。為了保證渦輪冷卻器的安全可靠工作，防止其超轉，系統中設置了渦輪限速控制器，而渦輪限速控制器中裝有氣壓式高度傳感器，該氣壓式高度傳感器可根據飛機所在高度輸出對應的信號作為給定信號(該氣壓式高度傳感器的輸出信號為電阻信號)。工作時，由渦輪限速控制器按照預先給定的渦輪冷卻器進口壓力高度特性曲線來控制渦輪冷卻器的進口壓力，裝在渦輪冷卻器前管路上的壓力傳感器將感受到的壓力信號(壓力傳感器的輸出信號也為電阻信號)傳遞給渦輪限速控制器，該信號與渦輪限速控制器中氣壓式高度傳感器輸出的給定信號通過惠更斯電橋進行比較，如果該信號大于給定信號，則渦輪限速控制器發出指令，使調壓閥門電動機構關小；反之，如果該信號小于給定信號，則渦輪限速控制器發出指令，使調壓閥門電動機構調大。從而達到限制渦輪冷卻器進口壓力的目的，因此渦輪冷卻器就不會發生超轉的危險。為了防止在前述調整過程中出現超調的現象，渦輪限速控制器中設置了反饋繞組，當反饋繞組置處于“反饋開”的狀態時，反饋繞組的反饋信號將使電橋的平衡時間比自然平衡的時間提前，因此可有效防止超調現象。
[0030]經過分析發現，該型飛機的座艙空氣調節系統的常見故障包括:
[0031](I)系統供電不符合要求，造成部件不能正常工作或損壞，以致于影響系統的正常工作；
[0032](2)渦輪限速控制器不能按照預先給定的渦輪冷卻器進口壓力高度特性曲線來控制渦輪冷卻器的進口壓力；
[0033](3)調壓閥門電動機構由全關到全開或由全開到全關的時間不符合要求；
[0034](4)空氣分配閥門電動機構由全關到全開或由全開到全關的時間不符合要求。
[0035]1.軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置
[0036]針對軍用飛機座艙空氣調節系統的常見故障，本實用新型提出的一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，具體包括供電模塊、電源測試模塊、可變電阻、負壓產生模塊、輸入模塊、顯示模塊和控制單元，其組成和連接關系如圖1所示。
[0037](I)供電模塊，為檢測裝置提供所需的交流電源和直流電源；檢測裝置的輸入電源包括115V 400Hz的交流電、220V 50Hz的交流電(即市電)，以及28V的直流電，其中115V的交流電和28V的直流電是飛機機載電源規格，可以直接供被測設備使用，而220V的市電需要經過轉換后才可以供檢測裝置中有關用電設備的使用，如圖2所示；未將115V的交流電或28V的直流電直接轉換為檢測裝置所需電源的原因是:防止檢測裝置各組成部件的用電，尤其是負壓產生模塊中的真空泵等大功率部件的用電，對被測設備所用的115V交流電或28V直流電的干擾，影響其電源品質，進而影響測試精度和檢測結果。該供電模塊中還設置了電源轉換單元，可將220V的市電轉換為除28V直流電以外的其它規格的直流電，本實施例中具體包括:5V、12V和24V的直流電。其中5V的直流電主要為控制單元等部件供電，12V的直流電主要為負壓產生模塊中的真空泵供電，24V的直流電主要為負壓產生模塊中壓力傳感器供電。
[0038](2)電源測試模塊，對供電模塊提供的交流電源的電壓、電流和頻率以及直流電源的電壓和電流進行測試，與供電模塊通過電路進行連接。本實施例中，具體是對115V交流電源的電壓、電流和頻率，以及28V直流電源的電壓和電流等兩種規格的飛機機載電源進行測試，其目的在于:當被測部件出現故障時，首先通過電源測試模塊排除飛機機載電源因供電不符合要求而帶來的問題。為了簡化檢測裝置的連線和系統的復雜度，本實施例中的電源測試模塊采用測試和顯示二合一的儀表，電源測試的結果直接在所述儀表的LED顯示屏幕上進行顯示。直流電源和交流電源各采用一個測試和顯示二合一的儀表進行電源參數的測試和顯示。
[0039](3)可變電阻。檢測裝置中設置的可變電阻用于模擬位于渦輪冷卻器前管路上的電阻輸出型的壓力傳感器的輸出值，當渦輪冷卻器的進口壓力發生變化時，該傳感器輸出的阻值隨之發生變化。該型飛機渦輪冷卻器的進口壓力變化范圍較大，壓力變化范圍在幾十個大氣壓，如果想模擬該壓力變化的話，不僅需要空氣壓縮泵等增壓裝置，而且還需要壓力調節裝置，這將大大增加檢測裝置的體積和復雜程度。為了使檢測裝置便于攜帶，以便在外場使用，本測試裝置直接使用可變電阻模擬渦輪冷卻器進口壓力傳感器的輸出值。本實施例中采用的可變電阻為程控電阻，通過控制單元的控制，可實現不同阻值的輸出，采用的程控電阻阻值輸出范圍為O?500 Ω。可變電阻還可以采用旋鈕式電位計和數字電位計等形式，但旋鈕式電位計只能通過手動進行調整，不便于實現自動測試；而數字電位計雖然可以通過微處理器等控制單元控制阻值輸出，但阻值輸出端口存在電壓差，不是純阻值的輸出。本實施例中程控電阻的最小調整精度為1Ω，即每次調整值最小為1Ω。程控電阻的最小調整精度不可設置過大，諸如10 Ω，這樣會影響檢測精度；也不可設置過小，諸如0.1 Ω，這樣雖然會進一步提高檢測精度，但會增加程控電阻的結構復雜程度，而且會影響測試效率。
[0040](4)負壓產生模塊，建立負壓環境，模擬飛機在不同高度飛行時的氣壓。負壓產生模塊由真空泵、緩沖裝置、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門組成，緩沖裝置分別與真空泵、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門通過氣路進行連接，真空泵、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門分別通過電路與控制單元進行連接，如圖3所示。真空泵啟動時，負壓產生模塊提供的壓力降低，真空泵停止時，負壓產生模塊提供的壓力逐漸升高，真空泵的啟停由控制單元根據負壓產生模塊的壓力進行控制，而該壓力由壓力傳感器來感受。為了提高壓力傳感器的靈敏度，該壓力傳感器采用單晶硅諧振式壓力傳感器。另外，為了提高檢測裝置的檢測精度，應盡量保持檢測過程中負壓產生模塊中氣壓的穩定性，因此在負壓產生模塊中設置緩沖裝置；緩沖裝置能夠保證壓力在較長時間內的穩定性，不會因真空泵停止，而在短時間內掉壓，而影響檢測精度。本實施例中采用的緩沖裝置為緩沖瓶。測試前，控制單元控制第一閥門關閉，并控制真空泵啟動，在緩沖裝置中建立負壓環境；測試時，控制單元控制第二閥門開啟，使緩沖裝置與被測渦流限速控制器中的氣壓式高度傳感器通過氣路進行連接，氣壓式高度傳感器根據感受的氣壓輸出信號并作為給定信號；測試后，控制單元控制第一閥門開啟，連同大氣，將緩沖裝置中的壓力恢復為大氣壓。
[0041]負壓產生模塊的真空泵由多個微型真空泵串聯而成，采用微型真空泵并采用多個微型真空泵串聯組成負壓產生模塊的原因是:①微型真空泵相對于普通真空泵而言，其具有體積小、功耗低的優點；②但單個微型真空泵的抽真空度無法滿足該型飛機所有飛行高度范圍內氣壓值的模擬(單個微型真空泵的抽真空度約為30KPa?50KPa，而該型飛機的最大飛行高度對應的最低氣壓值低于該范圍)。本實施例中的負壓產生模塊具體是由4個微型真空泵串聯而成的，其抽真空度最大可達lKPa，完全可以滿足檢測的需要。
[0042](5)輸入模塊，用于與檢測裝置進行交互，錄入信息、選擇測試項目。本實施例中的輸入模塊具體為4 X 4的矩陣鍵盤，鍵盤中除了設置O?9等數字鍵外，還設置了上鍵、下鍵、確認鍵和返回鍵等基本用鍵。輸入模塊采用標準的貨架產品，在滿足輸入要求的同時，還可以降低檢測裝置的成本。
[0043](6)顯示模塊，顯示功能菜單、操作提示及測試結果。為了達到易于使用的目的，顯示模塊采用可顯示中文的點陣型液晶顯示器，操作人員可根據顯示的操作提示進行檢測操作。本實施例中的顯示模塊具體為192X64的液晶顯示器，該顯示器為數字式液晶顯示器，便于與控制部分連接以及顯示的控制，而且具備體積小、功耗低、顯示質量高等特點。
[0044](7)控制單元，用于檢測裝置的控制和數據采集，分別與所述的供電模塊、電源測試模塊、可變電阻、負壓產生模塊、輸入模塊和顯示模塊通過電路進行連接。本實施例中的控制單元采用AT89C55WD型的單片機，其性能可靠，而且具有20K字節的程序存儲器，便于中文提示信息的顯示。控制單元采用帶有光電隔離的RS485總線與電源測試模塊和可變電阻進行通信。采用光電隔離是為了降低電源的雜波干擾，提高系統的穩定性和檢測精度；采用RS485總線進行通信，則是為了抑制共模干擾，提高信號傳輸時的檢測靈敏度等。
[0045]為了更清楚地介紹軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置的組成、各部件的連接關系及其使用，下面分別介紹一下使用檢測裝置對渦輪限速控制器和調壓閥門電動機構、空氣分配閥門電動機構等閥門電動機構的檢測方法。
[0046]2.渦輪限速控制器的檢測方法
[0047]檢測前，需要連接檢測裝置與渦輪限速控制器，具體包括通過測試電纜將檢測裝置與渦輪限速控制器連接，并通過氣路將檢測裝置的負壓產生模塊與渦輪限速控制器的氣壓式高度傳感器連接，然后給檢測裝置供應115V 400Hz的交流電、220V 50Hz的交流電(即市電)，以及28V的直流電。然后通過4X4的矩陣鍵盤選擇被測設備為渦輪限速控制器。
[0048]渦輪限速控制器的檢測方法，如圖4所示(圖中只繪制了測試“反饋開”狀態的流程)，具體包括如下步驟:
[0049](I)通過控制單元，將被測渦輪限速控制器的反饋繞組設置為“反饋開”的狀態；
[0050](2)控制負壓產生模塊，產生負壓，使壓力對應于飛行高度為IKm對應的壓力；
[0051](3)調整程控電阻，使其從0Ω逐漸增加；
[0052](4)通過控制單元，讀取被測渦輪限速控制器反饋信號“增壓”的狀態，當檢測到反饋信號時，則停止電阻的增加，將程控電阻的當前阻值記錄為Rzi;
[0053](5)調整程控電阻，使其阻值逐漸減小；
[0054](6)通過控制單元，讀取被測渦輪限速控制器反饋信號“減壓”的狀態，當檢測到反饋信號時，則停止電阻的減小，將程控電阻的當前阻值記錄為R-
[0055](7)控制負壓產生模塊，產生負壓，使壓力對應于飛行高度為6Km對應的壓力；
[0056](8)重復第(3)步至第(6)步，在重復第(4)步時將得到的程控電阻當前值記錄為Rz2，并在重復第(6)步時將得到的程控電阻當前值記錄為Rj2;
[0057](9)控制負壓產生模塊，產生負壓，使壓力對應于飛行高度為IlKm對應的壓力；
[0058](10)重復第(3)步至第(6)步，在重復第(4)步時將得到的程控電阻當前值記錄為Rz3，并在重復第(6)步時將得到的程控電阻當前值記錄為R13;
[0059](11)通過控制單元，將被測渦輪限速控制器的反饋繞組設置為“反饋關”的狀態，重復第(2)步到第(10)步操作，即可測得當反饋繞組關閉狀態下，在不同飛行高度上，輸出增壓和減壓信號時，對應的阻值，在“反饋關”的狀態下也可得到6個阻值；
[0060](12)將上述檢測所得的12個阻值與渦輪限速控制器履歷本上記載的標準阻值進行比較，判斷被測渦輪限速控制器是否合格。
[0061]3.閥門電動機構的檢測方法
[0062]在本實施中，使用前述檢測裝置分別檢測調壓閥門電動機構和空氣分配閥門電動機構的檢測。
[0063]具體以調壓閥門電動機構的檢測為例。檢測前，需要通過測試電纜連接檢測裝置與調壓閥門電動機構，然后通過4 X 4的矩陣鍵盤選擇被測設備為調壓閥門電動機構。
[0064]閥門電動機構的檢測方法，如圖5所示，具體包括如下步驟:
[0065](I)通過控制單元給被測閥門電動機構提供“減壓”信號(“減壓”信號為28V的直流電信號)；
[0066](2)當檢測到被測閥門電動機構反饋的“全關”信號時(反饋的“全關”信號為28V的直流電信號)，然后通過控制單元給被測閥門電動機構提供“增壓”信號(“增壓”信號為28V的直流電信號)，并開始計時；
[0067](3)當檢測到被測閥門電動機構反饋的“全開”信號時(反饋的“全開”信號為28V的直流電信號)，停止計時，記錄該時間為“全開”時間；
[0068](4)通過控制單元給被測閥門電動機構提供“減壓”信號，并開始計時；
[0069](5)當檢測到被測閥門電動機構反饋的“全關”信號時，停止計時，記錄該時間為“全關”時間；
[0070](6)將上述檢測所得的“全開”時間和“全關”時間與履歷本上記載的標準時間進行比較，判斷被測閥門電動機構是否合格。
[0071]本實用新型所涉及的軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，可應用于多種型號飛機的座艙空氣調節系統的檢測，只要其座艙空氣調節系統帶有渦輪限速控制器即可。
【權利要求】
1.一種軍用飛機座艙空氣調節系統外場檢測裝置，其特征在于，包括: 供電模塊，為檢測裝置提供所需的交流電源和直流電源； 電源測試模塊，對所述交流電源的電壓、電流和頻率以及所述直流電源的電壓和電流進行測試，與所述供電模塊通過電路進行連接； 可變電阻； 負壓產生模塊，建立負壓環境，模擬飛機在不同高度飛行時的氣壓； 輸入模塊，用于與檢測裝置進行交互，錄入信息、選擇測試項目； 顯示模塊，顯示功能菜單、操作提示及測試結果； 控制單元，用于檢測裝置的控制和數據采集，分別與所述的供電模塊、電源測試模塊、可變電阻、負壓產生模塊、輸入模塊和顯示模塊通過電路進行連接。
2.如權利要求1所述的檢測裝置，其特征在于，所述供電模塊中設置電源轉換單元，將220V的市電轉換為除28V直流電以外的其它規格的直流電。
3.如權利要求1所述的檢測裝置，其特征在于，所述電源測試模塊采用測試和顯示二合一的儀表，電源測試的結果直接在所述儀表上顯示。
4.如權利要求1所述的檢測裝置，其特征在于，所述可變電阻為程控電阻。
5.如權利要求1所述的檢測裝置，其特征在于，所述負壓產生模塊由真空泵、緩沖裝置、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門組成，緩沖裝置分別與真空泵、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門通過氣路進行連接，真空泵、壓力傳感器、第一閥門和第二閥門分別通過電路與控制單元進行連接。
6.如權利要求1所述的檢測裝置，其特征在于，所述控制單元采用帶有光電隔離的RS485總線與所述的電源測試模塊和可變電阻進行通信。
7.如權利要求4所述的檢測裝置，其特征在于，所述程控電阻的最小調整精度為IΩ。
8.如權利要求5所述的檢測裝置，其特征在于，所述真空泵由多個微型真空泵串聯而成。
9.如權利要求5所述的檢測裝置，其特征在于，所述壓力傳感器為單晶硅諧振式壓力傳感器。
【文檔編號】G05B23/02GK204155148SQ201420693566
【公開日】2015年2月11日 申請日期:2014年11月17日 優先權日:2014年11月17日
【發明者】趙紅軍, 應朝龍, 許海華, 宋建平, 董玉忠, 耿青松, 文增會, 楚海元 申請人:趙紅軍