BR102015028394B1 - Método para testar um sistema de detecção de vazamento de duto de uma aeronave, e, aparelho para testar um sistema de detecção de duto de sangria - Google Patents
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Abstract
método para testar um sistema de detecção de vazamento de duto de uma aeronave, e, aparelho para testar um sistema de detecção de duto de sangria. um método e aparelho para testar um sistema de detecção de vazamento de duto de uma aeronave é divulgado. um sensor do sistema de detecção de vazamento de duto é selecionado numa interface do sistema de detecção de vazamento de duto. uma corrente alternada é enviada através do sensor selecionado e uma resistência do sensor selecionado é medida usando a corrente alternada. um sinal indicativo é gerado na interface quando a resistência medida do sensor selecionado estiver fora de uma especificação do sensor selecionado.
Description
[001] Sistemas de ar de duto de sangria são usados em aeronaves a jato para distribuir calor do escapamento de motor de aeronave para uso em outras partes da aeronave. Por exemplo, o calor do escapamento do motor pode ser usado para aquecer uma cabine da aeronave ou para aspectos mais críticos da aeronave. Sistemas de ar de duto de sangria incluem dutos de ar que levam do escapamento do motor a vários locais dentro da aeronave. Devido à natureza crítica de transferência de calor em operação da aeronave, é necessário monitorar os dutos de ar quanto a vazamentos, rupturas ou outras falhas. Portanto, um sistema de monitoramento de duto de ar inclui um ou mais sensores colocados em vários locais ao longo do sistema de duto de ar. Os sensores podem ser de vários pés de comprimento. Estes sensores medem um parâmetro do sistema de duto de ar que pode ser indicativo do estado do duto de ar (por exemplo, pressão do duto de ar, temperatura do duto de ar) e fornecem sinais relevantes para um sistema de controle, de modo que um piloto possa ser capaz de monitorar o sistema de duto de ar de sangria do cockpit.
[002] Durante a manutenção da aeronave, é necessário testar estes sensores e conexões de circuito a fim de determinar se os sensores estão em bom estado de funcionamento. Os métodos convencionais de testar os sensores requerem a remoção do sistema de controle da sua localização numa área de eletrônicos perto do cockpit e a fixação de dispositivos de teste diretamente à fiação da aeronave numa interface traseira do sistema de controle, a fim de formar uma conexão entre os dispositivos de teste e os sensores. Os dispositivos de teste são solicitados a enviar corrente alternada através dos sensores, uma vez que a corrente contínua pode destruir os sensores. Tais testes podem, portanto, ser realizados quando um dispositivo de teste adequado está disponível na localização da aeronave, o que é geralmente raro, devido aos custos de tais dispositivos de teste.
[003] De acordo com um aspecto da invenção, um método para testar um sistema de detecção de vazamento de duto de uma aeronave inclui: selecionar um sensor do sistema de detecção de vazamento de duto numa interface do sistema de detecção de vazamento de duto; enviar uma corrente alternada através do sensor selecionado; medir uma resistência do sensor selecionado usando a corrente alternada; e gerando um sinal indicativo na interface quando a resistência medida do sensor selecionado estiver fora de uma especificação do sensor selecionado.
[004] De acordo com outro aspecto da invenção, um aparelho para testar um sistema de detecção de duto de sangria inclui: um circuito configurado para: enviar uma corrente alternada através de um sensor selecionado do sistema de detecção de duto de sangria e medir uma resistência do sensor selecionado usando a corrente alternada; e uma interface para operação do sistema de detecção de duto de sangria, a interface incluindo: um interruptor seletor para selecionar o sensor do sistema de detecção de vazamento e enviar o sensor selecionado para o circuito e um mostrador para gerar um sinal indicativo quando a resistência medida do sensor selecionado estiver fora de uma especificação selecionada do sensor. BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
[005] O assunto que é considerado como a invenção é particularmente salientado e distintamente reivindicado nas reivindicações no final do relatório descritivo. As características precedentes e outras características e vantagens da invenção são evidentes a partir da seguinte descrição detalhada tomada em conjunto com os desenhos anexos, nos quais: A FIG. 1 mostra uma aeronave ilustrativa da presente invenção; A FIG. 2 mostra um diagrama esquemático de uma seção de um sistema de detecção de vazamento de duto (DLDS) numa modalidade da presente invenção; A FIG. 3 mostra uma primeira configuração ilustrativa de uma interface do sistema de detecção de vazamento de duto; A FIG. 4 mostra uma segunda configuração da interface do sistema de detecção de vazamento de duto; A FIG. 5 mostra uma terceira configuração da interface do sistema de detecção de vazamento de duto; e A FIG. 6 mostra uma quarta configuração da interface do sistema de detecção de vazamento de duto.
[006] A FIG. 1 mostra uma aeronave ilustrativa 100 da presente invenção. Numa modalidade, a aeronave ilustrativa 100 é um Boeing 737. No entanto qualquer aeronave é contemplada para uso com a invenção aqui divulgada. A aeronave 100 inclui uma fuselagem 102, uma área de eletrônicos 104 (perto de um cockpit da aeronave 100), asa esquerda 106a, asa direita 106b, estabilizador esquerdo 108a e estabilizador direito 108b. A asa esquerda 106a inclui um motor esquerdo 110a para propulsão da aeronave e a asa direita 106b inclui um motor direito 110b para propulsão da aeronave 100. A aeronave ilustrativa 100 inclui um sistema de ar de duto de sangria 120 para distribuir calor do motor esquerdo 108a e do motor direito 108b para várias partes da aeronave 100. Com respeito ao motor esquerdo 108a, uma válvula de sangria 122a sangra ar aquecido de um escapamento do motor esquerdo 108a. A válvula de sangria 122a é conectada a um duto de ar de sangria 124a que distribui o ar do escapamento do motor esquerdo 108a, desse modo distribuindo calor do motor esquerdo 108a para vários locais da aeronave. Do mesmo modo, uma válvula de sangria 122b sangra ar aquecido de um escapamento do motor direito 108b. A válvula de sangria 122b é conectada a um duto de ar de sangria 124b que distribui o ar do escapamento do motor direito 108b, desse modo distribuindo calor do motor direito 108b para vários locais da aeronave 100. Na modalidade ilustrativa, calor do motor esquerdo 108a é distribuído ao longo de um lado esquerdo da aeronave 100 e calor do motor direito 108b é distribuído ao longo de um lado direito da aeronave 100. Embora a aeronave ilustrativa 100 mostre dois dutos de ar de sangria 124a, 124b se estendendo de vante a ré ao longo dos lados esquerdo e direito, respectivamente, da aeronave 100, entende-se que pode haver qualquer número de dutos de ar de sangria na aeronave 100 que se destinam a transferir calor dos motores esquerdo e direito 108a, 108b para qualquer número de locais dentro da aeronave 100.
[007] Vários sensores monitoram os dutos de ar de sangria 124a e 124b. Para fins ilustrativos três sensores 126a, 126b e 126c são mostrados acoplados ao duto de ar de sangria 124a e três sensores 126d, 126e e 126f são mostrados acoplados ao duto de ar de sangria 126b. Os sensores medem um parâmetro de seu duto de ar de sangria associado 124a, 124b a fim de determinar uma saúde do duto de ar de sangria associado 124a, 124b. Em várias modalidades, o parâmetro pode ser uma pressão ou uma temperatura no duto de ar de sangria 124a, 124b. Tais parâmetros podem ser indicativos de desgaste físico ou ruptura dos dutos de ar de sangria 124a, 124b ou outras deficiências físicas que são críticas para a segurança do voo. Por exemplo, quando ocorre uma ruptura de um duto de ar, a temperatura e a pressão no duto de ar podem cair. Um sistema de controle 130 está localizado na área de eletrônicos 104. O sistema de controle 130 envia e recebe sinais para os sensores 126a, 126b, 126c ao longo de um fio 128a se estendendo do sistema de controle 130 para os sensores 126a, 126b e 126c. O parâmetro medido nos sensores 126a, 126b, 126c pode ser enviado via o fio 128a para um sistema de controle 130 na área de eletrônicos 104, de modo que quaisquer falhas, rupturas ou possíveis situações de emergência com respeito ao duto de ar de sangria 124a possam ser observadas pelo piloto em tempo real. Da mesma forma, o sistema de controle 130 pode enviar um sinal ao longo do fio 128b para os sensores 126d, 126f e 126e e parâmetros medidos pelos sensores 126d, 126e e 126f relacionados com o duto de ar de sangria 124b podem ser enviados para o sistema de controle via fio 128b.
[008] A FIG. 2 mostra um diagrama esquemático de uma seção 200 de um sistema de detecção de vazamento de duto (DLDS) numa modalidade da presente invenção. O sistema de detecção de vazamento de duto inclui um sistema de controle 130 conectado via fio 210 a sensores 212a-212d. Os sensores 212a-212d são acoplados a um duto de ar 214 a fim de medir um parâmetro do duto de ar 214 indicativo de uma ruptura ou quebra no duto de ar 214. O sistema de controle 130 inclui uma interface 202 através da qual várias medições podem ser exibidas para um operador, tal como um piloto. A interface 202 inclui ainda vários botões, interruptores e outros dispositivos de entrada através dos quais o operador pode inserir instruções a fim de realizar um teste nos sensores 212a-212d.
[009] A interface 202 do sistema de controle 130 é acoplada aos circuitos de extremidade traseira 204 do sistema de controle 130. Os circuitos de extremidade traseira 204 incluem circuitos de teste DLDS 206 que interrogam os sensores 212a-212d e recebem sinais dos sensores 212a-212d relativos ao parâmetro (por exemplo, pressão, temperatura) do duto de ar 214 medido pelos sensores 212a-212d. Os circuitos de teste DLDS 206 determinam a saúde do duto de ar 214 a partir dos sinais recebidos. Por exemplo, os circuitos de teste DLDS 206 podem comparar uma medição da temperatura do duto de ar dos sensores 212a-212d com um valor predeterminado ou faixa de valores. Um alarme é gerado na interface 202 quando a diferença entre a temperatura medida e o valor de temperatura predeterminado for maior do que um critério selecionado, ou quando a temperatura medida estiver fora da faixa de valores. Alarmes similares podem ser gerados com base na pressão do duto de ar ou em outros parâmetros apropriados.
[0010] Os circuitos de extremidade traseira 204 do sistema de controle 130 incluem ainda um circuito de monitoramento de sensor 208 para monitorar os sensores 212a-212d. Os circuitos de monitoramento de sensor 208 determinam ou estimam uma saúde dos sensores 212a-212d. A saúde de um sensor pode ser qualquer critério pelo qual se pode determinar que o sensor avariou ou está se aproximando da avaria. Numa modalidade, os circuitos de monitoramento de sensor 208 enviam uma corrente de teste através de um sensor selecionado para medir uma resistência do sensor selecionado. A resistência medida do sensor selecionado pode ser indicativa da saúde do sensor selecionado. A corrente de teste pode ser uma corrente alternada em várias modalidades. A interface 202 inclui vários dispositivos de entrada permitindo ao operador usar e operar os circuitos de monitoramento de sensor 208 e vários dispositivos de saída, a fim de exibir resultados de testes juntamente com um alerta correspondente ou sinal indicando um sensor defeituoso ou não saudável. Assim, os sensores do sistema de detecção de vazamento de duto podem ser testados sem desenergizar a aeronave ou remover o controlador de detecção da área de eletrônicos 104. Configurações de interface exemplares são discutidas abaixo e mostradas nas FIGS. 3-6.
[0011] A FIG. 3 mostra uma primeira configuração ilustrativa 300 da interface 202. A interface inclui várias seções: uma seção DLDS 302 que exibe resultados recebidos de sensores relativos ao desempenho dos dutos de ar, uma seção de teste de sensor 304 que exibe resultados dos testes de sensor usando os métodos aqui divulgados e uma seção representação de circuito fechado 306 que exibe representações dos vários circuitos fechados de sensor de duto de ar da aeronave. A seção de teste de sensor 304 inclui dispositivos de entrada 308 e um mostrador 310 para facilitar a realização de testes nos vários sensores do sistema de ar de duto de sangria. O mostrador 310 inclui uma coluna de marcação 310a mostrando os nomes dos resistores sendo testados (por exemplo, LOOP (resistência de circuito fechado) e 2GND (resistência para a terra)) e uma coluna de resultados 310b apresentando as resistências medidas. Um botão de Teste Local 350 na seção de teste de sensores 304 (encontrado entre os dispositivos de entrada 308) pode ser usado para selecionar um sensor para teste. Uma vez que o sensor é selecionado, os circuitos de monitoramento de sensor 208 enviam uma corrente de teste através do sensor selecionado e recebem uma medição de resistência do sensor em resposta à corrente de teste. A resistência pode incluir uma resistência de circuito fechado 352 e uma resistência para a terra 354 dos sensores, como mostrado no diagrama de circuito 356. As medições de resistência podem, então, ser apresentadas no mostrador 310 da seção interativa. Como mostrado na FIG. 3, a resistência de circuito fechado do sensor selecionado é de 22 ohms e a resistência para a terra é de 4100 ohms. Para fins ilustrativos, estes valores de resistência são consistentes com um sensor funcionando adequadamente. Uma luz de aviso 352 (apagada na Figura 3) pode ser iluminada quando o sensor selecionado falhar num teste do sensor selecionado.
[0012] A seção de representação 308 mostra representações 312-334 de uma pluralidade de circuitos fechados associados com os dutos de ar da aeronave, como ilustrado nas Figuras 1 e 2. Estas representações incluem uma representação de circuito fechado de escora de asa esquerda 312, uma representação de circuito fechado de borda de ataque da asa esquerda 314, uma representação de circuito fechado de área de pacote de ar condicionado esquerdo 316, uma representação de circuito fechado de geração de nitrogênio esquerdo 318, uma representação de circuito fechado de viga de quilha esquerda 320, uma representação de circuito fechado de carga de corpo de ré 322, uma representação de circuito fechado APU corpo de ré 324, uma representação de circuito fechado de escora da asa direita 326, uma representação de circuito fechado de borda de ataque da asa direita 328, uma representação de circuito fechado de área de pacote de ar condicionado direito 330, uma representação de circuito fechado 'A' de incêndio do alojamento de trem de pouso principal 332 e uma representação de circuito fechado 'B' de incêndio do alojamento de trem de pouso principal 334. Como um exemplo ilustrativo, a representação de circuito fechado de escora de asa esquerda 312 mostra representações de sensores 340, 342 e 344.
[0013] A FIG. 4 mostra uma segunda configuração 400 da interface 202. A segunda configuração apresenta os resultados de um teste em um sensor que está com a saúde relativamente ruim. A resistência de circuito fechado medida é de 22 ohms. No entanto, a resistência para a terra medida é de 57 ohms, o que pode ser considerado fora de uma faixa de resistência para um sensor operando adequadamente. A luz de aviso 352 está iluminada, consistente com os resultados dos testes de resistência.
[0014] A FIG. 5 mostra uma terceira configuração 500 da interface 202. A segunda configuração 400 e a terceira configuração 500 podem ser exibidas alternadamente quando o sensor selecionado falhar num teste. A terceira configuração 500 notifica o usuário explicitamente que a resistência para a terra do sensor selecionado está incorreta. A palavra LOW é apresentada próxima à etiqueta de resistência para a terra (isto é, 2GND) para indicar que a resistência medida para a terra está abaixo de um valor aceitável. Qualquer outro alerta ou sinal indicativo adequado também pode, ou em alternativa, ser apresentado para indicar que a resistência medida para a terra está abaixo do valor aceitável ou de outro modo fora de uma faixa de valores aceitáveis. A luz de aviso 352 está iluminada, consistente com os resultados dos testes de resistência.
[0015] A FIG. 6 mostra uma quarta configuração 600 da interface 202. A segunda configuração 400 e a quarta configuração 600 podem ser exibidas alternadamente quando o sensor selecionado falhar num teste. A quarta configuração 600 notifica o usuário explicitamente que a resistência dos circuitos fechados do sensor selecionado está incorreta ou fora de uma faixa de valores aceitáveis. A palavra OPEN é apresentada ao lado da etiqueta de resistência de circuito fechado (isto é, LOOP) para indicar que o circuito fechado medido é um circuito aberto. Qualquer outro alerta ou sinal indicativo adequado também ou em alternativa pode ser apresentado para indicar que a resistência do circuito fechado medido está fora da faixa de valores aceitáveis. A luz de aviso 352 está iluminada, consistente com os resultados dos testes de resistência.
[0016] Embora a invenção tenha sido descrita em detalhes em ligação com apenas um número limitado de modalidades, deve ser prontamente entendido que a invenção não está limitada a tais modalidades divulgadas. Em vez disso, a invenção pode ser modificada para incorporar qualquer número de variações, alterações, substituições ou disposições equivalentes, até agora não descritas, mas que são comensuráveis com o espírito e escopo da invenção. Adicionalmente, embora várias modalidades da invenção tenham sido descritas, é para ser entendido que os aspectos da invenção podem incluir apenas algumas das modalidades descritas. Consequentemente, a invenção não é para ser vista como limitada pela descrição anterior, mas é limitada apenas pelo escopo das reivindicações anexas.
Claims (13)
1. Método para monitorar e testar um sistema de detecção de vazamento de duto de uma aeronave tendo dutos de ar de sangria (124a, 124b), compreendendo: monitorar em tempo real uma pluralidade de sensores de duto de ar (212a-212d) por um sistema de controle (130); exibir em tempo real, em uma interface (202) acoplada ao sistema de controle (130), falhas, rupturas, ou possíveis emergências detectadas pelos sensores (212a-212d), em que a interface inclui um mostrador e pelo menos dois interruptores seletores; caracterizado pelo fato de que compreende ainda: selecionar com a interface (202), um dos sensores (212a-212d) para testagem de saúde de sensor; enviar, pelo sistema de controle (130), a corrente de teste em que é uma corrente alternada através do sensor selecionado (212); medir, pelo sistema de controle (130), uma resistência do sensor selecionado (212) em resposta à corrente de teste, em que a resistência é uma resistência de circuito fechado (352) e uma resistência para o terra (354) relacionado ao sensor selecionado (212); exibir com a interface (202) os resultados medidos; e em adição à exibição dos resultados medidos, gerar um sinal indicativo que é exibido na interface quando a resistência medida do sensor selecionado (212) estiver fora de uma especificação do sensor selecionado (212).
2. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda medir a resistência do sensor selecionado (212) quando a aeronave estiver em um estado energizado.
3. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a resistência é indicativa de uma saúde do sensor (212).
4. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda testar um duto de ar (214) associado com o sensor selecionado (212) utilizando um comando selecionado da interface (202).
5. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda exibir a resistência do sensor selecionado (212) na interface (202).
6. Método de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda selecionar um comando na interface (202) para enviar a corrente alternada através do sensor selecionado (212).
7. Aparelho para monitorar e testar um sistema de detecção de duto de sangria tendo dutos de ar de sangria, compreendendo: uma interface (202), que inclui um mostrador e pelo menos dois interruptores seletores, para operação do sistema de detecção de dutos de sangria; um circuito acoplado à interface (202), o circuito configurado para: monitorar em tempo real uma pluralidade de sensores de duto de ar (212a-212d); exibir em tempo real, com a interface (202), falhas, rupturas ou emergências possíveis detectadas pelos sensores (212a-212d); caracterizado pelo fato de que o circuito ainda é configurado para receber a seleção a partir da interface (202), um dos sensores (212) do sistema de detecção de vazamento de duto para testagem de saúde de sensor; enviar uma corrente de teste que é uma corrente alternada através do sensor selecionado (212) do sistema de detecção de duto de sangria, medir uma resistência do sensor selecionado (212) em resposta à corrente de teste, em que a resistência é uma resistência de circuito fechado (202) e uma resistência para o terra (354); e exibir, com a interface (202), os resultados medidos; e em adição à exibição dos resultados medidos, exibir com a interface (202) um sinal indicativo gerado quando a resistência medida do sensor selecionado (212) estiver fora de uma especificação selecionada do sensor selecionado (212).
8. Aparelho de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que o circuito é ainda configurado para medir a resistência do sensor selecionado (212) quando a aeronave for energizada.
9. Aparelho de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a interface (202) está localizada em uma área de eletrônicos de uma aeronave.
10. Aparelho de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um circuito para testar um duto de ar (214) associado com o sensor selecionado (212).
11. Aparelho de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a interface é adaptada para exibir um valor de resistência do sensor selecionado (212) na interface (202).
12. Aparelho de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a interface é adaptada para exibir um circuito fechado para o sensor selecionado (212) na interface (202).
13. Aparelho de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que compreende ainda um circuito de teste para medir um parâmetro do duto de sangria usando o sensor selecionado (212).
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