CN101082532A - 对机舱结构加压并测量其泄漏量的装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于对机舱结构(12)加压并测量该机舱结构(12)泄漏量的装置(10)，包括：一个空气供应管线(14)，用于将加压空气从所述加压空气源供应给该机舱结构(12)；一个空气供应阀(36)；一个压力传感器(50)，用于感测该机舱结构(12)内部的压力并用于提供代表该机舱结构(12)内部压力信号；一个空气排出管线(42)，用于将空气从该机舱结构(12)内部排出到该空气排出口(44)；和一个空气排出阀(48)。一个适于根据该压力传感器(50)提供的信号来控制该空气供应阀(36)和该空气排出阀(48)的电子控制单元(ECU)，从而将加压空气供应到该机舱结构(12)中，并在以后将空气从该机舱结构(12)内部排出。

Description

对机舱结构加压并测量其泄漏量的装置及方法

技术领域

本发明涉及一种用于对飞机的机舱结构进行加压并测量飞机机舱结构的泄漏量的装置及方法。

背景技术

由于飞机飞行高度处的环境压力很低，飞机的机舱在飞行中通常保持在一个增高的压力上，该压力相当于海平面上大约2500米高度处的大气压力。从而，机舱结构必须设计成可承受低的环境压力和增高的机舱压力之间的压差。此外，飞机机舱结构必须大致没有泄漏，从而可保持机舱内的增高的压力。因此，在飞机的最后装配过程中，必须对飞机机舱结构进行测试，从而：1.验证加压机舱的结构强度，和2.验证不存在由于装配缺陷而产生的泄漏，其在飞行中将会妨碍飞机机舱的加压。

发明内容

本发明致力于解决该问题，提供一种用于不同飞机类型的装置及方法，其使得可以可靠、精确并自动地对飞机机舱结构加压，从而有利于防止机舱泄漏。

为了解决上述问题，本发明的装置包括一个空气供应管线，该空气供应管线的第一端可连接到加压空气源而其第二端可连接到飞机机舱结构，从而将加压空气从加压空气源供应到飞机机舱结构。该空气供应管线的第二端可连接到设置在飞机机舱结构中的开口。例如，在进行泄漏测试时，用于附接空气供应管线的开口可形成于一个替代实际的飞机机舱门的模拟飞机机舱门中。

在空气供应管线中设置有空气供应阀，该空气供应阀例如可为电磁阀。在空气供应阀的关闭状态，其中断加压空气源和飞机机舱结构之间的流体连接，而在其打开状态，空气供应阀允许加压空气从加压空气源供应到飞机机舱结构。

本发明的装置还包括一个压力传感器，该压力传感器用于感测飞机机舱结构内部的压力，并用于提供代表飞机机舱结构内部压力的信号。该压力传感器可直接放置在飞机机舱结构内部，并通过相应的电气连接设备提供相应的压力信号。然而优选地，该压力传感器设置在飞机机舱结构外部，并例如通过柔性管道连接到机舱结构的内部。所述装置比包含复杂电子线路的装置更为牢固。

此外，设置有空气排出管线，其第一端可连接到飞机机舱结构，而其第二端可连接到空气排出口，从而将空气从机舱结构内部排出到空气排出口。优选地，该空气排出管线分支于该空气供应管线，使得与飞机机舱结构内部之间只需要一个连接设备。该空气排出口可开到外部环境中并可设置有一个吸声器，从而在通过空气排出管线和空气排出口从飞机机舱结构排出空气时抑制噪音的产生。

在空气排出管线内设置有一个空气排出阀，与空气供应阀类似，该空气排出阀可为一电磁阀。在该空气排出阀的关闭状态，其中断飞机机舱结构和空气排出口之间的流体连接，而在其打开状态，该空气排出阀允许空气从飞机机舱结构排出到空气排出口。

本发明的装置中用于探测飞机机舱结构泄漏的电子控制单元适于根据压力传感器提供的信号来控制空气供应阀和空气排出阀，从而将加压空气供应到飞机机舱结构中，直到飞机机舱结构内部达到第一预定压力水平，以将飞机机舱结构内部的压力在第一预定水平上保持一个第一预定时间段，此后，从飞机机舱结构内部排出空气。换言之，该电子控制单元控制空气供应阀和空气排出阀，从而将加压空气供应到飞机机舱结构中，因而在飞机机舱结构内部形成一个升高的压力。由于飞机机舱结构中的压差，空气从飞机机舱结构内部泄漏。在第一预定时间段内，操作员从而可容易地检查飞机机舱结构，因此可靠地辨别飞机机舱结构中有害的泄漏，该泄漏由各个部件的缺陷或装配时的缺陷引起。

在本发明装置的优选实施方式中，电子控制单元还适于根据压力传感器提供的信号来控制空气供应阀和空气排出阀，从而在第一预定时间段之后、以及在从飞机机舱结构内部排出空气之前进一步将加压空气供应到飞机机舱结构中，直到飞机机舱结构内部达到第二预定压力水平。该第二预定压力水平比所述第一预定压力水平更高。该电子控制单元还可适于根据压力传感器提供的信号来控制空气供应阀和空气排出阀，从而将飞机机舱结构内部的空气在第二预定压力水平上保持一个第二预定时间段。然后，可再次利用该第二预定时间段来检查飞机机舱结构，从而辨别例如在第一预定时间段内未辨别出的较小的泄漏。

此外，本发明装置的电子控制单元可适于根据压力传感器提供的信号来控制空气供应阀和空气排出阀，从而在第二预定时间段后进一步将加压空气供应到飞机机舱结构中，直到飞机结构内部达到第三预定压力水平，以将飞机机舱结构内部的压力水平在第三预定水平上保持一个第三预定时间段。该第三预定压力水平比所述第二预定压力水平更高，并且优选地是一个高于飞机正常飞行运行时施加在飞机机舱结构上的压差的压力水平。

该第一、第二和第三时间段可以是预先固定的时间段。然而，该电子控制单元还可在飞机机舱结构上进行泄漏测试时根据特定的测试情形——例如当飞机机舱结构保持在升高的压力下时需要延长的时间段来检查飞机机舱结构时——而手动地改变该预定的时间段。

优选地，加压空气以大约1.2毫巴/秒的速率供应到飞机机舱结构中，直到达到约100毫巴的第一预定增高压力水平(环境压力和飞机机舱内部压力之间的压差)。约为100毫巴的压力水平可保持约为1分钟的第一预定时间段。该时间段通常足以辨别飞机机舱结构中大的泄漏。此后，飞机机舱结构内部的压力以大约1.2毫巴/秒的速率增加，直到飞机机舱结构内部达到约400毫巴的第二预定压力水平。该压力水平保持约为8分钟的第二预定时间段。该时间段通常也足以辨别飞机机舱结构中较小的泄漏。

当飞机机舱结构内部的压力进一步增加时，由于安全原因，不再允许操作员靠近待测试的飞机机舱结构。本发明装置电子控制单元从而优选地是这样的一种控制单元：其适于允许在整个测试过程中进行远程控制。从约400毫巴的第二预定压力水平起，飞机机舱结构内部的压力增加到约800毫巴的第三预定压力水平，其中该压力以大约1.2毫巴/秒的速率增加到约593毫巴的水平，再从593毫巴的水平以大约0.6毫巴/秒的速率增加到约800毫巴的水平。飞机机舱结构内部的压力在约800毫巴的第三预定压力水平上保持约为300秒的第三预定时间段。

在本发明装置的优选实施方式中，电子控制单元还适于根据压力传感器提供的信号来控制空气供应阀和空气排出阀，以从飞机机舱结构内部排出空气，直到达到第四预定压力水平，并将空气供应阀和空气排出阀保持在其关闭状态，直到达到第五预定压力水平。优选地，飞机机舱结构内部的压力以大约1.2毫巴/秒的速率从约800毫巴的最大压力水平降低到约593毫巴的第四预定压力水平。约593毫巴的第四预定压力水平对应于飞机正常飞行运行时施加在飞机机舱结构上的压差。第五预定压力水平例如可为约500毫巴的压力水平。由于空气供应阀和空气排出阀保持在其关闭状态，从第四预定压力水平到第五预定压力水平的压力降低仅仅由飞机机舱结构的泄漏引起。

本发明装置的电子控制单元优选地还可根据飞机机舱结构内部的压力从第四预定水平降低到第五预定水平来计算飞机机舱结构的泄漏值。例如，该计算的泄漏值可对应于在时间与压力水平之间的关系曲线中第四和第五预定压力水平之间、在例如约为556毫巴的预定压力水平处所计算出的切线斜率。由电子控制单元计算的该泄漏值可与额定泄漏值相比较。若测得泄漏值与额定泄漏值之间的差值超出一预定限度，则必须采取合适的步骤来改善飞机机舱结构的泄漏特性。

在飞机机舱结构内部的压力水平已经达到第五预定压力水平后，该电子控制单元可根据压力传感器提供的信号来控制空气供应阀和空气排出阀，以从飞机机舱结构内部以大约1.2毫巴/秒的速率排出空气，直到飞机机舱结构内部的压力再次达到环境压力水平。

用于探测飞机机舱结构泄漏的本发明装置还可包括一个报警信号输出设备，当从电子控制单元接收到相应的报警信号输出指令时，该报警信号输出设备适于输出一个视觉和/或声音报警信号。例如，每当飞机机舱结构内部的压力水平达到一个预定压力水平时，该电子控制单元可输出一个报警信号输出指令。此外，该电子控制单元还可适于将测试飞机机舱结构期间由压力传感器测得的压力水平与时间之间的关系曲线与相应的额定压力水平与时间之间的关系曲线相比较。然后，若飞机机舱结构内所测得的压力水平和相应的额定压力水平之间的差值超出了预定的限度，则该电子控制单元可向报警信号输出设备提供一个报警信号输出指令。该电子控制单元还可适于自动地中断测试，例如在飞机机舱结构内所测得的压力水平和相应的额定压力水平之间的差值超出了预定的限度时，中断加压空气供应到飞机机舱结构。

本发明装置还可设置一个可手动操作的紧急切断设备，其允许中断测试，特别是在测试中的任意时刻中断对飞机机舱结构的加压空气的供应。

用于探测飞机机舱结构泄漏的本发明装置还可包括一个设置在空气供应管线中的球阀。例如，该球阀可设置在空气供应阀下游的空气供应管线中。该球阀用作安全设备，其允许即使在空气供应阀失效时也可以可靠地控制飞机机舱结构内部的压力。

空气供应管线的一部分和/或空气供应阀和/或压力传感器和/或空气排出阀和/或球阀可安装在一个可移动的支架上。然后，带有本发明装置的几个重要部件的可移动支架可例如放置在最终装配线的不同站点之间。

用于探测飞机机舱结构泄漏的本发明装置可在飞机的最终装配过程中使用，以探测装配好的飞机机舱结构中的泄漏。然而，还可例如在机场维护工作区中使用本发明装置来探测飞机机舱结构的各个部件——例如飞机机身——的泄漏。

根据一个可选实施方式，用于使飞机机舱结构加压和测量飞机机舱结构泄漏量的本发明装置包括：一空气供应管线，其第一端可连接到加压空气源而其第二端可连接到飞机机舱结构，从而将加压空气从该加压空气源供应到飞机机舱结构中；一空气供应阀，其设置在该空气供应管线中；一压力传感器，其用于感应飞机机舱结构内部的压力并提供指示飞机机舱结构内部压力的信号；一空气排出管线，其第一端可连接到飞机机舱结构而其第二端可连接到空气排出口，从而将空气从飞机机舱结构内部排出到该空气排出口；一空气排出阀，其设置在该空气排出管线中；和至少一个压力进度表。电子控制单元适于根据压力传感器提供的信号并根据该压力进度表的设定值来控制空气供应阀和空气排出阀，从而将加压空气供应到飞机机舱结构中或将空气从飞机机舱结构排出，从而根据该压力进度表来控制飞机机舱结构内部的压力。

优选地，为不同飞机类型和不同测试范围而提供多个压力进度表。

优选地，该电子控制单元还适于选择、控制和/或修改(adapt)一个压力进度表。

此外，该电子控制单元可适于提供一个测量过程的方案(protocol)，其包含有一个代表机舱泄漏的值。

用于探测飞机机舱结构泄漏的本发明方法包括如下步骤：将加压空气从加压空气源经由空气供应管线供应到飞机机舱结构；通过压力传感器感应该飞机机舱结构内部的压力并提供代表飞机机舱结构内部压力的信号；以及将空气从飞机机舱结构内部经由空气排出管线排出到空气排出口。设置在空气供应管线中的空气供应阀和设置在空气排出管线中的空气排出阀由电子控制单元根据压力传感器所提供的信号来控制，从而将加压空气供应到飞机机舱结构中，直到飞机机舱结构内部达到第一预定压力水平，将飞机机舱结构内部的压力在第一预定水平上保持一个第一预定时间段，此后从飞机机舱结构内部排出空气。

本发明的方法可还包括由电子控制单元根据压力传感器提供的信号控制空气供应阀和空气排出阀的步骤，从而在第一预定时间段之后、以及在从飞机机舱结构内部排出空气之前，进一步将加压空气供应到飞机机舱结构中，直到飞机机舱结构内部达到第二预定压力水平。飞机机舱结构内部的压力可在第二预定水平上保持一个第二预定时间段。在第二预定时间段后，可进一步将加压空气供应到飞机机舱结构中，直到飞机机舱结构内部达到第三预定压力水平。飞机机舱结构内部的压力可在第三预定水平上保持一个第三预定时间段。

优选地，本发明方法还包括由电子控制单元根据压力传感器提供的信号控制空气供应阀和空气排出阀的步骤，从而从飞机机舱结构中排出空气，直到达到第四预定压力水平。可将空气供应阀和空气排出阀保持在其关闭状态，直到达到第五预定压力水平。飞机机舱结构内部从第四预定压力水平到第五预定压力水平的压力降低仅仅由飞机机舱结构的泄漏而引起。

用于探测飞机机舱结构泄漏的本发明方法优选地还包括由电子控制单元根据飞机机舱结构内部从第四预定压力水平到第五预定压力水平的压力降低来计算飞机机舱结构泄漏值的步骤。

根据一个可选的实施方式，用于使飞机机舱结构加压并测量飞机机舱结构泄漏量的本发明方法包括如下步骤：将加压空气从加压空气源经由空气供应管线供应到飞机机舱结构；通过压力传感器感应机舱结构内部的压力并提供代表飞机机舱结构内部压力的信号；将空气从飞机机舱结构内部经由空气排出管线排出到空气排出口；以及提供一个压力进度表。设置在空气供应管线中的空气供应阀和设置在空气排出管线中的空气排出阀由电子控制单元根据压力传感器提供的信号和压力进度表中的设定值来控制，从而将加压空气供应到飞机机舱结构中或从飞机机舱结构排出空气，以根据压力进度表控制飞机机舱结构内部的压力。

优选地，为不同飞机类型和不同测试范畴而提供多个压力进度表。

本发明方法可还包括由电子控制单元选择、控制和/或修改一个压力进度表。

优选地，本发明方法还包括由电子控制单元提供一个测量过程方案的步骤，该方案包含有代表机舱泄漏的值。

附图说明

现在将参照示意图详细地解释本发明，其中

图1示出了本发明用于对飞机机舱结构加压并测量飞机机舱结构泄漏量的装置，和

图2示出了在进行飞机机舱结构加压并测量飞机机舱结构泄漏量的测试的过程中飞机机舱结构内部的压力与时间之间的关系曲线。

具体实施方式

图1中，用于使飞机机舱结构12加压并测量飞机机舱结构12泄漏量的装置10包括空气供应管线14。空气供应管线14的第一端连接到加压空气源(图1中未示出)，其用于以6～8巴的压力供应空气。在空气供应管线14中设置有第一可手动操作的隔离阀16。在空气供应管线14中、于第一隔离阀16下游设置有第二隔离阀18，其用于在电源故障时自动地中断由空气供应管线14供应的加压空气。设置在空气供应管线14中、位于第二隔离阀18下游的过滤器20用于过滤供应到飞机机舱结构中的加压空气，从而避免颗粒杂质被引入飞机机舱结构中。

空气供应管线14包括连接到第二部分14b的第一固定部分14a，其中空气供应管线14的第二部分14b安装在移动支架22上。空气供应管线14的第二部分14b连接到第三空气供应管线部分14c，该部分14c与第一固定部分14a类似地设置为固定管道的形式。空气供应管线14最后包括由柔性管道形成的第四部分14d，其将空气供应管线14的固定的第三部分14c连接到设置在模拟飞机机舱门26中的开口24。在测量飞机机舱结构12泄漏的测试中，模拟机舱门26代替实际的机舱门。

从图1明显可见，空气供应管线14的第三固定部分14c分支，从而延伸到两个不同的连接点28和28’。空气供应管线14的第四柔性管道部分14d从而可连接到空气供应管线14的第三固定部分14c的任一个连接点28和28’。空气供应管线14的第三固定部分14c中设置有选择阀30和30’，以选择性地将加压空气供应到连接点28和28’中选定的一个。装置10从而可进行用于探测不同尺寸的飞机机舱结构中的泄漏。

空气供应管线14的第一、第二和第三部分的主要部分14a、14b、和14c、阀16、18、30和30’，过滤器20以及移动支架22节省空间地设置在飞机制造厂的地下室中。空气供应管线14的第三部分14c延伸穿过设置在地下室天花板34中的开口32。

电磁空气供应阀36设置在空气供应管线14的第二部分14b中，并安装在移动支架22上。空气供应阀36在其打开状态允许将加压空气从加压空气源供应到飞机机舱结构12中，并调节供应到飞机机舱结构12的加压空气的压力。第一压力传感器38用于测量在空气供应管线14内、位于空气供应阀36下游的压力。

球阀40设置在空气供应管线14的第二部分14b中、位于空气供应阀36的下游处。球阀40也安装在移动支架22上。球阀40在其打开状态允许将加压空气从加压空气源供应到飞机机舱结构12中。与此相反，球阀40在其关闭状态中断空气从加压空气源供应到飞机机舱结构12。

空气排出管线42从空气供应管线14的第二部分14b分支并延伸到空气排出口44，该空气排出口44朝外部环境打开。在空气排出口44处设置有吸声器46，从而在通过空气排出口44从飞机机舱结构12内部排出空气时抑制噪音的产生。电磁空气排出阀48设置在空气排出管线42中。空气排出阀48在其打开状态允许将空气从飞机机舱结构12内部排出到空气排出口44，并调节从飞机机舱结构12排出到空气排出口44的空气的压力。

第二压力传感器50也安装在移动支架22上。该第二压力传感器50通过柔性管道52连接到飞机机舱结构12内部。该传感器50用于测量飞机机舱结构12内部的压力，并将代表飞机机舱结构12内部的压力的信号提供给电子控制单元ECU。

该电子控制单元ECU设置成远离移动支架22以及待测试的飞机机舱结构，但适于根据由第二压力传感器50提供的信号来遥控空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48。该电子控制单元ECU包括一个显示单元，以将测试参数——特别是显示如图2所示的、由第二压力传感器50所测量到的飞机机舱结构12内部的压力与时间之间的关系曲线——显示给操作员。该电子控制单元ECU从而还用作一个人机界面。该电子控制单元ECU还连接到报警信号输出设备54，该报警信号输出设备54适于在从电子控制单元ECU接收一个相应的报警信号输出指令时输出一个可视的报警信号和一个声音报警信号。

为了进行飞机机舱结构12泄漏探测的测试，手动打开第一隔离阀16。还打开第二隔离阀18和第一选择阀30’。然后，加压空气从加压空气源供应到飞机机舱结构12，其中空气供应阀36和球阀40由电子控制单元ECU控制，从而确保飞机机舱结构内部的压力以1.2毫巴/秒的速率增加。在将加压空气供应到飞机机舱结构12的过程中，空气排出阀48保持在其关闭状态中。

当飞机机舱结构12内部的压力(环境压力和飞机机舱结构12内部的压力之间的压差)已经到达100毫巴的第一预定水平时，该电子控制单元ECU向报警信号输出设备54提供一个报警信号输出指令，从而，该报警信号输出设备54输出一个可视的报警信号和一个声音报警信号。从图2清晰可见，通过电子控制单元ECU适当地控制空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48而将100毫巴的第一预定压力水平保持一个第一预定时间段，该第一预定时间段约为1分钟。在第一预定时间段内，可检查飞机机舱结构12，从而可容易地探测到飞机机舱结构12大的泄漏。

在第一预定时间段后，飞机机舱结构12内部的压力进一步以1.2毫巴/秒的速度增加，直到达到400毫巴的第二预定压力水平。然后，一个报警信号输出指令再次由电子控制单元ECU提供给报警信号输出设备54，该报警信号输出设备54接着输出一个可视的报警信号和一个声音报警信号。通过适当地控制空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48，飞机机舱结构12内部的压力在400毫巴的第二预定水平保持约为8分钟的第二预定时间段。在第二预定时间段内，可再次检查飞机机舱结构12，从而还可探测到飞机机舱结构12在第一预定时间段内未识别出的小泄漏。

在第二预定时间段后，通过电子控制单元适当地控制空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48而再次增加飞机机舱结构12内部的压力，直到达到593毫巴的压力水平。此后，压力增加速率降低到0.6毫巴/秒，直到飞机机舱结构12内部的压力达到800毫巴的第三预定水平。800毫巴的第三预定压力水平远高于飞机正常飞行运行中施加在飞机机舱结构12上的约为593毫巴的压差。当飞机机舱结构12内部的压力达到800毫巴的第三预定水平时，电子控制单元ECU再次给报警信号输出设备54提供一个报警信号输出指令，该报警信号输出设备54然后输出一个可视的报警信号和一个声音报警信号。通过适当地控制空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48，飞机机舱结构12内部的压力在第三压力水平上保持约300秒的第三预定时间段。

在第三预定时间段后，空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48由电子控制单元控制，使得飞机机舱结构12内部的压力以1.2毫巴/秒的速率降低到593毫巴的第四预定压力水平。正如以上已经提及的那样，593毫巴的第四预定压力水平对应于飞机正常飞行运行中施加在飞机机舱结构12上的压差。当飞机机舱结构12内部的压力达到593毫巴的第四预定压力水平时，关闭空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48。保持阀36、40、48的操作状态，直到飞机机舱结构12内部的压力降低到500毫巴的第五预定水平。从593毫巴降低到500毫巴的压力降低仅仅由飞机机舱结构12的泄漏引起。

当飞机机舱结构12内部的压力降低到500毫巴的第五预定水平时，电子控制单元ECU控制空气供应阀36、球阀40和空气排出阀48，使得飞机机舱结构12内部的压力从500毫巴的第五预定水平以1.2毫巴/秒的速率降低到环境压力。

电子控制单元ECU通过图2中所示的时间与压力之间的关系曲线，计算在第四和第五预定压力水平之间上的556毫巴压力处的切线的斜率，从而计算飞机机舱结构12的泄漏值。将该计算的泄漏值与额定泄漏值相比较。若该计算的泄漏值与额定泄漏值之间的差值不超出预定限度，则认为飞机机舱结构12的泄漏特性是可以胜任的。

Claims (19)

1.一种用于对飞机机舱结构(12)加压并测量该飞机机舱结构(12)泄漏量的装置(10)，其包括：

一个空气供应管线(14)，该空气供应管线的第一端可连接到加压空气源，其第二端可连接到该飞机机舱结构(12)，从而将加压空气从加压空气源供应给该飞机机舱结构(12)；

一个空气供应阀(36)，其设置在该空气供应管线(14)中；

一个压力传感器(50)，该压力传感器用于感测该飞机机舱结构(12)内部的压力，并用于提供代表该飞机机舱结构(12)内部压力的信号；

一个空气排出管线(42)，其第一端可连接到该飞机机舱结构(12)，并且其第二端可连接到空气排出口(44)，从而将空气从该飞机机舱结构(12)内部排出到该空气排出口(44)；

一个空气排出阀(48)，其设置在该空气排出管线(42)中；和

一个电子控制单元(ECU)，其适于根据该压力传感器(50)提供的信号来控制该空气供应阀(36)和该空气排出阀(48)，从而将加压空气供应到该飞机机舱结构(12)中，直到该飞机机舱结构(12)内部达到第一预定压力水平，从而将该飞机机舱结构(12)内部的压力在该第一预定水平上保持一个第一预定时间段，并且此后将空气从该飞机机舱结构(12)内部排出。

2.如权利要求1所述的装置，其中所述电子控制单元(ECU)还适于根据所述压力传感器(50)提供的信号来控制所述空气供应阀(36)和所述空气排出阀(48)，从而在所述的第一预定时间段后、以及在从所述飞机机舱结构(12)内部排出空气之前进一步将加压空气供应到所述飞机机舱结构(12)中，直到所述飞机机舱结构(12)内部达到第二预定压力水平，以及将该飞机机舱结构(12)内部的压力在第二预定压力水平上保持一个第二预定时间段，以及在所述第二预定时间段之后进一步将加压空气供应到所述飞机机舱结构(12)中，直到所述飞机机舱结构(12)内部达到第三预定压力水平，并且将所述飞机机舱结构(12)内部的压力在所述第三预定压力水平上保持一个第三预定时间段。

3.如权利要求1或2所述的装置，其中所述电子控制单元(ECU)还适于根据所述压力传感器(50)提供的信号来控制所述空气供应阀(36)和所述空气排出阀(48)，从而从所述飞机机舱结构(12)内部排出空气，直到达到第四预定压力水平，并将所述空气供应阀(36)和所述空气排出阀(48)保持在其关闭状态上，直到达到第五预定压力水平。

4.如权利要求3所述的装置，其中所述电子控制单元(ECU)还适于根据所述飞机机舱结构(12)内部的压力从第四预定水平降低到第五预定水平来计算所述飞机机舱结构(12)的泄漏值。

5.如权利要求1至4中任一项所述的装置，进一步包括一个报警信号输出设备(54)，当从所述电子控制单元(ECU)接收到相应的报警信号输出指令时，所述报警信号输出设备适于输出一个视觉和/或声音报警信号。

6.如权利要求1至5中任一项所述的装置，进一步包括一个球阀(40)，所述球阀设置在所述空气供应管线(14)内、位于所述空气供应阀(36)的下游。

7.如权利要求1至6中任一项所述的装置，其中所述空气供应管线(14)的一部分(14b)和/或所述空气供应阀(36)和/或所述压力传感器(50)和/或所述空气排出阀(48)和/或所述球阀(40)安装在一个可移动的支架(22)上。

8.一种用于对飞机机舱结构(12)进行加压并测量该飞机机舱结构(12)泄漏量的装置(10)，其包括：

一个空气供应管线(14)，该空气供应管线的第一端可连接到加压空气源，其第二端可连接到该飞机机舱结构(12)，从而将加压空气从加压空气源供应给该飞机机舱结构(12)；

一个空气供应阀(36)，其设置在该空气供应管线(14)中；

一个压力传感器(50)，该压力传感器用于感测该飞机机舱结构(12)内部的压力，并用于提供代表该飞机机舱结构(12)内部压力的信号；

一个空气排出管线(42)，其第一端可连接到该飞机机舱结构(12)，并且其第二端可连接到空气排出口(44)，从而将空气从该飞机机舱结构(12)内部排出到该空气排出口(44)；

一个空气排出阀(48)，其设置在该空气排出管线(42)中；

至少一个压力进度表，和

一个电子控制单元(ECU)，其适于根据该压力传感器(50)提供的信号并根据该压力进度表中的设定值来控制该空气供应阀(36)和该空气排出阀(48)，从而将加压空气供应到该飞机机舱结构(12)中或将空气从该飞机机舱结构(12)排出，从而根据该压力进度表来控制该飞机机舱结构(12)内部的压力。

9.如权利要求8所述的装置，其中为不同飞机类型和不同测试范围而设置了多个压力进度表。

10.如权利要求8或9所述的装置，其中所述电子控制单元(ECU)还适于选择、控制和/或修改一个压力进度表。

11.如权利要求8至10中任一项所述的装置，其中所述电子控制单元(ECU)还适于提供一个测量过程的方案，其包含有一个代表机舱泄漏的值。

12.用于对飞机机舱结构(12)加压并测量该飞机机舱结构(12)泄漏量的方法，其包括如下步骤：

将加压空气从加压空气源经由空气供应管线(14)供应到该飞机机舱结构(12)；

通过压力传感器(50)感测该飞机机舱结构(12)内部的压力并提供代表该飞机机舱结构(12)内部压力的信号；

将空气从该飞机机舱结构(12)内部经由空气排出管线(42)排出到空气排出口(44)；

由电子控制单(ECU)根据该压力传感器(50)提供的信号来控制设置在该空气供应管线(14)中的空气供应阀(36)和设置在该空气排出管线(42)中的空气排出阀(48)，从而将加压空气供应到该飞机机舱结构(12)中，直到该飞机机舱结构(12)内部达到第一预定压力水平，并且将该飞机机舱结构(12)内部的压力在第一预定水平上保持一个第一预定时间段，并在此后将空气从该飞机机舱结构(12)内部排出。

13.如权利要求12所述的方法，还包括由所述电子控制单元(ECU)根据所述压力传感器(50)提供的信号控制所述空气供应阀(36)和所述空气排出阀(48)的步骤，从而在所述第一预定时间段之后、以及在从所述飞机机舱结构(12)内部排出空气之前进一步将加压空气供应到所述飞机机舱结构(12)中，直到所述飞机机舱结构(12)内部达到第二预定压力水平，将所述飞机机舱结构(12)内部的压力在第二预定水平上保持一个第二预定时间段，在第二预定时间段后，进一步将加压空气供应到所述飞机机舱结构(12)中，直到所述飞机机舱结构(12)内部达到第三预定压力水平，并且将所述飞机机舱结构(12)内部的压力在第三预定水平上保持一个第三预定时间段。

14.如权利要求12或13所述的方法，还包括由所述电子控制单元(ECU)根据所述压力传感器(50)提供的信号控制所述空气供应阀(36)和所述空气排出阀(48)的步骤，从而将空气从所述飞机机舱结构(12)中排出，直到达到第四预定压力水平，将所述空气供应阀(36)和所述空气排出阀(48)保持在其关闭状态，直到达到第五预定压力水平。

15.如权利要求14所述的方法，还包括由所述电子控制单元(ECU)根据所述飞机机舱结构(12)的内部压力从第四预定压力水平降低到第五预定压力水平的压力降低来计算所述飞机机舱结构(12)泄漏值的步骤。

16.用于使飞机机舱结构(12)加压并测量该飞机机舱结构(12)泄漏量的方法，其包括以下步骤：

将加压空气从加压空气源经由空气供应管线(14)供应到该飞机机舱结构(12)；

通过压力传感器(50)感测该飞机机舱结构(12)内部的压力并提供代表该飞机机舱结构(12)内部压力的信号；

将空气从该飞机机舱结构(12)内部经由空气排出管线(42)排出到空气排出口(44)；

提供一个压力进度表，和

由电子控制单元(ECU)根据该压力传感器(50)提供的信号并根据该压力进度表中的设定值来控制设置在该空气供应管线(14)中的空气供应阀(36)和设置在该空气排出管线(42)中的空气排出阀(48)，从而将加压空气供应到该飞机机舱结构(12)中或将空气从该飞机机舱结构(12)排出，从而根据该压力进度表来控制该飞机机舱结构(12)内部的压力。

17.如权利要求16所述的方法，其中为不同飞机类型和不同测试范围而设置多个压力进度表。

18.如权利要求16或17所述的方法，进一步包括由所述电子控制单元(ECU)选择、控制和/或修改压力进度表的步骤。

19.如权利要求16至18中任一项所述的方法，进一步包括由所述电子控制单元(ECU)提供一个测量过程方案的步骤，该方案包含一个代表该机舱泄漏的值。

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