CN103282758A - 测量飞行器的机上参考压力管线的泄漏率的装置和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于测试气动回路并测量飞行器上的参考压力管线的泄漏率的装置，所述装置连接至增压室并且包括：包括多个传感器的多压力模块（20），每个传感器与一参考压力管线连接；位于所述多压力模块（20）的进入路径上的第一电磁阀（EV1…EV15），所述第一电磁阀（EV1…EV15）通过第一联接部（24）与参考压力管线（21）连接；位于参考压力管线（21）上的第二电磁阀（EVP1…EVP15）；通过第二联接部（25）与全部第一电磁阀连接的压力调节模块；控制电磁阀和多压力模块（20）校准的电子板（26）以及控制机构，本发明还涉及以后一种执行所述装置的方法。

Description

测量飞行器的机上参考压力管线的泄漏率的装置和方法
技术领域
本发明涉及一种测量飞行器、例如飞机上的参考压力管线（lignes depression de référence）的泄漏率的装置和方法。
下面，为了简化描述，考虑飞机的例子。
背景技术
在飞机的测试飞行领域，为了实现压差测量，需要使飞机达到稳定参考压力。该参考压力借助于与增压室连接的参考压力管线（ZSR）或“参考管线”而得到。
测试飞行时，必须非常频繁地检测参考管线的密封性。如果参考管线上有泄漏，参照该管线进行的全部测量都是错误的。到目前为止，没有对这些参考管线进行任何系统性的检验。因此不能注明这些泄漏开始的日期。因此在测试飞行过程中的泄漏的结果是需要重新开始测试飞行。
本发明的目的是一种可以在每次测试飞行前对每个参考压力管线进行泄漏测量的测量装置和方法。
发明内容
本发明涉及一种用于测试气动回路并测量飞行器机上参考压力管线的泄漏率的装置，该装置与增压室连接，其特征在于，该装置包括：
包括多个传感器的多压力模块，每个传感器与一参考压力管线连接；
位于所述多压力模块的输入管道上并通过第一联接部与参考压力管线连接的第一电磁阀EV1...EV15；
位于参考压力管线上的第二电磁阀EVP1...EVP15；
通过第二联接部与全部第一电磁阀连接的压力调节模块；
控制电磁阀和多压力模块校准的电子板；
控制机构，软件可以在所述控制机构中操纵根据本发明的装置。
有利的是，全部第二电磁阀和调节模块都位于恒温外壳中。
有利的是，多压力模块的参考压力是增压室的压力，多压力模块通过气动连接部与增压室连接。
有利的是，多压力模块包括16个传感器，15个传感器中的每一个分别与一参考压力管线连接，一个传感器测量要注入的校准压力。
有利的是，第一电磁阀为和多压力模块中使用的电磁阀相同的双道阀/双态阀。
有利的是，第二电磁阀是通孔直径等于或大于参考压力管线的通孔直径的电磁阀。
有利的是，压力调节模块输送比增压室压力大几个mbar，例如8mar的压力。
本发明还涉及一种利用该装置测量飞行器机上参考压力管线的泄漏率的方法，该方法包括这样的步骤：隔绝飞机的气动回路，对它们施加确定的压力，测量得到的压力，并然后实现在每个参考管线上的泄漏测量，该测试在每次测试飞行前进行。
最后，本发明涉及一种包括该装置的飞行器。
附图说明
图1示意示出飞机上的本发明装置的布置。
图2示出本发明装置的详细内部示意图。
具体实施方式
本发明的装置用在增压室的前、后附近。如图1所示，与增压室11连接的本发明装置10输送给传感器12参考值。
本发明的装置可以隔绝全部或部分飞机气动回路，以便测试这些回路并绘制结果。该装置包括可以确定每个参考回路的泄漏率的电子板。
图2示出本发明装置的详细布置示意图，该装置包括：
多压力模块20（《多压系统》）；
位于模块20的出口路径上的第一电磁阀EV1...EV15，所述第一电磁阀允许在测量前，校准压力在参考管线21中通过，这些电磁阀通过第一联接部TE24与参考管线21连接；
第二电磁阀EVP1...EVP15，所述第二电磁阀EVP1...EVP15正常开放并且位于参考管线21上，以便隔绝要被测试的参考管线21；
压力调节模块22，所述压力调节模块22能够得到要注入的校准压力并且通过第二联接部TE25与全部第一电磁阀EV1...EV15连接；
控制电磁阀和测量模块校准的电子板26；
图中未出示的控制机构，例如与该电子板26连接的便携式计算机，计算机中的软件可以操纵本发明的装置。
全部第二电磁阀EVP1...EVP15以及调节模块22都位于恒温外壳27中，这是因为它们可以安装在飞机机翼或货舱中。
多压力模块20的参考压力是增压室的压力，模块20通过图中未出示的气动连接部与增压室连接。例如多压力模块20可以是通用电气公司（lasociete General Electric）的外壳H493。该模块可以使用16个传感器，15个传感器中的每个传感器与一参考管线连接，一个传感器用于测量要注入的校准压力。
15个第一电磁阀EV1...EV15是与多压力模块20中使用的电磁阀相同的双道阀/双态阀。
15个第二电磁阀EVP1...EVP15的通孔直径等于或大于参考管线21的通孔直径。
压力调节模块22的出口输送比外部压力即增压室压力大8mbar的压力。
本发明的装置可以隔绝飞机的气动回路，施加确定压力，测量得到的压力，并指出每个参考管线的泄漏率。
通过控制机构的RS连接来控制电子板26。电子板26给多压力模块20输送供电和测试（Test-Mes-Cal）信号，并接收来自多压力模块20的输出ARINC信号。它向恒温外壳27输送供电信号和恒温外壳27的加热电阻的供电信号，并通过RS232型连接与恒温外壳27连接。因此通过它进行本发明装置的控制、测量的收集和报警。因此可以根据人们要进行的测试而单个地或集体地（成对、成组等地）选择电磁阀的开放/关闭。实际上，可能需要同时测试全部参考管线，以便看到是否有泄漏。此操作是迅速的，并且可以迅速测试这些参考管线。如果检测出泄漏，则可以进行参考管线的单个测试，以便确定泄漏的参考管线。多压力模块始终处于测量位置。
使用多压力模块的一个通道验证注入压力是希望的值。
本发明的装置可以在-55℃到+80℃之间的温度范围内运行。

Claims (10)

1.一种用于测试气动回路并测量飞行器的机上参考压力管线的泄漏率的装置，所述装置与增压室连接，其特征在于，该装置包括：
-包括多个传感器的多压力模块（20），每个传感器与一参考压力管线连接；
-第一电磁阀（EV1...EV15），所述第一电磁阀（EV1...EV15）位于所述多压力模块（20）的进入路径上，并通过第一联接部（24）与参考压力管线（21）连接；
-位于所述参考压力管线上的第二电磁阀（EVP1...EVP15）；
-通过第二联接部（25）与全部所述第一电磁阀（EV1...EV15）连接的压力调节模块（22）；
-控制电磁阀和多压力模块（20）校准的电子板（26）；
-控制机构。
2.根据权利要求1所述的装置，其中，全部所述第二电磁阀（EVP1...EVP15）和压力调节模块（22）都位于恒温外壳（27）中。
3.根据权利要求1所述的装置，其中，所述多压力模块（20）的参考压力是增压室的压力，多压力模块（20）通过气动连接部与所述增压室连接。
4.根据权利要求1所述的装置，其中，多压力模块（20）包括15个传感器，每个传感器与一参考压力管线连接，另一传感器测量要注入的校准压力。
5.根据权利要求1所述的装置，其中，所述第一电磁阀（E1...E15）是是与多压力模块（20）的电磁阀相同的双道阀/双态阀。
6.根据权利要求1所述的装置，其中，所述第二电磁阀（EVP1...EVP15）是通孔直径等于或大于所述参考压力管线（21）的通孔直径的电磁阀。
7.根据权利要求1所述的装置，其中，所述压力调节模块（22）输送比增压室的压力大几个mbar的压力。
8.根据权利要求1所述的装置，其中，所述飞行器为飞机。
9.使用根据权利要求1的装置测试气动回路并测量飞行器的机上参考压力管线泄漏率的方法，该方法包括以下步骤：
隔绝飞行器的气动回路；
向它们施加确定的压力；
测量由此得到的压力；
在每个参考压力管线上实现泄漏测量。
10.包括权利要求1-7中任一项所述的装置的飞行器。
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