CN106249731B - 一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，所述检测装置包括供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块、显示模块和控制单元，该装置具备体积小、便于移动、易于使用、可靠性高、自动化程度高等优点。本发明涉及的检测装置，充分考虑了座舱压力调节系统在一线或野外环境维护中的各个影响因素，适用于在一线或野外环境中进行座舱压力调节系统的排故作业。

Description

一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置

技术领域

本发明涉及一种军用飞机座舱压力调节系统的检测装置，尤其是适用于在外场环境下，针对由座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部附件组成的座舱压力调节系统进行检测的检测装置。

背景技术

据统计，军用飞机环控系统的故障比例较高，而且随着飞机服役年限的增加，环控系统发生故障的概率有逐渐增加的趋势。座舱压力调节系统是飞机环控系统的重要组成部分之一，其主要作用是根据飞行高度控制来自引气分系统的空气压力，以保证座舱内气压值、压差、压力变化率满足要求，从而为飞行员提供一个良好舒适的操纵环境，满足飞行员的生理需求。

对故障进一步分析可知，座舱压力调节系统中的座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部件的故障概率占据较大的比例。而座舱压力控制器是座舱压力调节系统的控制机构，座舱排气活门是座舱压力调节系统的执行机构，座舱安全活门是座舱压力的安全保障机构，它们对座舱压力的调节起着决定性的作用，其常见的故障现象通常为座舱余压超差(其中余压是指座舱压力与座舱外大气压力的差值)、压力变化率超差(压力变化率是指因飞机上升或下降而引起的飞机座舱压力的变化速率，当变化率较大时，飞行员耳膜两侧压力达不到平衡，就会在耳膜内外两侧形成压差，使人感觉不舒服、疼痛甚至耳膜破裂)，飞行员的反应通常为“压耳”现象，在仪表显示方面则会出现“升降速率表摆动”等现象，这些问题都严重影响着飞行员的精神状态和身心健康、牵扯着飞行员的精力、制约着飞行员操纵飞机性能的稳定发挥，成为诱发飞行事故的重要原因之一。

据了解，现有技术中还没有适用于在外场环境中使用的座舱压力调节系统的检测装置，无法满足军用飞机座舱压力调节系统出现故障时外场的检修需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，它能够实现对军用飞机座舱压力调节系统中座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部件的定性和定量的测试，快速定位飞机座舱压力调节系统的故障部件，满足座舱压力调节系统外场排故的需要。

本发明提出的一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，具体包括：

供电模块，为检测装置提供所需的交流电源和直流电源；

电源测试模块，对所述交流电源的电压、电流和频率以及所述直流电源的电压和电流进行测试，与所述供电模块通过电路进行连接；

座舱模拟舱，用于模拟飞机座舱的供气和经过压力调节的密闭环境；

舱外大气模拟舱，用于模拟飞机在不同高度飞行时的舱外气压，舱外大气模拟舱通过连接气路与座舱模拟舱连通，并在连接气路上设置阀门；

输入模块，用于与检测装置进行交互，录入信息、选择测试项目；

显示模块，显示功能菜单、操作提示及测试结果；

控制单元，用于检测装置的控制和数据采集，分别与所述的供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块和显示模块通过电路进行连接。

优选的，座舱模拟舱和舱外大气模拟舱之间的连接气路为两条，两条连接气路上均设置阀门。

优选的，两条连接气路上设置的阀门为三位四通的电磁阀。

优选的，座舱模拟舱和舱外大气模拟舱均由舱体和舱门组成，舱体和舱门之间设置硅橡胶密封圈，舱门上均设置观察窗。

优选的，座舱模拟舱由座舱模拟室、气压源和第一压力传感器组成；其中气压源由气源、第一气滤、第一流量阀、第一电磁阀、流量计组成，除了流量计与单纯气路并联外，其它各部件通过气路依次连接，第一流量阀、第一电磁阀、流量计分别通过电路与控制单元进行连接；第一压力传感器安装在座舱模拟室中，通过电路与控制单元进行连接。

优选的，气源为空气压缩机或冷气瓶，具体可以根据外场的装备情况，选择性的使用空气压缩机或冷气瓶。

优选的，座舱模拟舱中的第一电磁阀为两位三通电磁阀。

优选的，舱外大气模拟舱由舱外大气模拟室、负压源和第二压力传感器组成；其中负压源由负压支路和大气支路并联而成；负压支路由真空泵、第二流量阀、第二电磁阀组成，各部件通过气路依次连接，第二流量阀和第二电磁阀分别通过电路与控制单元进行连接；大气支路上设置第二气滤，第二气滤通过气路与第二电磁阀连接；第二压力传感器安装在舱外大气模拟室中，通过电路与控制单元进行连接。

优选的，第二电磁阀为两位三通电磁阀。

优选的，电源测试模块采用测试和显示二合一的仪表，电源测试的结果直接在该仪表上显示。

附图说明

图1为军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置的结构原理图，图中的实线表示检测装置内部各组成部件之间的电路连接，虚线表示检测装置内部各组成部件之间的气路连接。

图2为座舱模拟舱和舱外大气模拟舱的结构原理图。

具体实施方式

下面以某型飞机的座舱压力调节系统为例，结合附图，介绍本发明的具体实施方式。

该型飞机的座舱压力调节系统主要由座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部件组成。座舱压力控制器是座舱压力调节系统的控制机构，座舱排气活门是座舱压力调节系统的执行机构，由座舱压力控制器按照座舱压力调整规律，通过调整座舱排气活门的开度自动调节座舱压力及压力变化率。座舱安全活门是座舱压力调节系统的安全保障机构，用于座舱的应急充气和放气，防止因座舱余压和负压超过规定值而损坏座舱结构。工作时，由引气系统输送来的空气进入座舱，当座舱压力超过规定值时，由座舱压力控制器控制座舱排气活门，通过增大活门开度，进而降低座舱压力；反之，通过减小活门开度，进而增大座舱压力。

座舱压力调节系统对座舱压力调节分为三个阶段：低空自由通风阶段、绝对压力调节阶段和剩余压力调节阶段。

(1)低空自由通风阶段

在0～H₁高度范围内，座舱排气活门处于常开位置，保证座舱一直处于通风状态，座舱压力变化规律与气压随高度变化规律相同，但是由于座舱排气活门存在一定的流阻，所以座舱压力一直比舱外大气压力高出一个固定的差值，即座舱存在一定的余压。

(2)绝对压力调节阶段

当飞行高度位于H₁～H₂高度范围内，进入绝对压力调节阶段，按照压力调节规律调整座舱压力。在此阶段，当座舱压力高于当前飞行高度规定的压力值时，由座舱压力控制器中的绝对压力调节机构控制座舱排气活门的开度增大，使得座舱压力恢复到规定值；当座舱压力低于当前飞行高度规定的压力值时，则由座舱压力控制器中的绝对压力调节结构控制座舱排气活门的开度减小，使得座舱压力恢复到规定值。在此阶段，由于座舱余压(即座舱压力与座舱外大气压的差值)小于规定值A，座舱压力控制器中的余压控制机构不起作用。

(3)剩余压力调节阶段

当飞行高度大于等于H₂时，进入剩余压力调节阶段，座舱压力保持等余压。在此阶段，当座舱余压超过规定值A时时，座舱压力控制器中的余压控制机构开始工作，而绝对压力调节机构不再起到调节作用。通过座舱压力控制器中的余压控制机构，控制座舱排气活门的开度增大，使得座舱余压降低，并恢复到规定值A；当座舱余压小于规定值A时，控制座舱排气活门的开度减小，使得座舱余压升高，并恢复到规定值A。

经过分析发现，该型飞机的座舱压力调节系统的常见故障包括：

(1)系统供电不符合要求，造成部件不能正常工作或损坏，以致于影响系统的正常工作；

(2)因座舱压力控制器、座舱压力调节器座舱排气活门或座舱安全活门故障而引起的“泄露量超差”；

(3)因座舱压力控制器、座舱压力调节器座舱排气活门或座舱安全活门故障而引起的“余压超差”；

(4)因座舱安全活门故障而引起的在紧急情况下“座舱无法快速充气或放气”。

通过进一步的分析，针对以上的常见故障，需要在检测过程中测试以下项目：

(1)交流电源的电压、电流和频率以及直流电源的电压和电流的测试；

(2)构建两个密闭的模拟舱，分别模拟座舱和舱外大气，而且通过程序能够控制座舱模拟舱压力、舱外大气模拟舱压力，以及某个高度下大气压力、座舱余压、升降速率等参数，从而实现对座舱压力调节系统的各种工作条件的模拟；

(3)座舱压力调节系统工作在低空自由通风阶段座舱余压，以及工作在绝对压力调节阶段和剩余压力调节阶段座舱余压、座舱压力升降率的测试；

(4)模拟座舱压力控制器发生故障停止工作，对座舱安全活门的余压限制器的工作情况进行测试；

(5)模拟飞机发生紧急情况，对座舱安全活门能够实现紧急泄压进行测试。

针对军用飞机座舱压力调节系统的常见故障和需检测项目，本发明提出的一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，具体包括供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块、显示模块和控制单元，其组成和连接关系如图1所示。

(1)供电模块，为检测装置提供所需的交流电源和直流电源，被测设备所用的电源也是由该供电模块提供。在本实施例中，检测装置的输入电源为220V 50Hz的交流电(即市电)，主要考虑到市电随地都可取用，极其方便；对于检测装置中使用市电的设备可以直接使用，而对于检测装置中使用其他电源规格的直流电设备和交流电设备，则需要经过转换为再进行使用，该供电模块中还设置了电源转换单元，可将220V的市电转换为28V、24V和5V直流电等被测设备所用的电源。

(2)电源测试模块，对供电模块提供的交流电源的电压、电流和频率以及直流电源的电压和电流进行测试，与供电模块通过电路进行连接。本实施例中，具体是对220V(即检测装置的输入电源)交流电源的电压、电流和频率，以及28V、24V和5V直流电源的电压和电流等规格的飞机机载电源进行测试，其目的在于：当被测部件出现故障时，首先通过电源测试模块排除飞机机载电源因供电不符合要求而带来的问题。为了简化检测装置的连线和系统的复杂度，本实施例中的电源测试模块采用测试和显示二合一的仪表，电源测试的结果直接在所述仪表的LED显示屏幕上进行显示。直流电源和交流电源各采用一个测试和显示二合一的仪表进行电源参数的测试和显示。

(3)座舱模拟舱，用于模拟飞机座舱的供气和经过压力调节的密闭环境。座舱模拟舱由座舱模拟室2、气压源和第一压力传感器4组成。其中座舱模拟室2由舱体和舱门组成，舱体为方形，便于加工，以及充分利用空间；舱门上设置观察窗，便于观察座舱模拟室2中被测设备的情形；舱门的闭合松紧可以调节，舱体和舱门之间设置密封圈，从而保证座舱模拟室2的密封。其中气压源由气源31、第一气滤32、第一流量阀33、第一电磁阀34、流量计35组成，除了流量计35与单独气路并联(目的在于不需要测流量时，将流量计隔离，以提高流量计的寿命，并保证其测试精度)外，其它各部件通过气路依次连接，具体如图2所示；第一流量阀33、第一电磁阀34、流量计35分别通过电路与控制单元进行连接；气源31为空气压缩机，如果外场未配备空气压缩机，也可以使用冷气瓶；第一电磁阀34为两位三通电磁阀。第一压力传感器4安装在座舱模拟室2中，感受座舱模拟室2的压力，压力传感器4通过电路与控制单元进行连接。

(4)舱外大气模拟舱，用于模拟飞机在不同高度飞行时的舱外气压。舱外大气模拟舱由舱外大气模拟室5、负压源和第二压力传感器7组成。其中舱外大气模拟室5的结构与座舱模拟室2的结构相同。其中负压源由负压支路和大气支路并联而成；负压支路由真空泵61、第二流量阀62、第二电磁阀63组成，各部件通过气路依次连接，第二流量阀62和第二电磁阀63分别通过电路与控制单元进行连接；大气支路上设置第二气滤64，第二气滤64和第二电磁阀63连接，第二电磁阀63再通过气路与舱外大气模拟室5连接，为了实现被测设备的全程自动测试，第二电磁阀63选择两位三通电磁阀；负压源的组成及连接关系具体也如图2所示。压力传感器7安装在舱外大气模拟室5中，感受舱外大气模拟室5的压力，通过电路与控制单元进行连接。舱外大气模拟舱的舱外大气模拟室5通过连接气路与座舱模拟舱的座舱模拟室2连通，并在连接气路上设置阀门，阀门可以控制连接气路的通断，从而实现被测设备不同测试项目的测试。该连接气路为两条，两条连接气路上均设置阀门，该阀门具体为三位四通的电磁阀1，电磁阀1的类型具体如图2所示。

为了便于布置和使用，座舱模拟室2和舱外大气模拟室5采用上下设置的方式，并在舱外大气模拟室5的下部设置带有刹车的万向脚轮，以便于在外场使用中检测装置的移动。

(5)输入模块，用于与检测装置进行交互，录入信息、选择测试项目。本实施例中的输入模块具体为4×4的矩阵键盘，键盘中除了设置0～9等数字键外，还设置了上键、下键、确认键和返回键等基本用键。输入模块采用标准的货架产品，在满足输入要求的同时，还可以降低检测装置的成本。

(6)显示模块，显示功能菜单、操作提示及测试结果。为了达到易于使用的目的，显示模块采用可显示中文的点阵型液晶显示器，操作人员可根据显示的操作提示进行检测操作。本实施例中的显示模块具体为192×64的液晶显示器，该显示器为数字式液晶显示器，便于与控制部分连接以及显示的控制，而且具备体积小、功耗低、显示质量高等特点。

(7)控制单元，用于检测装置的控制和数据采集，分别与供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块和显示模块通过电路进行连接。

本实施例中的控制单元中采用带有60K字节程序存储器的单片机，其性能可靠，便于中文提示信息的显示；并带有EEPROM，方便检测数据的存储和读取。控制单元采用带有光电隔离的RS485总线与电源测试模块、第一压力传感器4、第二压力传感器7、流量计35、第一流量阀33、第二流量阀62、第一电磁阀34、第二电磁阀63、三位四通的电磁阀1进行通信。采用光电隔离是为了降低电源的杂波干扰，提高系统的稳定性和检测精度；采用RS485总线进行通信，则是为了抑制共模干扰，提高信号传输时的检测灵敏度等。

本实施例中的检测装置使用了大量的电磁阀，其目的在于实现被测设备在控制单元的控制下在多种测试项目间自由的切换，从而实现测试全过程的自动化，提高测试的效率。

为了更清楚地介绍军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置的组成、各部件的连接关系，下面结合测试的过程，简要说明一下检测装置的使用方法。

实施例1：

座舱安全活门隔离状态下，在不同高度下的座舱余压测试

检测前，首先连接检测装置与座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等被测设备。主要连接包括：被测座舱压力控制器和被测座舱排气活门放置在座舱模拟室2中，被测座舱压力控制器和被测座舱排气活门分别与检测装置的供电模块通过电路进行连接，被测座舱压力控制器和被测座舱排气活门之间通过电路进行连接，并将被测座舱排气活门通过气路与“座舱模拟室2和舱外大气模拟室5间两条连接气路中的左路”进行连接；被测座舱安全活门放置在舱外大气模拟室5中，将被测座舱安全活门通过电路与供电模块进行连接，并通过气路与“座舱模拟室2和舱外大气模拟室5间两条连接气路中的右路”进行连接。

完成检测装置与被测设备的连接后，给检测装置供应220V 50Hz的交流电(即市电)，然后通过4×4的矩阵键盘选择被测设备和测试项目，并开始检测。

通过控制单元将座舱模拟室2和舱外大气模拟室5间两条连接气路上的三位四通的电磁阀1由中立位置切换为图2中的左位，即通过被测座舱排气活门连接座舱模拟室2和舱外大气模拟室5，并断开被测座舱安全活门与座舱模拟室2的连接。相当于隔离被测座舱安全活门，检测被测座舱压力控制器和被测座舱排气活门工作时座舱的余压。隔离状态测试，可用于准确定位故障件。第二电磁阀63切换为右位，连通负压支路和舱外大气模拟室5，控制单元根据设定的高度，构建舱外大气模拟室5的负压环境，舱外大气模拟室5的压力与对应飞行高度的大气压力一致。

第一电磁阀34切换为左位，调整流量阀34调节供气量的大小，通过气压源的气源31、气滤32、流量阀33和电磁阀34，向座舱模拟室2供气。控制单元根据设定的高度，向被测座舱压力控制器发送控制信号，被测座舱压力控制器进而根据座舱模拟室2的压力，调整被测座舱排气活门的开度，座舱模拟室2中的气体经被测座舱排气活门、舱外大气模拟室5、第二电磁阀63、第二流量阀62和真空泵61排至大气。待座舱模拟室2和舱外大气模拟室5的压力稳定后，通过压力传感器4测出座舱模拟室2的压力，并通过压力传感器7测出舱外大气模拟室5的压力，并由控制单元计算出余压，然后在显示模块上显示相应的余压数值。

测试完成后，通过控制单元将第二电磁阀63连通大气支路，将舱外大气模拟室5的负压环境恢复为正常压力，以便于开启舱外大气模拟室的舱门。

实施例2：

座舱安全活门接入状态下，在不同高度下的座舱余压测试

该项测试的气路和电路的连接方法与实施例1基本相同，主要差别在于：通过控制单元将座舱模拟室2和舱外大气模拟室5间两条连接气路上的三位四通的电磁阀1切换为图2中的中立位置，将被测座舱安全活门接入检测装置，测试所有被测件接入状态下，座舱在不同高度下的余压。

实施例3：

座舱排气活门泄漏量测试

该项测试的气路和电路的连接方法与实施例1相同，主要差别在于：在某一模拟高度下，将电磁阀33切换为右位，将流量计35接入气路，待座舱模拟室2的压力稳定后，通过流量计35可测得当前高度下被测座舱排气活门的泄露量是否超出要求。

实施例4：

座舱应急泄压性能测试

该项测试的气路和电路的连接方法与实施例1基本相同，主要差别在于：通过控制单元将座舱模拟室2和舱外大气模拟室5间两条连接气路上的三位四通的电磁阀1切换为图2中的右位，将被测座舱安全活门接入检测装置；通过控制单元将第二电磁阀63连通大气支路。

在某一模拟高度下，通过控制单元控制气压源向座舱模拟室2供压，供压压力达到座舱安全活门开启压力，测试座舱安全活门的应急泄压性能是否满足要求。

其它测试项目的测试，与上述实施例中的测试方式类似，仅需要根据需求调整三个电磁阀阀芯的位置，构建相应的座舱模拟室2和舱外大气模拟室5的压力，然后进行测试即可。

该检测装置不仅可以实现对座舱压力调节系统的测试，而且还能够模拟演示座舱压力调节系统的各种工作状态，用于装备教学等用途。

本发明所涉及的军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，可应用于多种型号飞机的座舱压力调节系统的检测，只要其座舱压力调节系统由座舱压力控制器、座舱排气活门和座舱安全活门等部附件组成即可；对于座舱压力控制器和座舱排气活门合二为一的座舱压力调节系统，本检测装置也同样适用，仅在被测设备与检测装置的气路和电路接线方式进行适应性调整即可。

Claims (9)

1.一种军用飞机座舱压力调节系统外场检测装置，其特征在于，包括：

供电模块，为检测装置提供所需的交流电源和直流电源；

电源测试模块，对所述交流电源的电压、电流和频率以及所述直流电源的电压和电流进行测试，与所述供电模块通过电路进行连接；

座舱模拟舱，用于模拟飞机座舱的供气和经过压力调节的密闭环境；

舱外大气模拟舱，用于模拟飞机在不同高度飞行时的舱外气压，舱外大气模拟舱通过连接气路与座舱模拟舱连通，所述连接气路为两条，两条连接气路上均设置阀门；所述阀门用来控制连接气路的通断，从而实现被测设备不同测试项目的测试，准确定位故障件；

输入模块，用于与检测装置进行交互，录入信息、选择测试项目；

显示模块，显示功能菜单、操作提示及测试结果；

控制单元，用于检测装置的控制和数据采集，分别与所述的供电模块、电源测试模块、座舱模拟舱、舱外大气模拟舱、输入模块和显示模块通过电路进行连接。

2.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，两条连接气路上设置的阀门为三位四通的电磁阀(1)。

3.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述座舱模拟舱和所述舱外大气模拟舱均由舱体和舱门组成，舱体和舱门之间设置硅橡胶密封圈，舱门上均设置观察窗。

4.如权利要求1或2所述的检测装置，其特征在于，所述座舱模拟舱由座舱模拟室(2)、气压源和第一压力传感器(4)组成；其中气压源由气源(31)、第一气滤(32)、第一流量阀(33)、第一电磁阀(34)、流量计(35)组成，除了流量计(35)与单独气路并联外，其它各部件通过气路依次连接，第一流量阀(33)、第一电磁阀(34)、流量计(35)分别通过电路与控制单元进行连接；第一压力传感器(4)安装在座舱模拟室(2)中，通过电路与控制单元进行连接。

5.如权利要求4所述的检测装置，其特征在于，所述气源(31)为空气压缩机或冷气瓶。

6.如权利要求4所述的检测装置，其特征在于，所述第一电磁阀(34)为两位三通电磁阀。

7.如权利要求1或2所述的检测装置，其特征在于，所述舱外大气模拟舱由舱外大气模拟室(5)、负压源和第二压力传感器(7)组成；其中负压源由负压支路和大气支路并联而成；负压支路由真空泵(61)、第二流量阀(62)、第二电磁阀(63)组成，各部件通过气路依次连接，第二流量阀(62)和第二电磁阀(63)分别通过电路与控制单元进行连接；大气支路上设置第二气滤(64)，第二气滤(64)通过气路与第二电磁阀(63)连接；第二压力传感器(7)安装在舱外大气模拟室(5)中，通过电路与控制单元进行连接。

8.如权利要求7所述的检测装置，其特征在于，所述第二电磁阀(52)为两位三通电磁阀。

9.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述电源测试模块采用测试和显示二合一的仪表，电源测试的结果直接在所述仪表上显示。

Images