CN204155148U - 一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出了一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置，该检测装置包括供电模块、电源测试模块、可变电阻、负压产生模块、输入模块、显示模块和控制单元，该装置具备体积小、便于携带、易于使用、可靠性高、自动化程度高等优点。本实用新型涉及的检测装置，充分考虑了座舱空气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空气调节系统的排故作业。

Description

一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置

技术领域

本实用新型涉及一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置，尤其是适用于在外场环境下，针对由涡轮限速控制器、调压阀门电动机构和空气分配阀门电动机构等部附件组成的座舱空气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。座舱空气调节系统是飞机环控系统的重要组成部分之一，其主要作用是将来自引气分系统的空气进一步降温和减压，以满足座舱环境温度冷却或加温的需要，从而为飞行员提供一个良好舒适的操纵环境。

对故障进一步分析可知，座舱空气调节系统中的涡轮限速控制器，以及调压阀门电动机构和空气分配阀门电动机构等部件的故障概率占据较大的比例。而涡轮限速控制器是座舱空气调节系统的控制机构，调压阀门电动机构和空气分配阀门电动机构是座舱空气调节系统的执行机构，它们对座舱温度的调节起着决定性的作用，其常见的故障现象通常为座舱温度过热或过冷，手动方式制热或制冷均不能纠正，供气超温以及在座舱过热时可能伴随有尖叫声或异常气味等，从而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。

目前，由于在飞机装备部队时没有配套专用的座舱空气调节系统检测设备，当飞机出现故障时，维护人员只能凭经验按照可能出现故障的概率大小依次进行“串换件”的方式排除，这不仅浪费维护时间、降低维修效率，而且还有可能在串换件的过程中损坏座舱空气调节系统的其它部附件；由于缺少必要的检测设备，这使得机务维护人员无法对座舱空气调节系统进行定性和定量的测试，也无法对座舱空气调节系统的主要部附件进行安装前和安装后的校验与通电检测。

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

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置，它能够实现对军用飞机座舱空气调节系统中涡轮限速控制器，以及调压阀门电动机构和空气分配阀门电动机构等部件的定性和定量的测试，快速定位飞机座舱空气调节系统的故障部件，满足座舱空气调节系统外场排故的需要。

本实用新型提出的一种军用飞机座舱空气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，与供电模块通过电路进行连接；

可变电阻；

负压产生模块，建立负压环境，模拟飞机在不同高度飞行时的气压；

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，分别与前述的供电模块、电源测试模块、可变电阻、负压产生模块、输入模块和显示模块通过电路进行连接。

供电模块中设置电源转换单元，将220V的市电转换为除28V直流电以外的其它规格的直流电。

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。

可变电阻为程控电阻，通过控制单元控制不同阻值的输出。

负压产生模块由真空泵、缓冲装置、压力传感器、第一阀门和第二阀门组成，缓冲装置分别与真空泵、压力传感器、第一阀门和第二阀门通过气路进行连接，真空泵、压力传感器、第一阀门和第二阀门分别通过电路与控制单元进行连接。

控制单元采用带有光电隔离的RS485总线与所述的电源测试模块和可变电阻进行通信。

程控电阻的最小调整精度为1Ω。

真空泵由多个微型真空泵串联而成。

本实用新型的有益效果是：本实用新型提出的一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置，能够通过单一的装置实现对座舱空气调节系统中容易出现故障的主要部件的定性和定量检测。所述的检测设备具备体积小、便于携带、易于使用、可靠性高、自动化程度高等优点。本实用新型涉及的检测装置，充分考虑了座舱空气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空气调节系统的排故作业。综上所述，本实用新型提出的一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置具有实质性特点和进步。

附图说明

图1为军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置结构原理图，图中的虚线表示测试装置与外部被测部件之间的连接，实线表示测试装置内部各组成部件之间的连接。

图2为供电模块的电源转换示意图。

图3为负压产生模块结构原理图，图中的虚线表示电路连接，实线表示气路连接。

图4为涡轮限速控制器的检测流程图。

图5为阀门电动机构的检测流程图。

具体实施方式

下面以某型飞机的座舱空气调节系统为例，结合附图1至附图5，介绍本实用新型的具体实施方式。

该型飞机的座舱空气调节系统主要由涡轮限速控制器、调压阀门电动机构、空气分配阀门电动机构、压力传感器等部件组成。工作时，由引气系统输送来的空气经过空气分配阀门电动机构分为冷、热两路，冷路的空气经过涡轮冷却器的冷却后与热路汇合，然后进入座舱进行空气调节，空气分配阀门电动机构主要用来合理分配冷热路的空气流量。为了保证涡轮冷却器的安全可靠工作，防止其超转，系统中设置了涡轮限速控制器，而涡轮限速控制器中装有气压式高度传感器，该气压式高度传感器可根据飞机所在高度输出对应的信号作为给定信号(该气压式高度传感器的输出信号为电阻信号)。工作时，由涡轮限速控制器按照预先给定的涡轮冷却器进口压力高度特性曲线来控制涡轮冷却器的进口压力，装在涡轮冷却器前管路上的压力传感器将感受到的压力信号(压力传感器的输出信号也为电阻信号)传递给涡轮限速控制器，该信号与涡轮限速控制器中气压式高度传感器输出的给定信号通过惠更斯电桥进行比较，如果该信号大于给定信号，则涡轮限速控制器发出指令，使调压阀门电动机构关小；反之，如果该信号小于给定信号，则涡轮限速控制器发出指令，使调压阀门电动机构调大。从而达到限制涡轮冷却器进口压力的目的，因此涡轮冷却器就不会发生超转的危险。为了防止在前述调整过程中出现超调的现象，涡轮限速控制器中设置了反馈绕组，当反馈绕组置处于“反馈开”的状态时，反馈绕组的反馈信号将使电桥的平衡时间比自然平衡的时间提前，因此可有效防止超调现象。

经过分析发现，该型飞机的座舱空气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)涡轮限速控制器不能按照预先给定的涡轮冷却器进口压力高度特性曲线来控制涡轮冷却器的进口压力；

(3)调压阀门电动机构由全关到全开或由全开到全关的时间不符合要求；

(4)空气分配阀门电动机构由全关到全开或由全开到全关的时间不符合要求。

1.军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置

针对军用飞机座舱空气调节系统的常见故障，本实用新型提出的一种军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置，具体包括供电模块、电源测试模块、可变电阻、负压产生模块、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；检测装置的输入电源包括115V 400Hz的交流电、220V 50Hz的交流电(即市电)，以及28V的直流电，其中115V的交流电和28V的直流电是飞机机载电源规格，可以直接供被测设备使用，而220V的市电需要经过转换后才可以供检测装置中有关用电设备的使用，如图2所示；未将115V的交流电或28V的直流电直接转换为检测装置所需电源的原因是：防止检测装置各组成部件的用电，尤其是负压产生模块中的真空泵等大功率部件的用电，对被测设备所用的115V交流电或28V直流电的干扰，影响其电源品质，进而影响测试精度和检测结果。该供电模块中还设置了电源转换单元，可将220V的市电转换为除28V直流电以外的其它规格的直流电，本实施例中具体包括：5V、12V和24V的直流电。其中5V的直流电主要为控制单元等部件供电，12V的直流电主要为负压产生模块中的真空泵供电，24V的直流电主要为负压产生模块中压力传感器供电。

(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115V交流电源的电压、电流和频率，以及28V直流电源的电压和电流等两种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)可变电阻。检测装置中设置的可变电阻用于模拟位于涡轮冷却器前管路上的电阻输出型的压力传感器的输出值，当涡轮冷却器的进口压力发生变化时，该传感器输出的阻值随之发生变化。该型飞机涡轮冷却器的进口压力变化范围较大，压力变化范围在几十个大气压，如果想模拟该压力变化的话，不仅需要空气压缩泵等增压装置，而且还需要压力调节装置，这将大大增加检测装置的体积和复杂程度。为了使检测装置便于携带，以便在外场使用，本测试装置直接使用可变电阻模拟涡轮冷却器进口压力传感器的输出值。本实施例中采用的可变电阻为程控电阻，通过控制单元的控制，可实现不同阻值的输出，采用的程控电阻阻值输出范围为0～500Ω。可变电阻还可以采用旋钮式电位计和数字电位计等形式，但旋钮式电位计只能通过手动进行调整，不便于实现自动测试；而数字电位计虽然可以通过微处理器等控制单元控制阻值输出，但阻值输出端口存在电压差，不是纯阻值的输出。本实施例中程控电阻的最小调整精度为1Ω，即每次调整值最小为1Ω。程控电阻的最小调整精度不可设置过大，诸如10Ω，这样会影响检测精度；也不可设置过小，诸如0.1Ω，这样虽然会进一步提高检测精度，但会增加程控电阻的结构复杂程度，而且会影响测试效率。

(4)负压产生模块，建立负压环境，模拟飞机在不同高度飞行时的气压。负压产生模块由真空泵、缓冲装置、压力传感器、第一阀门和第二阀门组成，缓冲装置分别与真空泵、压力传感器、第一阀门和第二阀门通过气路进行连接，真空泵、压力传感器、第一阀门和第二阀门分别通过电路与控制单元进行连接，如图3所示。真空泵启动时，负压产生模块提供的压力降低，真空泵停止时，负压产生模块提供的压力逐渐升高，真空泵的启停由控制单元根据负压产生模块的压力进行控制，而该压力由压力传感器来感受。为了提高压力传感器的灵敏度，该压力传感器采用单晶硅谐振式压力传感器。另外，为了提高检测装置的检测精度，应尽量保持检测过程中负压产生模块中气压的稳定性，因此在负压产生模块中设置缓冲装置；缓冲装置能够保证压力在较长时间内的稳定性，不会因真空泵停止，而在短时间内掉压，而影响检测精度。本实施例中采用的缓冲装置为缓冲瓶。测试前，控制单元控制第一阀门关闭，并控制真空泵启动，在缓冲装置中建立负压环境；测试时，控制单元控制第二阀门开启，使缓冲装置与被测涡流限速控制器中的气压式高度传感器通过气路进行连接，气压式高度传感器根据感受的气压输出信号并作为给定信号；测试后，控制单元控制第一阀门开启，连同大气，将缓冲装置中的压力恢复为大气压。

负压产生模块的真空泵由多个微型真空泵串联而成，采用微型真空泵并采用多个微型真空泵串联组成负压产生模块的原因是：①微型真空泵相对于普通真空泵而言，其具有体积小、功耗低的优点；②但单个微型真空泵的抽真空度无法满足该型飞机所有飞行高度范围内气压值的模拟(单个微型真空泵的抽真空度约为30KPa～50KPa，而该型飞机的最大飞行高度对应的最低气压值低于该范围)。本实施例中的负压产生模块具体是由4个微型真空泵串联而成的，其抽真空度最大可达1KPa，完全可以满足检测的需要。

(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，分别与所述的供电模块、电源测试模块、可变电阻、负压产生模块、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采用AT89C55WD型的单片机，其性能可靠，而且具有20K字节的程序存储器，便于中文提示信息的显示。控制单元采用带有光电隔离的RS485总线与电源测试模块和可变电阻进行通信。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。

为了更清楚地介绍军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置的组成、各部件的连接关系及其使用，下面分别介绍一下使用检测装置对涡轮限速控制器和调压阀门电动机构、空气分配阀门电动机构等阀门电动机构的检测方法。

2.涡轮限速控制器的检测方法

检测前，需要连接检测装置与涡轮限速控制器，具体包括通过测试电缆将检测装置与涡轮限速控制器连接，并通过气路将检测装置的负压产生模块与涡轮限速控制器的气压式高度传感器连接，然后给检测装置供应115V 400Hz的交流电、220V 50Hz的交流电(即市电)，以及28V的直流电。然后通过4×4的矩阵键盘选择被测设备为涡轮限速控制器。

涡轮限速控制器的检测方法，如图4所示(图中只绘制了测试“反馈开”状态的流程)，具体包括如下步骤：

(1)通过控制单元，将被测涡轮限速控制器的反馈绕组设置为“反馈开”的状态；

(2)控制负压产生模块，产生负压，使压力对应于飞行高度为1Km对应的压力；

(3)调整程控电阻，使其从0Ω逐渐增加；

(4)通过控制单元，读取被测涡轮限速控制器反馈信号“增压”的状态，当检测到反馈信号时，则停止电阻的增加，将程控电阻的当前阻值记录为R_Z1；

(5)调整程控电阻，使其阻值逐渐减小；

(6)通过控制单元，读取被测涡轮限速控制器反馈信号“减压”的状态，当检测到反馈信号时，则停止电阻的减小，将程控电阻的当前阻值记录为R_J1；

(7)控制负压产生模块，产生负压，使压力对应于飞行高度为6Km对应的压力；

(8)重复第(3)步至第(6)步，在重复第(4)步时将得到的程控电阻当前值记录为R_Z2，并在重复第(6)步时将得到的程控电阻当前值记录为R_J2；

(9)控制负压产生模块，产生负压，使压力对应于飞行高度为11Km对应的压力；

(10)重复第(3)步至第(6)步，在重复第(4)步时将得到的程控电阻当前值记录为R_Z3，并在重复第(6)步时将得到的程控电阻当前值记录为R_J3；

(11)通过控制单元，将被测涡轮限速控制器的反馈绕组设置为“反馈关”的状态，重复第(2)步到第(10)步操作，即可测得当反馈绕组关闭状态下，在不同飞行高度上，输出增压和减压信号时，对应的阻值，在“反馈关”的状态下也可得到6个阻值；

(12)将上述检测所得的12个阻值与涡轮限速控制器履历本上记载的标准阻值进行比较，判断被测涡轮限速控制器是否合格。

3.阀门电动机构的检测方法

在本实施中，使用前述检测装置分别检测调压阀门电动机构和空气分配阀门电动机构的检测。

具体以调压阀门电动机构的检测为例。检测前，需要通过测试电缆连接检测装置与调压阀门电动机构，然后通过4×4的矩阵键盘选择被测设备为调压阀门电动机构。

阀门电动机构的检测方法，如图5所示，具体包括如下步骤：

(1)通过控制单元给被测阀门电动机构提供“减压”信号(“减压”信号为28V的直流电信号)；

(2)当检测到被测阀门电动机构反馈的“全关”信号时(反馈的“全关”信号为28V的直流电信号)，然后通过控制单元给被测阀门电动机构提供“增压”信号(“增压”信号为28V的直流电信号)，并开始计时；

(3)当检测到被测阀门电动机构反馈的“全开”信号时(反馈的“全开”信号为28V的直流电信号)，停止计时，记录该时间为“全开”时间；

(4)通过控制单元给被测阀门电动机构提供“减压”信号，并开始计时；

(5)当检测到被测阀门电动机构反馈的“全关”信号时，停止计时，记录该时间为“全关”时间；

(6)将上述检测所得的“全开”时间和“全关”时间与履历本上记载的标准时间进行比较，判断被测阀门电动机构是否合格。

本实用新型所涉及的军用飞机座舱空气调节系统外场检测装置，可应用于多种型号飞机的座舱空气调节系统的检测，只要其座舱空气调节系统带有涡轮限速控制器即可。

Claims (9)

1.一种军用飞机座舱空气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；

可变电阻；

负压产生模块，建立负压环境，模拟飞机在不同高度飞行时的气压；

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、可变电阻、负压产生模块、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，所述供电模块中设置电源转换单元，将220V的市电转换为除28V直流电以外的其它规格的直流电。

3.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。

4.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述可变电阻为程控电阻。

5.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述负压产生模块由真空泵、缓冲装置、压力传感器、第一阀门和第二阀门组成，缓冲装置分别与真空泵、压力传感器、第一阀门和第二阀门通过气路进行连接，真空泵、压力传感器、第一阀门和第二阀门分别通过电路与控制单元进行连接。

6.如权利要求1所述的检测装置，其特征在于，所述控制单元采用带有光电隔离的RS485总线与所述的电源测试模块和可变电阻进行通信。

7.如权利要求4所述的检测装置，其特征在于，所述程控电阻的最小调整精度为1Ω。

8.如权利要求5所述的检测装置，其特征在于，所述真空泵由多个微型真空泵串联而成。

9.如权利要求5所述的检测装置，其特征在于，所述压力传感器为单晶硅谐振式压力传感器。