RU2449928C2 - Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end - Google Patents
Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2449928C2 RU2449928C2 RU2010121756/11A RU2010121756A RU2449928C2 RU 2449928 C2 RU2449928 C2 RU 2449928C2 RU 2010121756/11 A RU2010121756/11 A RU 2010121756/11A RU 2010121756 A RU2010121756 A RU 2010121756A RU 2449928 C2 RU2449928 C2 RU 2449928C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- pressure
- cockpit
- air
- cabin
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Examining Or Testing Airtightness (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Настоящее изобретение относится к способу создания избыточного давления и измерения объема утечек в конструкции кабины воздушного судна и к устройству для осуществления этого способа.The present invention relates to a method for generating overpressure and measuring the volume of leaks in an aircraft cabin structure and to a device for implementing this method.
Уровень техникиState of the art
Вследствие низкого давления окружающей среды на высоте полета воздушного судна в кабине воздушного судна во время полета обычно поддерживают повышенное давление, которое соответствует атмосферному давлению на высоте около 2500 м над уровнем моря. Поэтому конструкция кабины должна быть выполнена таким образом, чтобы выдерживать разность между повышенным давлением внутри кабины и низким давлением окружающей среды. Кроме того, конструкция кабины должна обеспечивать отсутствие утечек, чтобы внутри кабины можно было поддерживать повышенное давление. Поэтому при окончательной сборке воздушного судна необходимо проводить испытание конструкции кабины этого воздушного судна для того, чтобы, во-первых, проверить конструктивную прочность кабины при избыточном давлении и, во-вторых, чтобы проверить отсутствие утечек вследствие дефектов сборки, которые могли бы помешать созданию избыточного давления в кабине воздушного судна во время полета.Due to the low environmental pressure at the flight altitude of the aircraft, an increased pressure is usually maintained in the aircraft cabin during the flight, which corresponds to atmospheric pressure at an altitude of about 2500 m above sea level. Therefore, the cab structure must be designed to withstand the difference between increased pressure inside the cab and low ambient pressure. In addition, the cab design must ensure that there are no leaks so that increased pressure can be maintained inside the cab. Therefore, during the final assembly of the aircraft, it is necessary to test the design of the cockpit of this aircraft in order, firstly, to check the structural strength of the cockpit at overpressure and, secondly, to check for leaks due to assembly defects that could prevent the creation of excessive pressure in the cockpit during flight.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задачей настоящего изобретения является обеспечение способа, который позволит надежно, точно и автоматически создавать избыточное давление в кабине воздушных судов различных типов для того, чтобы определять утечку воздуха из кабины, и устройства для осуществления этого способа.The present invention is the provision of a method that will reliably, accurately and automatically create excess pressure in the cockpit of various types of aircraft in order to detect air leakage from the cockpit, and devices for implementing this method.
Для решения этой задачи устройство согласно изобретению содержит подающий воздушный трубопровод, выполненный с возможностью соединения с источником сжатого воздуха на первом конце и с возможностью соединения с кабиной воздушного судна на втором конце для того, чтобы подавать сжатый воздух от источника сжатого воздуха в кабину воздушного судна. Второй конец подающего воздушного трубопровода может быть соединен с отверстием, выполненным в кабине воздушного судна. Так, например, отверстие для присоединения подающего воздушного трубопровода может быть выполнено в ложной двери кабины воздушного судна, заменяющей оригинальную дверь кабины воздушного судна на время проведения испытаний на герметичность.To solve this problem, the device according to the invention comprises an air supply pipe adapted to be connected to a compressed air source at the first end and to be connected to an aircraft cabin at a second end in order to supply compressed air from a compressed air source to the aircraft cabin. The second end of the supply air pipe may be connected to a hole made in the cockpit of the aircraft. So, for example, the hole for connecting the supply air pipe can be made in the false door of the aircraft cabin, replacing the original door of the aircraft cabin for the duration of the leak test.
В подающем воздушном трубопроводе установлен клапан подачи воздуха, который может представлять собой, например, электромагнитный клапан. В закрытом положении клапан подачи воздуха прерывает соединение между источником сжатого воздуха и кабиной воздушного судна, в то время как в открытом положении клапан подачи воздуха пропускает сжатый воздух от источника сжатого воздуха в кабину воздушного судна.An air supply valve is installed in the supply air pipe, which may be, for example, an electromagnetic valve. In the closed position, the air supply valve interrupts the connection between the compressed air source and the aircraft cabin, while in the open position, the air supply valve passes compressed air from the compressed air source to the aircraft cabin.
Устройство согласно изобретению содержит также датчик давления, предназначенный для измерения давления в кабине воздушного судна и подачи сигналов, соответствующих давлению в кабине воздушного судна. Датчик давления может быть расположен непосредственно в кабине воздушного судна и подавать соответствующие сигналы давления по соответствующим электрическим соединениям. Однако предпочтительно датчик давления установлен за пределами кабины воздушного судна и соединен с внутренней частью кабины, например, при помощи гибкого трубопровода. Такая конструкция является более надежной, чем конструкция, содержащая сложную электропроводку.The device according to the invention also comprises a pressure sensor for measuring pressure in the aircraft cabin and for supplying signals corresponding to pressure in the aircraft cabin. The pressure sensor can be located directly in the cockpit of the aircraft and provide the appropriate pressure signals through the corresponding electrical connections. However, preferably, the pressure sensor is mounted outside the aircraft cabin and connected to the inside of the cabin, for example, by means of a flexible pipe. This design is more reliable than the design containing complex wiring.
Кроме того, устройство согласно изобретению содержит выпускной воздушный трубопровод, выполненный с возможностью соединения с кабиной воздушного судна на первом конце и с возможностью соединения с выпускным отверстием на втором конце для того, чтобы выпускать воздух из кабины через выпускное отверстие. Выпускной воздушный трубопровод предпочтительно ответвлен от подающего воздушного трубопровода для того, чтобы использовать только одно соединение с внутренней частью кабины воздушного судна. Выпускное отверстие может сообщаться с окружающей средой и может быть снабжено звукопоглощающим устройством для того, чтобы поглощать шум, возникающий при выпуске воздуха из кабины воздушного судна по выпускному воздушному трубопроводу через выпускное отверстие.In addition, the device according to the invention comprises an exhaust air pipe configured to connect to the aircraft cabin at the first end and to connect to an exhaust hole at the second end in order to exhaust air from the cabin through the exhaust opening. The exhaust air line is preferably branched from the air supply line in order to use only one connection with the interior of the aircraft cabin. The outlet may be in communication with the environment and may be equipped with a sound-absorbing device in order to absorb noise arising from the release of air from the aircraft cabin through the outlet air pipe through the outlet.
В выпускном воздушном трубопроводе установлен выпускной клапан, который аналогично клапану подачи воздуха может представлять собой электромагнитный клапан. В закрытом положении выпускной клапан прерывает соединение между кабиной воздушного судна и выпускным отверстием, в то время как в открытом положении выпускной клапан пропускает воздух, отводимый из кабины воздушного судна, к выпускному отверстию.An exhaust valve is installed in the exhaust air pipe, which, like the air supply valve, can be an electromagnetic valve. In the closed position, the exhaust valve interrupts the connection between the aircraft cabin and the outlet, while in the open position the exhaust valve passes air discharged from the aircraft cabin to the outlet.
Электронный блок управления устройства согласно изобретению, предназначенного для обнаружения утечек в конструкции кабины воздушного судна, выполнен с возможностью управления клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна до достижения в кабине воздушного судна первого предварительно установленного уровня давления, поддерживать давление в кабине воздушного судна на первом предварительно установленном уровне в течение первого предварительно установленного периода времени, а затем выпускать воздух из кабины воздушного судна. Иными словами, электронный блок управления обеспечивает управление клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна и тем самым создавать в кабине воздушного судна повышенное давление. Вследствие разности давлений внутри и снаружи кабины воздушного судна воздух вытекает из кабины воздушного судна. При этом в течение первого установленного периода времени оператор может легко произвести контроль конструкции кабины воздушного судна и, таким образом, надежно определить опасные утечки в конструкции кабины воздушного судна, которые являются следствием дефектов отдельных компонентов или дефектов сборки.The electronic control unit of the device according to the invention, designed to detect leaks in the structure of the cockpit of the aircraft, is configured to control the air supply valve and the exhaust valve depending on the signals received from the pressure sensor, so as to supply compressed air to the aircraft cockpit until in the cockpit of the aircraft of the first pre-set pressure level, maintain pressure in the cockpit of the aircraft in the first pre-set level outside for the first predetermined period of time, and then release air from the cockpit of the aircraft. In other words, the electronic control unit controls the air supply valve and the exhaust valve in such a way as to supply compressed air to the aircraft cabin and thereby create increased pressure in the aircraft cabin. Due to the pressure difference inside and outside the aircraft cabin, air flows out of the aircraft cabin. Moreover, during the first set period of time, the operator can easily carry out control of the aircraft cabin structure and, thus, reliably identify dangerous leaks in the aircraft cabin structure, which are the result of defects in individual components or assembly defects.
В предпочтительном варианте осуществления устройства согласно изобретению электронный блок управления выполнен с возможностью управления клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна после окончания первого предварительно установленного периода времени перед выпуском воздуха из кабины воздушного судна до достижения в кабине воздушного судна второго предварительно установленного уровня давления. Второй предварительно установленный уровень давления является более высоким, чем первый предварительно установленный уровень давления. Электронный блок управления может быть также выполнен с возможностью управления клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы поддерживать давление в кабине воздушного судна на втором предварительно установленном уровне в течение второго предварительно установленного периода времени. При этом второй предварительно установленный период времени можно также использовать для контроля конструкции кабины воздушного судна и, в частности, для определения более мелких утечек, которые не были обнаружены в течение первого предварительно установленного периода времени.In a preferred embodiment of the device according to the invention, the electronic control unit is adapted to control the air supply valve and the exhaust valve depending on the signals received from the pressure sensor, so as to supply compressed air to the aircraft cabin after the end of the first predetermined time period before release air from the aircraft cockpit until the second preset pressure level is reached in the aircraft cockpit. The second preset pressure level is higher than the first preset pressure level. The electronic control unit may also be configured to control the air supply valve and the exhaust valve depending on the signals received from the pressure sensor, so as to maintain the pressure in the aircraft cabin at a second pre-set level for a second pre-set time period. In this case, the second pre-set time period can also be used to control the design of the aircraft cabin and, in particular, to determine smaller leaks that were not detected during the first pre-set time period.
Кроме того, электронный блок управления может быть выполнен с возможностью управления клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна после окончания второго предварительно установленного периода времени до достижения в кабине воздушного судна третьего предварительно установленного уровня давления и поддерживать давление в кабине воздушного судна на третьем предварительно установленном уровне в течение третьего предварительно установленного периода времени. Третий предварительно установленный уровень давления является более высоким, чем второй предварительно установленный уровень давления, и предпочтительно представляет собой более высокий уровень давления, чем разность давлений, которая действует на кабину воздушного судна при нормальной летной эксплуатации воздушного судна.In addition, the electronic control unit may be configured to control the air supply valve and the exhaust valve, depending on the signals received from the pressure sensor, so as to supply compressed air to the aircraft cabin after the second pre-set time period before reaching the cabin the aircraft of the third pre-set pressure level and maintain the pressure in the aircraft cabin at the third pre-set level for three tego preset time period. The third preset pressure level is higher than the second preset pressure level, and preferably represents a higher pressure level than the pressure difference that acts on the aircraft cabin during normal flight operation of the aircraft.
Первый, второй и третий периоды времени могут представлять собой предварительно установленные фиксированные периоды времени. Однако электронный блок управления может быть также выполнен с возможностью изменения в ручном режиме длительности предварительно установленных периодов времени при проведении испытаний на герметичность конструкции кабины воздушного судна в зависимости от конкретных условий испытаний, например, если требуется увеличенный период времени для испытания конструкции кабины воздушного судна в то время, как кабина воздушного судна выдерживается при повышенном давлении.The first, second, and third time periods may be predefined fixed time periods. However, the electronic control unit can also be configured to manually change the duration of pre-set time periods when conducting leak tests of the aircraft cabin structure depending on the specific test conditions, for example, if an extended period of time is required to test the aircraft cabin structure at the same time. the time the aircraft cabin is held at elevated pressure.
Сжатый воздух подают в кабину воздушного судна предпочтительно со скоростью, равной примерно 1,2 мбар/с до тех пор, пока не будет достигнут первый предварительно установленный уровень давления (разность давлений между давлением в кабине воздушного судна и давлением окружающей среды), равный примерно 100 мбар. Уровень давления, равный примерно 100 мбар, можно поддерживать в течение первого предварительно установленного периода времени, составляющего примерно одну минуту. Этот период времени обычно является достаточным для обнаружения крупных утечек в конструкции кабины воздушного судна. Затем давление в кабине воздушного судна повышают со скоростью, равной примерно 1,2 мбар/с, до тех пор, пока не будет достигнут второй предварительно установленный уровень давления, равный примерно 400 мбар. Этот уровень давления поддерживают в течение второго периода времени, составляющего примерно восемь минут. Такой период времени обычно является достаточным для обнаружения относительно мелких утечек в конструкции кабины воздушного судна.Compressed air is supplied to the aircraft cabin preferably at a speed of about 1.2 mbar / s until the first preset pressure level is reached (pressure difference between the pressure in the aircraft cabin and the ambient pressure) of approximately 100 mbar. A pressure level of about 100 mbar can be maintained for a first predetermined period of time of about one minute. This period of time is usually sufficient to detect large leaks in the aircraft cabin structure. Then, the pressure in the aircraft cabin is increased at a speed of about 1.2 mbar / s until a second preset pressure level of about 400 mbar is reached. This pressure level is maintained for a second period of approximately eight minutes. Such a period of time is usually sufficient to detect relatively small leaks in the aircraft cabin structure.
При дальнейшем повышении давления в кабине воздушного судна для обеспечения безопасности не допускается нахождение операторов вблизи испытуемой кабины воздушного судна. Поэтому электронный блок управления устройства согласно изобретению предпочтительно выполнен с возможностью дистанционного управления всей процедурой испытания. Со второго предварительно установленного уровня давления, равного примерно 400 мбар, давление в кабине воздушного судна повышают до третьего предварительно установленного уровня давления, равного примерно 800 мбар, при этом давление до уровня примерно 593 мбар повышают со скоростью примерно 1,2 мбар/с, а от уровня примерно 593 мбар до уровня примерно 800 мбар - со скоростью примерно 0,6 мбар/с. Давление в кабине воздушного судна поддерживают на третьем предварительно установленном уровне давления, равном примерно 800 мбар, в течение третьего предварительно установленного периода времени, составляющего примерно 300 с.With a further increase in pressure in the aircraft cabin, for safety reasons, operators are not allowed to be close to the aircraft cabin under test. Therefore, the electronic control unit of the device according to the invention is preferably configured to remotely control the entire test procedure. From a second pre-set pressure level of approximately 400 mbar, the pressure in the aircraft cabin is increased to a third pre-set pressure level of approximately 800 mbar, while the pressure is increased to a level of approximately 593 mbar at a rate of approximately 1.2 mbar / s, and from a level of about 593 mbar to a level of about 800 mbar — at a speed of about 0.6 mbar / s. The pressure in the aircraft cockpit is maintained at a third pre-set pressure level of approximately 800 mbar for a third pre-set time period of approximately 300 s.
В предпочтительном варианте осуществления устройства согласно изобретению электронный блок управления выполнен с возможностью управления клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы выпускать воздух из кабины воздушного судна до тех пор, пока не будет достигнут четвертый предварительно установленный уровень давления и удерживать клапан подачи воздуха и выпускной клапан в закрытом положении до тех пор, пока не будет достигнут пятый предварительно установленный уровень давления. Давление в кабине воздушного судна предпочтительно снижают от максимального уровня давления примерно 800 мбар до четвертого предварительно установленного уровня давления примерно 593 мбар со скоростью примерно 1,2 мбар/с. Четвертый предварительно установленный уровень давления, равный примерно 593 мбар, соответствует разности давлений, которая действует на кабину воздушного судна при нормальной летной эксплуатации воздушного судна. Пятый предварительно установленный уровень давления может составлять примерно 500 мбар. Поскольку клапан подачи воздуха и выпускной клапан остаются в закрытом положении, снижение давления с четвертого предварительно установленного уровня давления до пятого предварительно установленного уровня давления обусловлено исключительно утечками в конструкции кабины воздушного судна.In a preferred embodiment of the device according to the invention, the electronic control unit is adapted to control the air supply valve and the exhaust valve depending on the signals received from the pressure sensor, so as to release air from the aircraft cockpit until a fourth set pressure level and keep the air supply valve and exhaust valve in the closed position until the fifth pre-set pressure level. The pressure in the aircraft cabin is preferably reduced from a maximum pressure level of about 800 mbar to a fourth preset pressure level of about 593 mbar at a speed of about 1.2 mbar / s. The fourth preset pressure level of approximately 593 mbar corresponds to the pressure difference that acts on the aircraft cabin during normal flight operation of the aircraft. The fifth preset pressure level may be approximately 500 mbar. Since the air supply valve and exhaust valve remain in the closed position, the decrease in pressure from the fourth pre-set pressure level to the fifth pre-set pressure level is due solely to leaks in the aircraft cabin structure.
Электронный блок управления устройства согласно изобретению предпочтительно выполнен с возможностью расчета величины утечки в конструкции кабины воздушного судна в зависимости от снижения давления в кабине воздушного судна с четвертого до пятого предварительно установленного уровня. Так, например, расчетная величина утечки может соответствовать наклону касательной, рассчитанному для кривой зависимости давления от времени между четвертым и пятым предварительно определенным уровнем давления при заранее заданном уровне давления, например около 556 мбар. Величину утечки, рассчитанную электронным блоком управления, можно сравнить с номинальной величиной утечки. Если разность между измеренной величиной утечки и номинальной величиной утечки превышает предварительно установленный предел, необходимо предпринять соответствующие меры для улучшения характеристик герметичности конструкции кабины воздушного судна.The electronic control unit of the device according to the invention is preferably configured to calculate the amount of leakage in the structure of the aircraft cabin depending on the decrease in pressure in the aircraft cabin from the fourth to the fifth pre-set level. So, for example, the calculated leakage value can correspond to the tangential slope calculated for the pressure versus time curve between the fourth and fifth predefined pressure level at a predetermined pressure level, for example, about 556 mbar. The leakage value calculated by the electronic control unit can be compared with the nominal leakage value. If the difference between the measured leakage value and the nominal leakage value exceeds a predetermined limit, appropriate measures must be taken to improve the tightness characteristics of the aircraft cabin structure.
После того как уровень давления в кабине воздушного судна достигнет пятого предварительно определенного уровня давления, электронный блок управления может обеспечивать управление клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы выпускать воздух из кабины воздушного судна со скоростью примерно 1,2 мбар/с до тех пор, пока давление в кабине воздушного судна снова не достигнет уровня давления окружающей среды.After the pressure level in the aircraft cabin reaches the fifth predetermined pressure level, the electronic control unit can provide control of the air supply valve and the exhaust valve depending on the signals received from the pressure sensor, so as to let out air from the aircraft cabin at a speed approximately 1.2 mbar / s until the pressure in the aircraft cabin reaches the ambient pressure level again.
Устройство для обнаружения утечек в конструкции кабины воздушного судна согласно изобретению может также содержать устройство подачи предупредительного сигнала, которое выполнено с возможностью подачи визуального и/или акустического предупредительного сигнала после получения соответствующей команды на подачу предупредительного сигнала от электронного блока управления. Так, например, электронный блок управления может быть выполнен с возможностью выдачи команды на подачу предупредительного сигнала каждый раз, когда уровень давления в кабине воздушного судна достигает одного из предварительно определенных уровней давления. Кроме того, электронный блок управления может быть выполнен с возможностью сравнения зависимых от времени уровней давления, измеренных при помощи датчика давления во время испытания конструкции кабины воздушного судна, с соответствующими номинальными зависимыми от времени уровнями давления. Затем электронный блок управления может выдавать команду на подачу предупредительного сигнала на устройство подачи предупредительного сигнала, если разность между уровнем измеренного давления в кабине воздушного судна и соответствующим номинальным уровнем давления превышает предварительно установленный предел. Электронный блок управления может быть также выполнен с возможностью автоматического прерывания испытания, например, прерывания подачи сжатого воздуха в кабину воздушного судна, если разность между измеренным уровнем давления в кабине воздушного судна и соответствующим номинальным уровнем давления превышает предварительно установленный предел.An apparatus for detecting leaks in an aircraft cabin structure according to the invention may also comprise a warning signal device, which is configured to provide a visual and / or acoustic warning signal after receiving an appropriate signal to send a warning signal from the electronic control unit. So, for example, the electronic control unit can be configured to issue a warning signal each time a pressure level in an aircraft cabin reaches one of a predetermined pressure level. In addition, the electronic control unit may be configured to compare time-dependent pressure levels measured by the pressure sensor during the test of the aircraft cabin structure with the corresponding nominal time-dependent pressure levels. The electronic control unit may then issue a warning signal to the warning signal supply device if the difference between the measured pressure level in the aircraft cabin and the corresponding nominal pressure level exceeds a predetermined limit. The electronic control unit can also be configured to automatically interrupt the test, for example, interrupt the supply of compressed air to the aircraft cabin if the difference between the measured pressure level in the aircraft cabin and the corresponding nominal pressure level exceeds a predetermined limit.
Устройство согласно изобретению может быть также снабжено устройством экстренного отключения с ручным управлением, которое позволяет прерывать испытание, в частности прерывать подачу сжатого воздуха в кабину воздушного судна в любой момент времени в ходе испытания.The device according to the invention can also be equipped with a manually controlled emergency shutdown device that allows you to interrupt the test, in particular to interrupt the supply of compressed air to the aircraft cabin at any time during the test.
Устройство согласно изобретению для определения утечек в кабине воздушного судна может также содержать шаровой клапан, расположенный в подающем воздушном трубопроводе. Шаровой клапан может быть установлен в подающем воздушном трубопроводе после клапана подачи воздуха. Шаровой клапан действует как предохранительное устройство, которое позволяет надежно регулировать давление в кабине воздушного судна даже в случае неисправности клапана подачи воздуха.The device according to the invention for detecting leaks in the cockpit of an aircraft may also comprise a ball valve located in the supply air pipe. The ball valve can be installed in the supply air line after the air supply valve. The ball valve acts as a safety device that allows you to reliably adjust the pressure in the cockpit even in the event of a malfunction in the air supply valve.
Часть подающего воздушного трубопровода и/или клапан подачи воздуха и/или датчик давления и/или выпускной клапан и/или шаровой клапан могут быть установлены на тележке. При этом тележка с несколькими существенными компонентами устройства согласно изобретению может перемещаться, например, между различными позициями линии окончательной сборки.A portion of the air supply pipe and / or air supply valve and / or pressure sensor and / or exhaust valve and / or ball valve may be mounted on the trolley. In this case, a trolley with several essential components of the device according to the invention can be moved, for example, between different positions of the final assembly line.
Устройство для обнаружения утечек в конструкции кабины воздушного судна согласно изобретению можно использовать во время окончательной сборки воздушного судна с целью обнаружения утечек в собранной конструкции кабины воздушного судна. Однако возможно также использование устройства согласно изобретению, например, в аэродромном техническом обслуживании для обнаружения утечек в отдельных компонентах конструкции кабины воздушного судна, например в фюзеляже воздушного судна.An apparatus for detecting leaks in an aircraft cabin structure according to the invention can be used during the final assembly of an aircraft to detect leaks in an assembled aircraft cabin structure. However, it is also possible to use the device according to the invention, for example, in aerodrome maintenance for detecting leaks in individual components of the aircraft cabin structure, for example in the aircraft fuselage.
В альтернативном варианте осуществления устройство согласно изобретению для создания избыточного давления и измерения величины утечки из кабины воздушного судна содержит подающий воздушный трубопровод, выполненный с возможностью соединения с источником сжатого воздуха на первом конце и с возможностью соединения с кабиной воздушного судна на втором конце для того, чтобы подавать сжатый воздух от источника сжатого воздуха в кабину воздушного судна, клапан подачи воздуха, расположенный в подающем воздушном трубопроводе, датчик давления, предназначенный для измерения давления в кабине воздушного судна и подачи сигналов, соответствующих давлению в кабине воздушного судна, выпускной воздушный трубопровод, выполненный с возможностью соединения с кабиной воздушного судна на первом конце и с возможностью соединения с выпускным отверстием на втором конце для того, чтобы выпускать воздух из кабины через выпускное отверстие, выпускной клапан, расположенный в выпускном воздушном трубопроводе, и по меньшей мере одну программу изменения давления. Электронный блок управления выполнен с возможностью управления клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, и в зависимости от значения, задаваемого программой изменения давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна или выпускать воздух из кабины воздушного судна для регулирования давления в кабине воздушного судна в соответствии с программой изменения давления.In an alternative embodiment, the device according to the invention for generating excess pressure and measuring the amount of leakage from the aircraft cabin comprises an air supply pipe adapted to be connected to a compressed air source at a first end and to be connected to an aircraft cabin at a second end so that supply compressed air from a source of compressed air to the aircraft cabin; air supply valve located in the supply air pipe; pressure sensor I, designed to measure the pressure in the cockpit of the aircraft and provide signals corresponding to the pressure in the cockpit of the aircraft, the exhaust air pipe, made with the possibility of connection with the aircraft cabin at the first end and with the possibility of connection with the outlet at the second end so that letting air out of the cabin through an outlet, an exhaust valve located in the exhaust air pipe, and at least one pressure change program. The electronic control unit is configured to control the air supply valve and the exhaust valve depending on the signals received from the pressure sensor, and depending on the value set by the pressure change program, so as to supply compressed air to the aircraft cabin or to discharge air from the cabin aircraft to regulate the pressure in the cockpit in accordance with the pressure change program.
Предпочтительно предусмотрено множество программ изменения давления для различных типов воздушных судов и различных объемов испытаний.Preferably, a plurality of pressure change programs are provided for various types of aircraft and various test volumes.
Электронный блок управления предпочтительно выполнен с возможностью выбора, управления и/или адаптации программы изменения давления.The electronic control unit is preferably configured to select, control and / or adapt a pressure change program.
Кроме того, электронный блок управления может быть выполнен с возможностью составления протокола процедуры измерения, который содержит параметр, характеризующий утечку из кабины.In addition, the electronic control unit can be configured to compile a measurement procedure protocol that contains a parameter characterizing a leak from the cab.
Способ определения утечек в конструкции кабины воздушного судна согласно изобретению включает этапы, на которых подают сжатый воздух от источника сжатого воздуха в кабину воздушного судна по подающему воздушному трубопроводу, измеряют давление в кабине воздушного судна и обеспечивают подачу сигналов, соответствующих давлению в кабине воздушного судна, при помощи датчика давления, и выпускают воздух из кабины воздушного судна по выпускному воздушному трубопроводу через выпускное отверстие. При помощи электронного блока управления осуществляют управление клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна до достижения в кабине воздушного судна первого предварительно установленного уровня давления, поддерживать давление в кабине воздушного судна на первом предварительно установленном уровне в течение первого предварительно установленного периода времени, а затем выпускать воздух из кабины воздушного судна.The method for detecting leaks in the aircraft cabin structure according to the invention includes the steps of supplying compressed air from a compressed air source to the aircraft cabin via an air supply pipe, measuring the pressure in the aircraft cabin and providing signals corresponding to the pressure in the aircraft cabin when using a pressure sensor, and letting air out of the cockpit of the aircraft through the exhaust air pipe through the outlet. Using the electronic control unit, the air supply valve and the exhaust valve are controlled depending on the signals received from the pressure sensor, so as to supply compressed air to the aircraft cabin until the aircraft reaches the first preset pressure level in the aircraft cabin, maintain the pressure in the cabin the aircraft at the first pre-set level for the first pre-set period of time, and then release air from the cockpit air th vessel.
Способ согласно изобретению может также включать этап, на котором осуществляют управление клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном при помощи электронного блока управления в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна после окончания первого предварительно установленного периода времени перед выпуском воздуха из кабины воздушного судна до достижения в кабине воздушного судна второго предварительно установленного уровня давления. Давление в кабине воздушного судна может поддерживаться на втором предварительно установленном уровне в течение второго предварительно установленного периода времени. После окончания второго предварительно установленного периода времени можно продолжать подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна до достижения в кабине воздушного судна третьего предварительно установленного уровня давления. Давление в кабине воздушного судна на третьем предварительно установленном уровне можно поддерживать в течение третьего предварительно установленного периода времени.The method according to the invention may also include the step of controlling the air supply valve and the exhaust valve using an electronic control unit depending on the signals received from the pressure sensor, so as to supply compressed air to the aircraft cabin after the end of the first predetermined period time before air is released from the aircraft cabin until the second pre-set pressure level is reached in the aircraft cabin. The pressure in the aircraft cabin can be maintained at a second pre-set level for a second pre-set time period. After the second pre-set time period has ended, it is possible to continue supplying compressed air to the aircraft cabin until the third preset pressure level is reached in the aircraft cabin. The pressure in the aircraft cabin at a third pre-set level can be maintained for a third pre-set time period.
Способ согласно изобретению предпочтительно включает этап, на котором осуществляют управление клапаном подачи воздуха и выпускным клапаном при помощи электронного блока управления в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, таким образом, чтобы выпускать воздух из кабины воздушного судна до тех пор, пока не будет достигнут четвертый предварительно установленный уровень давления. Клапан подачи воздуха и выпускной клапан можно поддерживать в закрытом положении до тех пор, пока не будет достигнут пятый предварительно установленный уровень давления. Снижение давления в кабине воздушного судна с четвертого предварительно установленного уровня давления до пятого предварительно установленного уровня давления обусловлено исключительно утечками в конструкции кабины воздушного судна.The method according to the invention preferably includes the step of controlling the air supply valve and the exhaust valve using an electronic control unit depending on the signals received from the pressure sensor, so as to discharge air from the aircraft cockpit until it is reached fourth preset pressure level. The air supply valve and exhaust valve can be kept closed until the fifth preset pressure level is reached. The pressure drop in the aircraft cabin from the fourth pre-set pressure level to the fifth pre-set pressure level is due solely to leaks in the aircraft cabin structure.
Способ определения утечек в конструкции кабины воздушного судна согласно изобретению предпочтительно включает также расчет при помощи электронного блока управления величины утечки в конструкции кабины воздушного судна в зависимости от снижения давления в кабине воздушного судна с четвертого до пятого предварительно установленного уровня.The method for detecting leaks in the aircraft cabin structure according to the invention preferably also includes calculating, with the aid of an electronic control unit, the leakage values in the aircraft cabin structure as a function of the pressure drop in the aircraft cabin from the fourth to the fifth preset level.
В альтернативном варианте осуществления способ создания избыточного давления и измерения величины утечки в конструкции кабины воздушного судна согласно изобретению включает этапы, на которых подают сжатый воздух от источника сжатого воздуха в кабину воздушного судна по подающему воздушному трубопроводу, измеряют давление в кабине воздушного судна и обеспечивают подачу сигналов, соответствующих давлению в кабине воздушного судна, при помощи датчика давления, выпускают воздух из кабины воздушного судна по выпускному воздушному трубопроводу через выпускное отверстие, и обеспечивают программу изменения давления.In an alternative embodiment, the method of generating overpressure and measuring leakage in an aircraft cockpit structure according to the invention comprises the steps of supplying compressed air from a compressed air source to an aircraft cockpit via an air supply pipe, measuring the pressure in the aircraft cockpit and providing signals corresponding to the pressure in the aircraft cabin, using a pressure sensor, release air from the aircraft cabin through the exhaust pipe wire through the outlet, and provide a pressure change program.
При помощи электронного блока управления обеспечивают управление клапаном подачи воздуха, установленным в подающем воздушном трубопроводе, и выпускным клапаном, установленным в выпускном воздушном трубопроводе, в зависимости от сигналов, поступающих от датчика давления, и в зависимости от значения, задаваемого программой изменения давления, таким образом, чтобы подавать сжатый воздух в кабину воздушного судна или выпускать воздух из кабины воздушного судна для регулирования давления в кабине воздушного судна в соответствии с программой изменения давления.Using the electronic control unit, the air supply valve installed in the supply air pipe and the exhaust valve installed in the exhaust air pipe are controlled depending on the signals received from the pressure sensor and depending on the value set by the pressure change program, thus to supply compressed air to the aircraft cabin or to discharge air from the aircraft cabin to regulate the pressure in the aircraft cabin in accordance with the program my pressure changes.
Предпочтительно обеспечивают множество программ изменения давления для различных типов воздушных судов и различных объемов испытаний.Preferably, a plurality of pressure change programs are provided for various types of aircraft and various test volumes.
Способ согласно изобретению также предпочтительно включает этап, на котором осуществляют выбор, управление и/или адаптацию программы изменения давления при помощи электронного блока управления.The method according to the invention also preferably includes the step of selecting, controlling and / or adapting the pressure change program using an electronic control unit.
Способ согласно изобретению также предпочтительно включает этап, на котором при помощи электронного блока управления составляют протокол процедуры измерения, содержащий параметр, характеризующий утечку из кабины.The method according to the invention also preferably includes the step of using the electronic control unit to compose a measurement procedure protocol containing a parameter characterizing leakage from the cab.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Далее настоящее изобретение подробно поясняется со ссылками на схематические чертежи, на которых:Further, the present invention is explained in detail with reference to the schematic drawings, in which:
Фигура 1 представляет предпочтительный вариант осуществления устройства для создания избыточного давления в кабине воздушного судна и измерения объема утечки в конструкции кабины воздушного судна иFigure 1 represents a preferred embodiment of a device for generating overpressure in an aircraft cabin and measuring a leakage amount in an aircraft cabin structure and
Фигура 2 показывает кривую изменения давления в кабине воздушного судна в зависимости от времени в ходе проведения испытания на создание избыточного давления в кабине воздушного судна и измерения объема утечки в конструкции кабины воздушного судна.Figure 2 shows a curve of the pressure in the aircraft cabin versus time during the test to create excess pressure in the aircraft cabin and measure the amount of leakage in the aircraft cabin structure.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Показанное на Фигуре 1 устройство 10 для создания избыточного давления в кабине 12 воздушного судна и измерения объема утечки в конструкции кабины 12 воздушного судна содержит подающий воздушный трубопровод 14. Первый конец подающего воздушного трубопровода 14 соединен с источником сжатого воздуха (не показан на Фигуре 1), который подает воздух под давлением от 6 до 8 бар. В подающем воздушном трубопроводе 14 установлен первый запорный клапан 16 с ручным управлением. После первого запорного клапана 16 в подающем воздушном трубопроводе 14 установлен второй запорный клапан 18, который служит для автоматического прерывания подачи сжатого воздуха по подающему воздушному трубопроводу 14 в случае неисправности системы электропитания. После второго запорного клапана 18 в подающем воздушном трубопроводе 14 установлен фильтр 20, который служит для фильтрации сжатого воздуха, поступающего в кабину воздушного судна, и предотвращает попадание загрязняющих частиц в кабину воздушного судна.The device 10 shown in FIG. 1 for generating overpressure in the cockpit 12 of the aircraft and measuring the leakage in the structure of the cockpit 12 of the aircraft contains a supply air pipe 14. The first end of the supply air pipe 14 is connected to a source of compressed air (not shown in Figure 1), which supplies air under a pressure of 6 to 8 bar. In the supply air pipe 14 is installed the first shut-off valve 16 with manual control. After the first shut-off valve 16 in the supply air pipe 14, a second shut-off valve 18 is installed, which serves to automatically interrupt the supply of compressed air through the supply air pipe 14 in the event of a malfunction in the power supply system. After the second shut-off valve 18, a filter 20 is installed in the supply air pipe 14, which serves to filter the compressed air entering the aircraft cabin and prevents pollutants from entering the aircraft cabin.
Подающий воздушный трубопровод 14 содержит первую неподвижную часть 14а, которая соединена со второй частью 14b, при этом вторая часть 14b подающего воздушного трубопровода 14 смонтирована на тележке 22. Вторая часть 14b подающего воздушного трубопровода 14 соединена с третьей частью 14 с подающего воздушного трубопровода 14, которая, как и первая часть 14а, выполнена в форме закрепленной трубы. И, наконец, воздушный трубопровод 14 содержит четвертую часть 14d, выполненную в форме гибкого шланга, который соединяет неподвижную третью часть 14с подающего воздушного трубопровода 14 с отверстием, которое выполнено в ложной двери 26 кабины воздушного судна. На время проведения испытаний на герметичность конструкции кабины 12 воздушного судна оригинальную дверь кабины заменяют ложной дверью 26.The supply air pipe 14 comprises a first stationary part 14a that is connected to the second part 14b, while the second part 14b of the supply air pipe 14 is mounted on the carriage 22. The second part 14b of the supply air pipe 14 is connected to the third part 14b of the supply air pipe 14, which as the first part 14a, made in the form of a fixed pipe. And finally, the air pipe 14 contains a fourth part 14d, made in the form of a flexible hose, which connects the stationary third part 14c of the supply air pipe 14 with the hole that is made in the false door 26 of the aircraft cabin. During the leak test of the design of the cockpit 12 of the aircraft, the original cockpit door is replaced with a false door 26.
Как показано на Фигуре 1, третья неподвижная часть 14с подающего воздушного трубопровода 14 разветвляется таким образом, чтобы доходить до двух различных соединительных точек 28, 28'. Таким образом, четвертая гибкая рукавная часть 14d подающего воздушного трубопровода 14 может соединяться с любой из соединительных точек 28, 28' третьей части 14с подающего воздушного трубопровода 14. В третьей части 14с подающего воздушного трубопровода 14 установлены избирательные клапаны 30, 30' для того, чтобы селективно подавать сжатый воздух в одну из выбранных соединительных точек 28, 28'. Таким образом, устройство 10 позволяет проводить испытание герметичности кабины для воздушных судов различного размера.As shown in FIG. 1, the third fixed portion 14c of the supply air pipe 14 branches so as to extend to two different connection points 28, 28 ′. Thus, the fourth flexible hose portion 14d of the supply air pipe 14 can be connected to any of the connecting points 28, 28 ′ of the third part 14c of the supply air pipe 14. In the third part 14c of the supply air pipe 14, selective valves 30, 30 ′ are mounted so that selectively supply compressed air to one of the selected connection points 28, 28 '. Thus, the device 10 allows you to test the tightness of the cockpit for aircraft of various sizes.
Первая часть 14а, вторая часть 14b и основной отрезок третьей части 14с подающего воздушного трубопровода 14, клапаны 16, 18, 30, 30', фильтр 20 и тележка 22 компактно расположены в подвальном помещении цеха авиационного завода. Третью часть 14с подающего воздушного трубопровода 14 пропускают через отверстие 32, выполненное в потолке 34 подвального помещения.The first part 14a, the second part 14b and the main section of the third part 14c of the supply air pipe 14, valves 16, 18, 30, 30 ', the filter 20 and the cart 22 are compactly located in the basement of the aircraft factory workshop. The third part 14c of the supply air pipe 14 is passed through an opening 32 made in the basement ceiling 34.
Электромагнитный клапан 36 подачи воздуха расположен во второй части 14b подающего воздушного трубопровода 14 и установлен на тележке 22. В открытом положении клапан 36 подачи воздуха пропускает сжатый воздух, поступающий от источника сжатого воздуха, в кабину 12 воздушного судна и регулирует давление сжатого воздуха, подаваемого в кабину 12 воздушного судна. Первый датчик 38 давления служит для измерения давления в подающем воздушном трубопроводе 14 после клапана 36 подачи воздуха.The air supply solenoid valve 36 is located in the second part 14b of the air supply pipe 14 and is mounted on the trolley 22. In the open position, the air supply valve 36 passes compressed air coming from the compressed air source into the aircraft cabin 12 and controls the pressure of the compressed air supplied to cockpit 12 of the aircraft. The first pressure sensor 38 is used to measure pressure in the supply air line 14 after the air supply valve 36.
Шаровой клапан 40 расположен во второй части 14b подающего воздушного трубопровода 14 после клапана 36 подачи воздуха. Шаровой клапан 40 также установлен на тележке 22. В открытом положении шаровой клапан 40 пропускает сжатый воздух, поступающий от источника сжатого воздуха, в кабину 12 воздушного судна. И, напротив, в закрытом положении шаровой клапан 40 прерывает подачу сжатого воздуха от источника сжатого воздуха в кабину 12 воздушного судна.A ball valve 40 is located in the second portion 14b of the air supply pipe 14 after the air supply valve 36. The ball valve 40 is also mounted on the trolley 22. In the open position, the ball valve 40 passes compressed air from a source of compressed air into the cockpit 12 of the aircraft. Conversely, in the closed position, the ball valve 40 interrupts the supply of compressed air from the source of compressed air to the cockpit 12 of the aircraft.
Выпускной воздушный трубопровод 42 ответвляется от второй части 14b подающего воздушного трубопровода 14 и проходит до выпускного отверстия 44, которое сообщается с окружающей средой. В выпускном отверстии 44 установлено звукопоглощающее устройство 46 для того, чтобы поглощать шум, возникающий при выпуске воздуха из кабины 12 воздушного судна через выпускное отверстие 44. В выпускном воздушном трубопроводе 42 установлен электромагнитный выпускной клапан 48. В открытом положении выпускной клапан 48 пропускает воздух, выходящий из кабины 12 воздушного судна, к выпускному отверстию 44 и регулирует давление воздуха, проходящего из кабины 12 воздушного судна к выпускному отверстию 44.The exhaust air pipe 42 branches off from the second part 14b of the supply air pipe 14 and extends to the outlet 44, which communicates with the environment. A sound-absorbing device 46 is installed in the outlet 44 in order to absorb the noise that occurs when air is discharged from the aircraft cabin 12 through the outlet 44. An electromagnetic exhaust valve 48 is installed in the exhaust air pipe 42. In the open position, the exhaust valve 48 allows air to exit from the cockpit 12 of the aircraft, to the outlet 44 and regulates the pressure of the air passing from the cockpit 12 of the aircraft to the outlet 44.
Второй датчик 50 давления также установлен на тележке 22. Второй датчик 50 давления соединен с внутренней частью кабины 12 воздушного судна при помощи гибкого шланга 52. Датчик 50 служит для измерения давления в кабине 12 воздушного судна и подачи сигналов, соответствующих давлению в кабине 12 воздушного судна, на электронный блок управления (electronic control unit, ECU).A second pressure sensor 50 is also mounted on the carriage 22. A second pressure sensor 50 is connected to the inside of the aircraft cabin 12 using a flexible hose 52. The sensor 50 is used to measure the pressure in the aircraft cabin 12 and to provide signals corresponding to the pressure in the aircraft cabin 12 , to the electronic control unit (ECU).
Электронный блок управления ECU удален от тележки 22 и испытуемой кабины воздушного судна и предназначен для дистанционного управления клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48 в зависимости от сигналов, поступающих от второго датчика 50 давления. Электронный блок управления ECU содержит дисплей для вывода параметров испытания, в частности кривой зависимости давления в кабине 12 воздушного судна, измеренного при помощи второго датчика 50 давления, от времени, как представлено на Фигуре 2. Таким образом, электронный блок управления ECU служит также в качестве интерфейса человек-машина. Кроме того, электронный блок управления ECU подключен к устройству 54 подачи предупредительного сигнала, которое предназначено для подачи визуального и акустического предупредительного сигнала после получения соответствующей команды на подачу предупредительного сигнала от электронного блока управления ECU.The ECU electronic control unit is remote from the trolley 22 and the test cabin of the aircraft and is designed to remotely control the air supply valve 36, ball valve 40 and exhaust valve 48 depending on the signals from the second pressure sensor 50. The ECU electronic control unit contains a display for displaying test parameters, in particular, the time dependence of the pressure in the cockpit 12 of the aircraft, measured with the second pressure sensor 50, as shown in Figure 2. Thus, the ECU electronic control unit also serves as human machine interface. In addition, the ECU electronic control unit is connected to the warning device 54, which is designed to provide a visual and acoustic warning signal after receiving a corresponding command to send an alarm signal from the electronic control unit ECU.
Для проведения испытания герметичности конструкции кабины 12 воздушного судна вручную открывают первый запорный клапан 16. Также открывают второй запорный клапан 18 и первый избирательный клапан 30'. Затем сжатый воздух поступает от источника сжатого воздуха в кабину 12 воздушного судна, при этом электронный блок управления ECU управляет клапаном 36 подачи воздуха и шаровым клапаном 40 таким образом, чтобы обеспечить повышение давления в кабине 12 воздушного судна со скоростью 1,2 мбар/с. Во время подачи сжатого воздуха в кабину 12 воздушного судна выпускной клапан 48 остается в закрытом положении.To conduct a leak test of the design of the cockpit 12 of the aircraft manually open the first shutoff valve 16. Also open the second shutoff valve 18 and the first selective valve 30 '. Then, compressed air is supplied from the compressed air source to the aircraft cabin 12, while the ECU electronic control unit controls the air supply valve 36 and the ball valve 40 so as to provide an increase in pressure in the aircraft cabin 12 at a speed of 1.2 mbar / s. During the supply of compressed air to the cockpit 12 of the aircraft, the exhaust valve 48 remains in the closed position.
Когда давление в кабине 12 воздушного судна достигнет первого предварительно установленного уровня 100 мбар (разность между давлением окружающей среды и давлением в кабине 12 воздушного судна), электронный блок управления ECU выдает команду устройству 54 на подачу предупредительного сигнала, при этом устройство 54 подачи предупредительного сигнала подает визуальный и акустический предупредительный сигнал. Как видно на Фигуре 2, первый предварительно установленный уровень давления 100 мбар сохраняется в течение первого предварительно установленного периода времени, равного примерно одной минуте, за счет соответствующего управления электронным блоком управления ECU клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48. В течение первого предварительно установленного периода времени можно проводить контроль конструкции кабины 12 воздушного судна и легко обнаружить большие утечки в конструкции кабины 12 воздушного судна.When the pressure in the cockpit 12 of the aircraft reaches the first preset level of 100 mbar (the difference between the ambient pressure and the pressure in the cockpit 12 of the aircraft), the electronic control unit ECU issues a command to the device 54 to give an alarm, while the device 54 for giving an alarm visual and acoustic warning signal. As can be seen in Figure 2, the first pre-set pressure level of 100 mbar is maintained for the first pre-set period of time of about one minute by appropriately controlling the electronic control unit ECU of the air supply valve 36, the ball valve 40 and the exhaust valve 48. During of the first predetermined time period, it is possible to monitor the structure of the aircraft cabin 12 and easily detect large leaks in the structure of the aircraft cabin 12.
После окончания первого предварительно установленного периода времени давление в кабине 12 воздушного судна продолжают увеличивать со скоростью 1,2 мбар/с до достижения второго предварительно установленного уровня, равного 400 мбар. Затем электронный блок управления ECU снова выдает команду на подачу предупредительного сигнала устройству 54, которое подает визуальный и акустический предупредительный сигнал. За счет того, что электронный блок управления ECU обеспечивает соответствующее управление клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48, давление в кабине 12 воздушного судна сохраняется на втором предварительно установленном уровне 400 мбар в течение второго предварительно установленного периода времени, равного примерно восьми минутам. В течение второго предварительно установленного периода времени можно снова проводить контроль конструкции кабины 12 воздушного судна для того, чтобы определить в конструкции кабины 12 воздушного судна также мелкие утечки, которые не были обнаружены в течение первого предварительно установленного периода времени.After the end of the first pre-set time period, the pressure in the aircraft cabin 12 continues to increase at a speed of 1.2 mbar / s until a second pre-set level of 400 mbar is reached. Then, the ECU electronic control unit again issues a warning signal to the device 54, which provides a visual and acoustic warning signal. Due to the fact that the ECU electronic control unit provides appropriate control of the air supply valve 36, ball valve 40 and exhaust valve 48, the pressure in the aircraft cabin 12 is maintained at a second preset level of 400 mbar for a second preset time period of approximately eight minutes. During the second pre-set time period, the design of the aircraft cabin 12 can be checked again in order to detect minor leaks in the structure of the aircraft cabin 12 that were not detected during the first pre-set time period.
После окончания второго предварительно установленного периода времени давление в кабине 12 воздушного судна снова увеличивают при помощи соответствующего управления электронным блоком управления ECU клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48 до достижения уровня давления, равного 593 мбар. Затем скорость увеличения давления снижают до 0,6 мбар/с до тех пор, пока давление в кабине 12 воздушного судна не достигнет третьего предварительно установленного уровня 800 мбар. Третий предварительно установленный уровень 800 мбар существенно превышает разность давлений, которая действует на кабину 12 воздушного судна при нормальной летной эксплуатации воздушного судна, которая составляет примерно 593 мбар. Когда давление в кабине 12 воздушного судна достигает третьего предварительно установленного уровня 800 мбар блок управления ECU снова выдает команду на подачу предупредительного сигнала устройству 54, которое затем подает визуальный и акустический предупредительный сигнал. За счет соответствующего управления клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48 давление в кабине 12 воздушного судна сохраняется на третьем предварительно установленном уровне в течение третьего предварительно установленного периода времени, равного примерно 300 с.After the second pre-set time period has ended, the pressure in the aircraft cabin 12 is again increased by appropriate control of the ECU electronic control unit with an air supply valve 36, a ball valve 40 and an exhaust valve 48 until a pressure level of 593 mbar is reached. Then, the pressure increase rate is reduced to 0.6 mbar / s until the pressure in the aircraft cabin 12 reaches the third pre-set level of 800 mbar. The third pre-set level of 800 mbar significantly exceeds the pressure difference that acts on the cockpit 12 of the aircraft during normal flight operation of the aircraft, which is approximately 593 mbar. When the pressure in the cockpit 12 of the aircraft reaches the third pre-set level of 800 mbar, the ECU again issues a warning signal to the device 54, which then gives a visual and acoustic warning signal. By properly controlling the air supply valve 36, the ball valve 40, and the exhaust valve 48, the pressure in the aircraft cabin 12 is maintained at a third preset level for a third preset time period of about 300 s.
После окончания третьего предварительно установленного периода времени электронный блок управления обеспечивает управление клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48 таким образом, что давление в кабине 12 воздушного судна уменьшается со скоростью 1,2 мбар/с до достижения четвертого предварительно установленного уровня давления 593 мбар. Как указано выше, четвертый предварительно установленный уровень давления 593 мбар соответствует разности давлений, которая действует на кабину 12 воздушного судна при нормальной летной эксплуатации воздушного судна. Когда давление в кабине 12 воздушного судна достигает четвертого предварительно установленного уровня давления 593 мбар, клапан 36 подачи воздуха, шаровой клапан 40 и выпускной клапан 48 закрываются. Это рабочее состояние клапанов 36, 40, 48 сохраняется до тех пор, пока давление в кабине 12 воздушного судна не достигнет пятого предварительно установленного уровня давления 500 мбар. Снижение давления с 593 до 500 мбар обусловлено исключительно утечками в конструкции кабины 12 воздушного судна.After the end of the third pre-set time period, the electronic control unit controls the air supply valve 36, the ball valve 40 and the exhaust valve 48 so that the pressure in the aircraft cabin 12 decreases at a speed of 1.2 mbar / s until the fourth preset pressure level is reached 593 mbar. As indicated above, the fourth preset pressure level of 593 mbar corresponds to the pressure difference that acts on the cockpit 12 of the aircraft during normal flight operation of the aircraft. When the pressure in the cockpit 12 of the aircraft reaches the fourth preset pressure level of 593 mbar, the air supply valve 36, the ball valve 40 and the exhaust valve 48 are closed. This operating state of the valves 36, 40, 48 is maintained until the pressure in the cockpit 12 of the aircraft reaches the fifth preset pressure level of 500 mbar. The pressure drop from 593 to 500 mbar is due solely to leaks in the design of the cockpit 12 of the aircraft.
Когда давление в кабине 12 воздушного судна достигает пятого предварительно установленного уровня давления 500 мбар, электронный блок управления ECU обеспечивает управление клапаном 36 подачи воздуха, шаровым клапаном 40 и выпускным клапаном 48 таким образом, что давление в кабине 12 воздушного судна уменьшается с пятого предварительно установленного уровня давления 500 мбар до давления окружающей среды со скоростью 1,2 мбар/с.When the pressure in the cockpit 12 of the aircraft reaches the fifth preset pressure level of 500 mbar, the ECU electronic control unit controls the air supply valve 36, the ball valve 40 and the exhaust valve 48 so that the pressure in the cockpit 12 of the aircraft decreases from the fifth preset level pressure of 500 mbar to ambient pressure at a speed of 1.2 mbar / s.
Электронный блок управления ECU определяет величину утечки конструкции кабины 12 воздушного судна путем расчета наклона касательной к показанной на Фигуре 2 кривой зависимости давления от времени между четвертым и пятым предварительно определенным уровнем давления при уровне давления, равном 556 мбар. Рассчитанная величина утечки сравнивается с номинальной величиной утечки. Если разность между рассчитанной величиной утечки и номинальной величиной утечки не превышает предварительно установленного предела, герметичность конструкции кабины 12 воздушного судна считают достаточной.The ECU electronic control unit determines the leakage rate of the aircraft cabin 12 design by calculating the tangent to the pressure versus time curve shown in Figure 2 between the fourth and fifth predefined pressure levels at a pressure level of 556 mbar. The calculated leakage value is compared with the nominal leakage value. If the difference between the calculated leakage value and the nominal leakage value does not exceed a predetermined limit, the tightness of the structure of the cockpit 12 of the aircraft is considered sufficient.
Claims (19)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010121756/11A RU2449928C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010121756/11A RU2449928C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010121756A RU2010121756A (en) | 2012-01-10 |
RU2449928C2 true RU2449928C2 (en) | 2012-05-10 |
Family
ID=45783235
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010121756/11A RU2449928C2 (en) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2449928C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3918291A (en) * | 1973-03-05 | 1975-11-11 | Sterer Engineering & Mfg Co | Method and apparatus for testing leakage rate |
SU1096879A1 (en) * | 1982-12-16 | 1986-04-15 | Предприятие П/Я А-1665 | System of air pressure regulation in pressurized cabin of flying apparatus |
US5412978A (en) * | 1993-06-22 | 1995-05-09 | Phase 1 Instruments, Inc. | Leak detection system |
US6532800B1 (en) * | 2002-04-16 | 2003-03-18 | Thunder Aviation Na, Inc. | Aircraft pressurization test apparatus and method of using same |
-
2007
- 2007-11-29 RU RU2010121756/11A patent/RU2449928C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3918291A (en) * | 1973-03-05 | 1975-11-11 | Sterer Engineering & Mfg Co | Method and apparatus for testing leakage rate |
SU1096879A1 (en) * | 1982-12-16 | 1986-04-15 | Предприятие П/Я А-1665 | System of air pressure regulation in pressurized cabin of flying apparatus |
US5412978A (en) * | 1993-06-22 | 1995-05-09 | Phase 1 Instruments, Inc. | Leak detection system |
US6532800B1 (en) * | 2002-04-16 | 2003-03-18 | Thunder Aviation Na, Inc. | Aircraft pressurization test apparatus and method of using same |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010121756A (en) | 2012-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2214962B1 (en) | Apparatus and method for testing an aircraft tank system | |
EP2227416B1 (en) | Apparatus and method for fuelling an aircraft tank system | |
US9845965B2 (en) | Automated functional diagnosis | |
US11691042B2 (en) | Water extinguishing system and method for controlling a pump test run in a water extinguishing system | |
US8502700B2 (en) | Apparatus and method for pressurising an aircraft cabin structure and measuring the amount of leakage of the aircraft cabin structure | |
WO2012129698A1 (en) | A method of measuring the size of a leak in a pneumatic air circuit and a related device | |
CN100559142C (en) | Engine room structure is pressurizeed to detect the device and method of its leakage | |
RU2449928C2 (en) | Method of creating aircraft cabin pressure differential and measuring volume of leaks and device to this end | |
CN116472091A (en) | Monitoring and fire extinguishing device | |
JP5694855B2 (en) | Fire hydrant inspection system | |
US20190134444A1 (en) | System and method for testing a fire suppression system | |
KR101163728B1 (en) | Testing device of gas pressure for portable | |
JP2015097561A (en) | Fire fighting installation | |
US20160223324A1 (en) | Device for the pneumatic measurement of an object | |
RU2649518C1 (en) | Method for promoting the detection of damage to the turbocharged engine piping damage | |
RU125530U1 (en) | STAND FOR TESTING OF FREIGHT WAGON AIR DISTRIBUTORS | |
RU2824231C1 (en) | Method and device for checking safety of drains of flammable liquids on aircraft | |
JPH0448470B2 (en) | ||
EP3697506B1 (en) | A method of operating a fire protection water distribution system | |
CN101081689A (en) | Equipment and method for refueling airplane fuel tank system | |
JP2578716B2 (en) | Simultaneous release valve | |
KR200421778Y1 (en) | Pressure automatic regulator of pressure bath using pressure sensor | |
JP2000220795A (en) | Gas replacement device for gas accumulator | |
JPH0386181A (en) | Fire extinguisher with automatic checking function | |
CN106215640A (en) | A kind of low temperature anti-condensation controls air system |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171130 |