一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實用新型是關(guān)于一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備，更具體地說，本實用新型是對一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)進行原位性能技術(shù)指標定量檢查的地面保障設(shè)備。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機總裝完成后，需要對尾翼除冰循環(huán)加溫系統(tǒng)的工作性能進行通電檢查。目前是使用的通電檢查方法是在飛機的尾翼除冰配電盒中臨時接線并連接9個指示燈來觀察飛機尾翼加溫區(qū)域的工作狀態(tài)，9個指示燈分別用導(dǎo)線懸接在飛機尾翼防冰配電盒中的控制接觸器工作線圈和地之間。該種方法的缺陷是:1、在尾翼除冰配電盒中臨時接線安全可靠性低，易造成搭鐵或短路事故；2、外接的9個指示燈只能觀察飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫過程的邏輯功能狀態(tài)，不能完成對飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫過程一個循環(huán)周期的4組8項輸出信號時間(每隔38.5±2s—組，154±3s—個循環(huán))的檢測。為了克服上述尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)通電檢查工藝方法的缺陷，需要研發(fā)滿足運8系列飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)的檢測設(shè)備。
【實用新型內(nèi)容】
[0003]本實用新型的目的是:提供一種利用飛機尾翼除冰配電盒供電，不需要在尾翼除冰配電盒中臨時接線，能夠集中操作控制與觀測的飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫工作性能的檢測設(shè)備。
[0004]本實用新型的技術(shù)解決方案是:一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備，由飛機尾翼除冰配電盒供電，并包括控制模塊和狀態(tài)顯示模塊，其中所述控制模塊通過電纜與飛機尾翼除冰配電盒的自動定時器連通，可獲得四組計時凸輪的輸出信號并通過所述狀態(tài)顯示模塊進行顯示；所述狀態(tài)顯示模塊通過電纜與飛機尾翼除冰配電盒的四組輸出端連通，可分別顯示飛機尾翼自動循環(huán)加溫的工作狀態(tài)信號。
[0005]將飛機尾翼自動循環(huán)加溫工作狀態(tài)信號通過插頭1連接于檢測裝置的插座1，檢測設(shè)備實時監(jiān)測飛機尾翼自動循環(huán)加溫過程的工作性能和工作狀態(tài)。用電纜2與飛機上DS-19自動定時機構(gòu)的CZ1插座及連接插頭進行轉(zhuǎn)接，將直流28V正電從連接DS-19自動定時機構(gòu)CZ1連接插頭的1、3孔引出，通過插頭2連接到檢測設(shè)備的插座2上，以提供檢測設(shè)備的工作電源。
[0006]檢測設(shè)備中的J1?J4繼電器接收飛機DS-19自動定時機構(gòu)發(fā)出的尾翼循環(huán)加溫控制信號，當J1?J4繼電器中任意一個接收到加溫控制信號時，其常開觸點閉鎖，觸發(fā)相應(yīng)的數(shù)字計時器計時，加溫控制信號中斷，計時停止，這樣可以準確地檢測飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)各階段的加溫控制時間能否滿足技術(shù)要求。H1?H10指示燈能夠?qū)w機尾翼自動除冰系統(tǒng)的工作狀態(tài)在檢測設(shè)備非常直觀地顯示出來。
[0007]本實用新型具有的優(yōu)點和有益效果:本實用新型利用機上直流電源匯流條提供給DS-19自動定時機構(gòu)的直流28V電源作為檢測設(shè)備的工作電源，尾翼自動循環(huán)加溫過程的各種監(jiān)測信號集中從飛機尾翼防冰配電盒電連接器上集中獲取，有效簡化了檢測電路，降低了檢測設(shè)備的制作成本，使檢測工作更易實現(xiàn)和安全可靠。檢測設(shè)備能夠?qū)Ω麟A段循環(huán)加溫時間自動記錄；檢測設(shè)備的“DS-19”開關(guān)具有“鎖定”功能，當“DS-19”開關(guān)處于斷開位置時，機上對于自動循環(huán)加溫操作均無效，防止機上其他人員誤操作或未經(jīng)許可擅自操作可能帶來的質(zhì)量事故。
【附圖說明】
[0008]圖1是本實用新型飛機尾翼自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備功能模塊圖；
[0009]圖2是本實用新型飛機尾翼自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備的內(nèi)部電路原理圖。
【具體實施方式】
[0010]下面通過具體實施例對本實用新型做進一步的說明:
[0011]參閱圖1，其是本實用新型飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備的電路原理圖。本實用新型飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測裝置主要包括用于顯示飛機尾翼各階段循環(huán)加溫狀態(tài)指示的信號指示燈H1?H10 ;用于測試飛機尾翼各階段循環(huán)加溫時間的數(shù)字計時器PT1?PT4 ;向PT1?PT4數(shù)字計時器提供飛機尾翼各階段循環(huán)加溫開始和結(jié)束觸發(fā)信號的繼電器J1?J4。
[0012]參閱圖2，用電纜1將飛機上尾翼除冰配電盒上的插座及連接插頭進行轉(zhuǎn)接，飛機尾翼自動循環(huán)加溫工作狀態(tài)信號通過插頭1連接于圖1中檢測裝置的插座1，用電纜2與飛機上DS-19自動定時機構(gòu)的CZ1插座及連接插頭進行轉(zhuǎn)接，將直流28V正電從連接DS-19自動定時機構(gòu)CZ1連接插頭的1、3孔引出，通過插頭2連接到圖1中檢測裝置的插座2上，以提供檢測裝置的工作電源。
[0013]實際使用時，檢測設(shè)備直流28V工作電源正電從飛機上DS-19自動定時機構(gòu)的CZ1的1、3孔，通過插頭2引入檢測裝置，接通SA1電源開關(guān)，試驗器工作。接通SA2(DS-19)控制開關(guān)，飛機上DS-19自動定時機構(gòu)按照一個循環(huán)輸出4組8項信號，每隔38.5s±2s —組，154s±3s —個循環(huán)控制飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)開始除冰工作。飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)的各階段直流28V加溫信號從機上尾翼除冰配電盒中通過電纜插頭1傳送給檢測設(shè)備，各階段加溫信號狀態(tài)通過H1?H10指示燈的燃亮和熄滅在檢測設(shè)備的面板上指示。J1?J4繼電器依次接收DS-19自動定時機構(gòu)按照一個循環(huán)輸出的4組直流28V信號，J1?J4繼電器的常開觸點閉合時，觸發(fā)數(shù)字計時器開始計時，常開觸點釋放時，數(shù)字計時器停止計時，所測的時間即為飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)對應(yīng)加溫階段的加溫時間。當J4繼電器吸合，其常開觸點觸發(fā)PT4數(shù)字計時器開始計時后，立即斷開SA2(DS-19)控制開關(guān)，飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)一個循環(huán)工作結(jié)束，自動停止加溫工作，如果不斷開SA2(DS-19)控制開關(guān)，飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)一個循環(huán)工作結(jié)束，自動開始下一循環(huán)加溫工作。
[0014]下面給出本實用新型尾翼防冰循環(huán)加溫檢測設(shè)備的試驗過程:
[0015]1通過電纜1連接飛機尾翼除冰配電盒與飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢查設(shè)備連接。用電纜2從DS-19自動定時機構(gòu)給飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備引入28V直流電。
[0016]2接通SA1 “電源”開關(guān)，PT1?PT4四個數(shù)字計時器顯示屏燃亮，表明檢測裝置工作就緒。
[0017]3接通SA2 “DS-19”開關(guān)，飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)開始工作，第一組程序加溫階段，“左平尾外段”、“右平尾外段”加溫指示燈應(yīng)燃亮，同時數(shù)字計時器PT1記錄第一組加溫時間；第二組程序加溫階段，“垂尾上段”、“垂尾中段”加溫指示燈應(yīng)燃亮，同時數(shù)字計時器PT2記錄第二組加溫時間；第三組程序加溫階段，“左平尾內(nèi)段和垂尾下段”、“右平尾內(nèi)段”加溫指示燈應(yīng)燃亮，同時數(shù)字計時器PT3記錄第三組加溫時間；第四組程序加溫階段，“左平尾中段”、“右平尾中段”加溫指示燈應(yīng)燃亮，同時數(shù)字計時器PT4記錄第四組加溫時間。
[0018]4飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)正常工作時，檢測裝置的H7 “尾翼加溫正?！敝甘緹糸W爍燃亮，表明飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)工作正常；檢測設(shè)備的H10 “恒加溫”指示燈燃亮，表明飛機尾翼除冰恒加溫加溫工作正常。
[0019]5當?shù)谒慕M程序加溫階段，“左平尾中段”、“右平尾中段”加溫指示燈燃亮，同時數(shù)字計時器PT4開始計時，立即斷開SA2 “DS-19”開關(guān)，這時飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)一個循環(huán)結(jié)束后，自動停止加溫工作；如果不斷開SA2 “DS-19”開關(guān)，飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)一個循環(huán)結(jié)束將自動開始下一循環(huán)加溫工作，如此循環(huán)，周而復(fù)始。
[0020]綜上所述，本實用新型根據(jù)機上實際情況，創(chuàng)造性的解決了檢測設(shè)備的通電和信號采集問題。可按技術(shù)要求顯示飛機尾翼循環(huán)加溫部位的加溫狀態(tài)和加溫時間。該裝置配有“自鎖”開關(guān)，穩(wěn)定性、可靠性高，并且操作簡單，有利于操作工人在飛機現(xiàn)場復(fù)雜情況下進行通電檢查。
【主權(quán)項】
1.一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備，其特征在于:該檢測設(shè)備由飛機尾翼除冰配電盒供電，并包括控制模塊和狀態(tài)顯示模塊，其中所述控制模塊通過電纜與飛機尾翼除冰配電盒的自動定時器連通，可獲得四組計時凸輪的輸出信號并通過所述狀態(tài)顯示模塊進行顯示；所述狀態(tài)顯示模塊通過電纜與飛機尾翼除冰配電盒的四組輸出端連通，可分別顯示飛機尾翼自動循環(huán)加溫的工作狀態(tài)信號。
【專利摘要】本實用新型是關(guān)于一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫檢測設(shè)備，更具體地說，本實用新型是對一種飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫系統(tǒng)進行原位性能技術(shù)指標定量檢查的地面保障設(shè)備。本實用新型提供一種利用飛機尾翼除冰配電盒供電，不需要在尾翼除冰配電盒中臨時接線，能夠集中操作控制與觀測的飛機尾翼除冰自動循環(huán)加溫工作性能的檢測設(shè)備。利用機上直流電源匯流條提供給DS-19自動定時機構(gòu)的直流28V電源作為檢測設(shè)備的工作電源，尾翼自動循環(huán)加溫過程的各種監(jiān)測信號集中從飛機尾翼防冰配電盒電連接器上集中獲取，有效簡化了檢測電路，降低了檢測設(shè)備的制作成本，使檢測工作更易實現(xiàn)和安全可靠。
【IPC分類】G05B23/02
【公開號】CN205049968
【申請?zhí)枴緾N201520794480
【發(fā)明人】陳曉軍, 張慶, 王利, 汪小飛, 粟亮, 張宇翔
【申請人】陜西飛機工業(yè)（集團）有限公司
【公開日】2016年2月24日
【申請日】2015年10月8日