一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置的制作方法

本发明属于飞机地面保障设备。

背景技术：

运8系列飞机总装完成后，需要对尾翼除冰循环加温系统的工作性能进行通电检查。目前是使用的通电检查方法是在飞机的尾翼除冰配电盒中临时接线并连接9个指示灯来观察飞机尾翼加温区域的工作状态，9个指示灯分别用导线悬接在飞机尾翼防冰配电盒中的控制接触器工作线圈和地之间。该种方法的缺陷是：1、在尾翼除冰配电盒中临时接线安全可靠性低，易造成搭铁或短路事故；2、外接的9个指示灯只能观察飞机尾翼除冰自动循环加温过程的逻辑功能状态，不能完成对飞机尾翼除冰自动循环加温过程一个循环周期的4组8项输出信号时间(每隔38.5±2s一组，154±3s一个循环)的检测。为了克服上述尾翼除冰自动循环加温系统通电检查工艺方法的缺陷，需要研发满足运8系列飞机尾翼除冰自动循环加温系统的检测装置。

技术实现要素：

本发明的目的是：提供一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，不需要在尾翼除冰配电盒中临时接线，能够集中操作控制与观测的飞机尾翼除冰自动循环加温工作性能的检测装置。

本发明的技术方案是：

一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，包括：

左平尾外段指示灯(H1)右端通过加温状态信号插座的第二插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；

右平尾外段指示灯(H2)右端通过加温状态信号插座的第三插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；

垂尾中段指示灯(H3)右端通过加温状态信号插座的第四插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；

垂尾上段指示灯(H4)右端通过加温状态信号插座的第五插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾上段加温元件控制接触器线圈正端连接；

左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端通过加温状态信号插座的第六插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾内段和垂尾下段加温元件控制接触器线圈正端连接；

右平尾内段指示灯(H6)右端通过加温状态信号插座的第七插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾内段加温元件控制接触器线圈正端连接；

尾翼加温正常指示灯(H7)右端通过加温状态信号插座的第十一插针与飞机尾翼加温信号控制盒中尾翼加温正常信号输出正端连接；

左平尾中段指示灯(H8)右端通过加温状态信号插座的第九插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；

右平尾中段指示灯(H9)右端通过加温状态信号插座的第十插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；

恒加温指示灯(H10)右端通过加温状态信号插座的第八插针与飞机尾翼防冰配电盒中恒加温元件控制接触器线圈正端连接；

左平尾外段指示灯(H1)左端、右平尾外段指示灯(H2)左端、垂尾中段指示灯(H3)左端、垂尾上段指示灯(H4)左端、左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)左端、右平尾内段指示灯(H6)左端、尾翼加温正常指示灯(H7)左端、左平尾中段指示灯(H8)左端、右平尾中段指示灯(H9)左端、恒加温指示灯(H10)左端共同接地；

第一加温阶段数字计数器(PT1)负端、第二加温阶段数字计数器(PT2)负端、第三加温阶段数字计数器(PT3)负端、第四加温阶段数字计数器(PT4)负端接地；

第一加温阶段数字计数器(PT1)正端、第二加温阶段数字计数器(PT2)正端、第三加温阶段数字计数器(PT3)正端、第四加温阶段数字计数器(PT4)正端接电源开关(SA1)一端，电源开关(SA1)另一端一路通过熔断器(F)和电源插座的第二插针与飞机尾翼循环加温自动定时机构的电缆连接；电源开关(SA1)另一端另一路通过并联的开关(SA2)和第四加温阶段控制继电器(J4)常开触点与电源插座的第一插针连接，然后与飞机尾翼循环加温自动定时机构连接；

第一加温阶段数字计数器(PT1)的两个控制端之间串联第一加温阶段控制继电器(J1)的常开触点；

第二加温阶段数字计数器(PT2)的两个控制端之间串联第二加温阶段控制继电器(J2)的常开触点；

第三加温阶段数字计数器(PT3)的两个控制端之间串联第三加温阶段控制继电器(J3)的常开触点；

第四加温阶段数字计数器(PT4)的两个控制端之间串联第四加温阶段控制继电器(J4)的常开触点；

左平尾外段指示灯(H1)右端与地之间串联第一加温阶段控制继电器(J1)的线圈；

垂尾中段指示灯(H3)右端与地之间串联第二加温阶段控制继电器(J2)的线圈；

左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端与地之间串联第三加温阶段控制继电器(J3)的线圈；

左平尾中段指示灯(H8)右端与地之间串联第四加温阶段控制继电器(J4)的线圈。

本发明的优点是：

本发明利用机上直流电源汇流条提供给DS-19自动定时机构的直流28V电源作为检测装置的工作电源，尾翼自动循环加温过程的各种监测信号集中从飞机尾翼防冰配电盒电连接器上集中获取，有效简化了检测电路，降低了检测装置的制作成本，使检测工作更易实现和安全可靠。检测装置能够对各阶段循环加温时间自动记录；检测装置的“DS-19”开关具有“锁定”功能，当“DS-19”开关处于断开位置时，机上对于自动循环加温操作均无效，防止机上其他人员误操作或未经许可擅自操作可能带来的质量事故。

附图说明

图1是本发明飞机尾翼自动循环加温检测装置的内部电路原理图。

图2是本发明飞机尾翼自动循环加温检测装置测试电缆原理图。

具体实施方式

下面通过具体实施例对本发明做进一步的说明：

参阅图1，其是本发明飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置的电路原理图。本发明飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置主要包括用于显示飞机尾翼各阶段循环加温状态指示的信号指示灯H1～H10；用于测试飞机尾翼各阶段循环加温时间的数字计时器PT1～PT4；向PT1～PT4数字计时器提供飞机尾翼各阶段循环加温开始和结束触发信号的继电器J1～J4。

具体结构包括：

左平尾外段指示灯H1右端通过加温状态信号插座的第二插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；

右平尾外段指示灯H2右端通过加温状态信号插座的第三插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；

垂尾中段指示灯H3右端通过加温状态信号插座的第四插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；

垂尾上段指示灯H4右端通过加温状态信号插座的第五插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾上段加温元件控制接触器线圈正端连接；

左平尾内段和垂尾下段指示灯H5右端通过加温状态信号插座的第六插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾内段和垂尾下段加温元件控制接触器线圈正端连接；

右平尾内段指示灯H6右端通过加温状态信号插座的第七插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾内段加温元件控制接触器线圈正端连接；

尾翼加温正常指示灯H7右端通过加温状态信号插座的第十一插针与飞机尾翼加温信号控制盒中尾翼加温正常信号输出正端连接；

左平尾中段指示灯H8右端通过加温状态信号插座的第九插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；

右平尾中段指示灯H9右端通过加温状态信号插座的第十插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；

恒加温指示灯H10右端通过加温状态信号插座的第八插针与飞机尾翼防冰配电盒中恒加温元件控制接触器线圈正端连接；

左平尾外段指示灯H1左端、右平尾外段指示灯H2左端、垂尾中段指示灯H3左端、垂尾上段指示灯H4左端、左平尾内段和垂尾下段指示灯H5左端、右平尾内段指示灯H6左端、尾翼加温正常指示灯H7左端、左平尾中段指示灯H8左端、右平尾中段指示灯H9左端、恒加温指示灯H10左端共同接地；

第一加温阶段数字计数器PT1负端、第二加温阶段数字计数器PT2负端、第三加温阶段数字计数器PT3负端、第四加温阶段数字计数器PT4负端接地；

第一加温阶段数字计数器PT1正端、第二加温阶段数字计数器PT2正端、第三加温阶段数字计数器PT3正端、第四加温阶段数字计数器PT4正端接电源开关SA1一端，电源开关SA1另一端一路通过熔断器F和电源插座的第二插针与飞机尾翼循环加温自动定时机构的电缆连接；电源开关SA1另一端另一路通过并联的开关SA2和第四加温阶段控制继电器J4常开触点与电源插座的第一插针连接，然后与飞机尾翼循环加温自动定时机构连接；

第一加温阶段数字计数器PT1的两个控制端之间串联第一加温阶段控制继电器J1的常开触点；

第二加温阶段数字计数器PT2的两个控制端之间串联第二加温阶段控制继电器J2的常开触点；

第三加温阶段数字计数器PT3的两个控制端之间串联第三加温阶段控制继电器J3的常开触点；

第四加温阶段数字计数器PT4的两个控制端之间串联第四加温阶段控制继电器J4的常开触点；

左平尾外段指示灯H1右端与地之间串联第一加温阶段控制继电器J1的线圈；

垂尾中段指示灯H3右端与地之间串联第二加温阶段控制继电器J2的线圈；

左平尾内段和垂尾下段指示灯H5右端与地之间串联第三加温阶段控制继电器J3的线圈；

左平尾中段指示灯H8右端与地之间串联第四加温阶段控制继电器J4的线圈。

参阅图2，用W1电缆将飞机上尾翼除冰配电盒上的插座及连接插头进行转接，飞机尾翼自动循环加温工作状态信号通过XP6插头连接于图1中检测装置的XS2插座，用W2电缆与飞机上DS-19自动定时机构的CZ1插座及连接插头进行转接，将直流28V正电从连接DS-19自动定时机构CZ1连接插头的1、3孔引出，通过插头XP3连接到图1中检测装置的XS1插座上，以提供检测装置的工作电源。

实际使用时，检测装置直流28V工作电源正电从飞机上DS-19自动定时机构的CZ1的1、3孔，通过W2电缆插头XP3引入检测装置，接通SA1电源开关，试验器工作。接通SA2(DS-19)控制开关，飞机上DS-19自动定时机构按照一个循环输出4组8项信号，每隔38.5s±2s一组，154s±3s一个循环控制飞机尾翼除冰自动循环加温系统开始除冰工作。飞机尾翼除冰自动循环加温系统的各阶段直流28V加温信号从机上尾翼除冰配电盒中通过W1电缆XP6插头传送给检测装置，各阶段加温信号状态通过H1～H10指示灯的燃亮和熄灭在检测装置的面板上指示。J1～J4继电器依次接收DS-19自动定时机构按照一个循环输出的4组直流28V信号，J1～J4继电器的常开触点闭合时，触发数字计时器开始计时，常开触点释放时，数字计时器停止计时，所测的时间即为飞机尾翼除冰自动循环加温系统对应加温阶段的加温时间。当J4继电器吸合，其常开触点触发PT4数字计时器开始计 时后，立即断开SA2(DS-19)控制开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环工作结束，自动停止加温工作，如果不断开SA2(DS-19)控制开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环工作结束，自动开始下一循环加温工作。

下面给出本发明尾翼防冰循环加温检测仪装置的试验过程：

1 将W1电缆XP5插头连接飞机尾翼除冰配电盒插座，XP4连接飞机尾翼除冰配电盒电缆插头，XP6插头连接检测装置XS2插座；将W2电缆XP1插头连接飞机DS-19自动定时机构CZ1插座，XP2连接飞机DS-19自动定时机构CZ1电缆的连接插头，XP3连接检测装置XS1插座。

2 接通SA1“电源”开关，PT1～PT4四个数字计时器显示屏燃亮，表明检测装置工作就绪。

3 接通SA2“DS-19”开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统开始工作，第一组程序加温阶段，“左平尾外段”、“右平尾外段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT1记录第一组加温时间；第二组程序加温阶段，“垂尾上段”、“垂尾中段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT2记录第二组加温时间；第三组程序加温阶段，“左平尾内段和垂尾下段”、“右平尾内段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT3记录第三组加温时间；第四组程序加温阶段，“左平尾中段”、“右平尾中段”加温指示灯应燃亮，同时数字计时器PT4记录第四组加温时间。

4 飞机尾翼除冰自动循环加温系统正常工作时，检测装置的H7“尾翼加温正常”指示灯闪烁燃亮，表明飞机尾翼除冰自动循环加温系统工作正常；检测装置的H10“恒加温”指示灯燃亮，表明飞机尾翼除冰恒加温工作正常。

5 当第四组程序加温阶段，“左平尾中段”、“右平尾中段”加温指示灯燃亮，同时数字计时器PT4开始计时，立即断开SA2“DS-19”开关，这时飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环结束后，自动停止加温工作；如果不断开SA2“DS-19”开关，飞机尾翼除冰自动循环加温系统一个循环结束将自动开始下一循环加温工作，如此循环，周而复始。

综上所述，本发明根据机上实际情况，创造性的解决了检测装置的通电和信号采集问题。可按技术要求显示飞机尾翼循环加温部位的加温状态和加温时间。该装置配有“自锁”开关，稳定性、可靠性高，并且操作简单，有利于操作工人在飞机现场复杂情况下进行通电检查。