专利名称：波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种用于对波音747飞机前缘襟翼进行通电测试的装置，具体的 说，是涉及一种对波音747飞机前缘襟翼动力组件进行通电测试的控制装置。
技术背景波音747飞机共有8组前缘襟翼和8组动力组件，动力组件简称PDU。概括地说， 前缘襟翼分为主用和备用两种操作方式，其中，主用操作方式是指通过操作襟翼手柄从收 回位到伸出位，从而控制动力组件里的气动马达，利用飞机的辅助动力装置所提供的气源 驱动气动马达，最后通过扭力管带动前缘襟翼伸出。所谓备用方式_是指，通过操作备用 放电门到伸出位来控制动力组件里的电动马达通过扭力管带动前缘襟翼伸出，以及操作备 用放电门到收回位来控制动力组件里的电动马达反向转动，再通过扭力管带动前缘襟翼收 回。现有技术中存在的问题是技术人员在做波音747飞机定检期间，对于前缘襟翼 在拆装后的调节测试，按照BOEING手册AMM-27-81-00P516推荐的方法是在前缘襟翼全部 安装完成和飞机达到供电/供气状态后通过在驾驶舱操作襟翼手柄来完成襟翼的收放，这 时飞机已经到了停场检修通电阶段。但是，按照生产部门的进度安排，给予通电阶段的周期 比较短，飞机全部通电测试又要在这个阶段完成，因此，在这期间做襟翼的调节测试就会影 响其他测试工作的进度。基于以上原因，为合理安排襟翼校装流程，控制加班工时，生产部 门就提出来如果能够有一种装置能够控制一组PDU来完成对一组前缘襟翼收放的测试工 作，那么就会保证波音747飞机定检的按时完成
实用新型内容
为了解决背景技术中所提到的技术问题，本实用新型提供一种波音747飞机前缘 襟翼动力组件控制盒，该种波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒利用飞机前缘襟翼的备 用操作方式，通过利用地面电源、继电器和多个分、合间按钮组成了一套波音747飞机前缘 襟翼动力组件控制盒，能够单独控制一组前缘襟翼PDU的收放，可以提前完成对前缘襟翼 PDU组件的通电测试，具有使用方便、测试准确的特点。使得飞机襟翼校装流程得到了合理 安排。本实用新型的技术方案是该种波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，包括一 个控制盒壳体，在所述控制盒壳体内置有如下电气控制回路一个飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路，此回路中包括触摸端位于控制盒 壳体外的合闸按钮S2和分闸按钮S1，以及合闸继电器KM，所述合闸继电器KM的一对常开 触点与合闸按钮S2两端并联以作自保持之用；—个飞机前缘襟翼备用方式下测试用动力电源控制回路，包括襟翼伸出控制回路 和襟翼收回控制回路，其中，所述襟翼伸出控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外的合闸 按钮S4和襟翼伸出控制继电器KM1，所述襟翼伸出控制继电器KM1的一对常开触点与合闸
3按钮S4两端并联以作自保持之用；所述襟翼收回控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外 的合闸按钮S5和襟翼收回控制继电器KM2，所述襟翼收回控制继电器KM2的一对常开触点 与合闸按钮S5两端并联以作自保持之用；所述襟翼伸出控制继电器KM1和襟翼收回控制 继电器KM2的三相常开主触点分别接入所述飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路中 的电机正反转控制部分中；所述襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路共用一个分闸按钮 S3 ；一个飞机前缘襟翼主用方式下测试用电源控制回路，包括襟翼气动伸出控制回路 和襟翼气动收回控制回路，其中，所述襟翼气动伸出控制回路包括触摸端位于控制盒壳体 外的合闸按钮S7和襟翼伸出控制继电器KM3，所述襟翼伸出控制继电器KM3的一对常开触 点与合闸按钮S7两端并联以作自保持之用；所述襟翼气动收回控制回路包括触摸端位于 控制盒壳体外的合闸按钮S8和襟翼收回控制继电器KM4，所述襟翼收回控制继电器KM4的 一对常开触点与合闸按钮S8两端并联以作自保持之用；所述襟翼气动伸出控制继电器KM3 和襟翼气动收回控制继电器KM4的一对常开触点分别接入所述飞机前缘襟翼测试用主动 力电源控制回路中的气动测试电源输出部分中；所述襟翼气动伸出控制回路和襟翼气动收 回控制回路共用一个分间按钮S6。所述控制盒壳体内还包含有一个采用中间继电器K1的 襟翼伸出限位控制电路和一个采用中间继电器K2的襟翼收回限位控制电路，相应限位触 发信号来自于前缘襟翼内的对应限位开关，所述中间继电器K1的一对常开触点串连接入 襟翼伸出控制回路中，所述中间继电器K2的一对常开触点串连接入襟翼收回控制回路中。 所述襟翼收回控制继电器KM2的一对常闭触点串联接入襟翼伸出控制回路中，所述襟翼伸 出控制继电器KM1的一对常闭触点串联接入襟翼收回控制回路中。所述襟翼气动收回控制 继电器KM4的一对常闭触点串联接入所述襟翼气动伸出控制回路中，所述襟翼气动收回控 制继电器KM3的一对常闭触点串联接入所述襟翼气动收回控制回路中。本实用新型具有如下有益效果通过本实用新型所述的控制盒可以将地面电源通 过插件提供给飞机前缘襟翼的PDU组件，并控制其伸出和收回，因此，可以在飞机停场检修 通电阶段之前完成对飞机前缘襟翼PDU组件的通电测试，使得飞机襟翼校装流程能够得到 合理安排，减少工人的加班工时，为企业减少运营成本。此外，本种控制盒结构简单，仅使 用了若干个继电器和多个分、合间按钮就组成了一套波音747飞机前缘襟翼动力组件控制 盒，能够单独控制一组前缘襟翼PDU的收放，具有使用方便、测试准确的特点。
图1是本实用新型的电气控制原理图。图中，共使用了五块交流接触器分别为KM、KM1、KM2、KM3、KM4，以及二块中间继电 器K1和K2。下面以交流接触器KM为例进行说明其中，图中显示在U3回路内标注有KM的矩形框，表明是接入在该回路内的交流接 触器KM的线圈；图中显示为并联在按钮S2两端的标注有KM的常开触点表明是接入在该回 路内的交流接触器KM的一对常开触点；图中显示为断路器Q下方的标注为KM的三对常开 触点表明是接入在该主电源提供回路内的交流接触器KM的三相主触点。综上所述，鉴于电 气控制原理图的专业要求，在附图中多处使用了相同的附图标记，但是申请人要表示的是 同一部件的不同接脚接入电路中的位置。其他交流接触器和中间继电器亦同此理。
具体实施方式
以下结合附图对本实用新型作进一步说明由图1所示，该种波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，包括一个控制盒壳体， 在所述控制盒壳体内置有如下电气控制回路①一个飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路，该回路对应图1中所标注的U3 部分。具体地说，此回路中包括触摸端位于控制盒壳体外的合间按钮S2和分间按钮S1,以 及合闸继电器KM，所述合闸继电器KM的一对常开触点并联接于合闸按钮S2两端以作自保 持之用。当按下合闸按钮S2后，合闸继电器KM线圈通电，其常开主触点闭合，由断路器Q 合闸后引入地面电源作为飞机前缘襟翼PDU组件测试用主动力电源。②一个飞机前缘襟翼备用方式下测试用动力电源控制回路，该回路对应图1中所 标注的U1部分，分为襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路，分别对应图1中U1部分中标 注的U4和U5部分。具体地说，所述襟翼伸出控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外的合 闸按钮S4和襟翼伸出控制继电器KM1，所述襟翼伸出控制继电器KM1的一对常开触点并联 接于合闸按钮S4两端以作自保持之用；所述襟翼收回控制回路包括触摸端位于控制盒壳 体外的合闸按钮S5和襟翼收回控制继电器KM2，所述襟翼收回控制继电器KM2的一对常开 触点并联接于合闸按钮S5两端以作自保持之用；所述襟翼伸出控制继电器KM1和襟翼收回 控制继电器KM2的三相常开主触点分别接入所述飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回 路中的电机正反转控制部分中；所述襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路共用一个分闸 按钮S3。当按下合闸按钮S4后，襟翼伸出控制继电器KM1的线圈通电，其三相常开主触点 闭合，三相动力电源经过与PDU组件连接的J2插件的1、2和3号端子输送给动力组件里的 电动马达，使得飞机前缘襟翼伸出；同理，当按下合闸按钮S5后，襟翼收回控制继电器KM2 的线圈通电，其三相常开主触点闭合，三相动力电源变换相序后同样经过J2插件的1、2和3 号端子输送给动力组件里的电动马达，电动马达转动方向相反，使得飞机前缘襟翼收回。分 闸按钮S3按下后，整个备用部分的电源断开，飞机前缘襟翼停止动作。③一个飞机前缘襟翼主用方式下测试用电源控制回路，该回路对应图1中所标注 的U2部分，分为襟翼气动伸出控制回路和襟翼气动收回控制回路，分别对应图1中U2部分 中标注的U6和U7部分。其中，所述襟翼气动伸出控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外 的合闸按钮S7和襟翼伸出控制继电器KM3，所述襟翼伸出控制继电器KM3的一对常开触点 并联接于合闸按钮S7两端以作自保持之用；所述襟翼气动收回控制回路包括触摸端位于 控制盒壳体外的合闸按钮S8和襟翼收回控制继电器KM4，所述襟翼收回控制继电器KM4的 一对常开触点并联接于合闸按钮S8两端以作自保持之用；所述襟翼气动伸出控制继电器 KM3和襟翼气动收回控制继电器KM4的一对常开触点分别接入所述飞机前缘襟翼测试用主 动力电源控制回路中的气动测试电源输出部分中以模拟指示飞机前缘襟翼的气动伸出和 收回；所述襟翼气动伸出控制回路和襟翼气动收回控制回路共用一个分闸按钮S6。按下合闸按钮S7后，所述襟翼伸出控制继电器KM3线圈通电，其常开触点闭合，经 过与PDU组件连接的J1插件的1号端子将电源传递至PDU组件，模拟指示飞机前缘襟翼的 气动伸出。按下合闸按钮S8后，所述襟翼收回控制继电器KM4线圈通电，其常开触点闭合，经过与PDU组件连接的J1插件的7号端子将电源传递至PDU组件，模拟指示飞机前缘襟翼 的气动收回。此外，为实现PDU组件的伸出和收回极限限定，可形成下面的优化方案1，即可以 在所述控制盒壳体内增加一个采用中间继电器K1的襟翼伸出限位控制电路和一个采用中 间继电器K2的襟翼收回限位控制电路，分别对应图1中的U8和U9部分，相应限位触发信 号来自于前缘襟翼PDU组件内对应的伸出极限电门和收回极限电门，该极限触发信号分别 由与PDU组件相连接的J2插件的9号、7号端子引入，所述中间继电器K1的一对常开触点 串连接入襟翼伸出控制回路中，所述中间继电器K2的一对常开触点串连接入襟翼收回控 制回路中。在上面优化方案1的基础上，为防止襟翼收回控制继电器KM2的三相常开主触点 和襟翼伸出控制继电器KM1的三相常开主触点同时闭合导致相间短路，还可以如图1所示， 形成优化方案2，即将所述襟翼收回控制继电器KM2的一对常闭触点串联接入襟翼伸出控 制回路中，而将所述襟翼伸出控制继电器KM1的一对常闭触点串联接入襟翼收回控制回路 中，这样两个继电器线圈就无法同时得电，以保证供电安全。另外，为实现准确模拟主用模式，还可以在优化方案2的基础上得到优化方案3， 即在所述襟翼气动收回控制继电器KM4的一对常闭触点串联接入所述襟翼气动伸出控制 回路中，所述襟翼气动收回控制继电器KM3的一对常闭触点串联接入所述襟翼气动收回控 制回路中，这样也避免了因两个继电器线圈同时得点而导致的错误模拟情况发生。使用本种装置时，将J3插件与地面电源相连接，将Jl、J2插件分别连接至PDU组 件即可。
权利要求一种波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，包括一个控制盒壳体，其特征在于在所述控制盒壳体内置有如下电气控制回路一个飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路，此回路中包括触摸端位于控制盒壳体外的合闸按钮S2和分闸按钮S1，以及合闸继电器KM，所述合闸继电器KM的一对常开触点与合闸按钮S2两端并联以作自保持之用；一个飞机前缘襟翼备用方式下测试用动力电源控制回路，包括襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路，其中，所述襟翼伸出控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外的合闸按钮S4和襟翼伸出控制继电器KM1，所述襟翼伸出控制继电器KM1的一对常开触点与合闸按钮S4两端并联以作自保持之用；所述襟翼收回控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外的合闸按钮S5和襟翼收回控制继电器KM2，所述襟翼收回控制继电器KM2的一对常开触点与合闸按钮S5两端并联以作自保持之用；所述襟翼伸出控制继电器KM1和襟翼收回控制继电器KM2的三相常开主触点分别接入所述飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路中的电机正反转控制部分中；所述襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路共用一个分闸按钮S3；一个飞机前缘襟翼主用方式下测试用电源控制回路，包括襟翼气动伸出控制回路和襟翼气动收回控制回路，其中，所述襟翼气动伸出控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外的合闸按钮S7和襟翼伸出控制继电器KM3，所述襟翼伸出控制继电器KM3的一对常开触点与合闸按钮S7两端并联以作自保持之用；所述襟翼气动收回控制回路包括触摸端位于控制盒壳体外的合闸按钮S8和襟翼收回控制继电器KM4，所述襟翼收回控制继电器KM4的一对常开触点与合闸按钮S8两端并联以作自保持之用；所述襟翼气动伸出控制继电器KM3和襟翼气动收回控制继电器KM4的一对常开触点分别接入所述飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路中的气动测试电源输出部分中；所述襟翼气动伸出控制回路和襟翼气动收回控制回路共用一个分闸按钮S6。
2.根据权利要求1中所述的波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，其特征在于所 述控制盒壳体内还包含有一个采用中间继电器K1的襟翼伸出限位控制电路和一个采用中 间继电器K2的襟翼收回限位控制电路，相应限位触发信号来自于前缘襟翼内的对应限位 开关，所述中间继电器K1的一对常开触点串连接入襟翼伸出控制回路中，所述中间继电器 K2的一对常开触点串连接入襟翼收回控制回路中。
3.根据权利要求1或2所述的波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，其特征在于 所述襟翼收回控制继电器KM2的一对常闭触点串联接入襟翼伸出控制回路中，所述襟翼伸 出控制继电器KM1的一对常闭触点串联接入襟翼收回控制回路中。
4.根据权利要求3所述的波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，其特征在于所述 襟翼气动收回控制继电器KM4的一对常闭触点串联接入所述襟翼气动伸出控制回路中，所 述襟翼气动收回控制继电器KM3的一对常闭触点串联接入所述襟翼气动收回控制回路中。
专利摘要本实用新型公开了一种波音747飞机前缘襟翼动力组件控制盒，其包括一个控制盒壳体，控制盒壳体内置有一个飞机前缘襟翼测试用主动力电源控制回路；一个飞机前缘襟翼备用方式下测试用动力电源控制回路，包括襟翼伸出控制回路和襟翼收回控制回路；一个飞机前缘襟翼主用方式下测试用电源控制回路，包括襟翼气动伸出控制回路和襟翼气动收回控制回路。该控制盒解决了在飞机停场检修通电之前对飞机前缘襟翼PDU组件通电测试的问题，可以将地面电源通过插件提供给飞机前缘襟翼PDU组件，并控制其伸出和收回，因此，可以在飞机停场检修通电阶段之前完成对飞机前缘襟翼PDU组件的通电测试，使得飞机襟翼的校装流程能够得到合理安排，减少企业运营成本。
文档编号B64C13/16GK201604794SQ201020182838
公开日2010年10月13日 申请日期2010年5月7日 优先权日2010年5月7日
发明者仇国丰, 方山 申请人:北京飞机维修工程有限公司