本發(fā)明屬于飛機(jī)地面保障設(shè)備。

背景技術(shù)：

運(yùn)8系列飛機(jī)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(jìn)行通電檢查。目前是使用的通電檢查方法是在飛機(jī)的尾翼除冰配電盒中臨時(shí)接線并連接9個(gè)指示燈來觀察飛機(jī)尾翼加溫區(qū)域的工作狀態(tài)，9個(gè)指示燈分別用導(dǎo)線懸接在飛機(jī)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(shí)接線安全可靠性低，易造成搭鐵或短路事故；2、外接的9個(gè)指示燈只能觀察飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫過程的邏輯功能狀態(tài)，不能完成對飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫過程一個(gè)循環(huán)周期的4組8項(xiàng)輸出信號時(shí)間(每隔38.5±2s一組，154±3s一個(gè)循環(huán))的檢測。為了克服上述尾翼除冰自動(dòng)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(yùn)8系列飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)的檢測裝置。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是：提供一種飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫檢測裝置，不需要在尾翼除冰配電盒中臨時(shí)接線，能夠集中操作控制與觀測的飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫工作性能的檢測裝置。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：

一種飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫檢測裝置，包括：

左平尾外段指示燈(H1)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第二插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中左平尾加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

右平尾外段指示燈(H2)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第三插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中右平尾加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

垂尾中段指示燈(H3)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第四插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中垂尾中段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

垂尾上段指示燈(H4)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第五插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中垂尾上段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

左平尾內(nèi)段和垂尾下段指示燈(H5)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第六插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中左平尾內(nèi)段和垂尾下段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

右平尾內(nèi)段指示燈(H6)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第七插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中右平尾內(nèi)段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

尾翼加溫正常指示燈(H7)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第十一插針與飛機(jī)尾翼加溫信號控制盒中尾翼加溫正常信號輸出正端連接；

左平尾中段指示燈(H8)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第九插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中左平尾中段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

右平尾中段指示燈(H9)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第十插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中右平尾中段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

恒加溫指示燈(H10)右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第八插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中恒加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

左平尾外段指示燈(H1)左端、右平尾外段指示燈(H2)左端、垂尾中段指示燈(H3)左端、垂尾上段指示燈(H4)左端、左平尾內(nèi)段和垂尾下段指示燈(H5)左端、右平尾內(nèi)段指示燈(H6)左端、尾翼加溫正常指示燈(H7)左端、左平尾中段指示燈(H8)左端、右平尾中段指示燈(H9)左端、恒加溫指示燈(H10)左端共同接地；

第一加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT1)負(fù)端、第二加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT2)負(fù)端、第三加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT3)負(fù)端、第四加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT4)負(fù)端接地；

第一加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT1)正端、第二加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT2)正端、第三加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT3)正端、第四加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT4)正端接電源開關(guān)(SA1)一端，電源開關(guān)(SA1)另一端一路通過熔斷器(F)和電源插座的第二插針與飛機(jī)尾翼循環(huán)加溫自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)的電纜連接；電源開關(guān)(SA1)另一端另一路通過并聯(lián)的開關(guān)(SA2)和第四加溫階段控制繼電器(J4)常開觸點(diǎn)與電源插座的第一插針連接，然后與飛機(jī)尾翼循環(huán)加溫自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)連接；

第一加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT1)的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第一加溫階段控制繼電器(J1)的常開觸點(diǎn)；

第二加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT2)的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第二加溫階段控制繼電器(J2)的常開觸點(diǎn)；

第三加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT3)的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第三加溫階段控制繼電器(J3)的常開觸點(diǎn)；

第四加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器(PT4)的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第四加溫階段控制繼電器(J4)的常開觸點(diǎn)；

左平尾外段指示燈(H1)右端與地之間串聯(lián)第一加溫階段控制繼電器(J1)的線圈；

垂尾中段指示燈(H3)右端與地之間串聯(lián)第二加溫階段控制繼電器(J2)的線圈；

左平尾內(nèi)段和垂尾下段指示燈(H5)右端與地之間串聯(lián)第三加溫階段控制繼電器(J3)的線圈；

左平尾中段指示燈(H8)右端與地之間串聯(lián)第四加溫階段控制繼電器(J4)的線圈。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是：

本發(fā)明利用機(jī)上直流電源匯流條提供給DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)的直流28V電源作為檢測裝置的工作電源，尾翼自動(dòng)循環(huán)加溫過程的各種監(jiān)測信號集中從飛機(jī)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，降低了檢測裝置的制作成本，使檢測工作更易實(shí)現(xiàn)和安全可靠。檢測裝置能夠?qū)Ω麟A段循環(huán)加溫時(shí)間自動(dòng)記錄；檢測裝置的“DS-19”開關(guān)具有“鎖定”功能，當(dāng)“DS-19”開關(guān)處于斷開位置時(shí)，機(jī)上對于自動(dòng)循環(huán)加溫操作均無效，防止機(jī)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

圖1是本發(fā)明飛機(jī)尾翼自動(dòng)循環(huán)加溫檢測裝置的內(nèi)部電路原理圖。

圖2是本發(fā)明飛機(jī)尾翼自動(dòng)循環(huán)加溫檢測裝置測試電纜原理圖。

具體實(shí)施方式

下面通過具體實(shí)施例對本發(fā)明做進(jìn)一步的說明：

參閱圖1，其是本發(fā)明飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫檢測裝置的電路原理圖。本發(fā)明飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫檢測裝置主要包括用于顯示飛機(jī)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(jī)尾翼各階段循環(huán)加溫時(shí)間的數(shù)字計(jì)時(shí)器PT1～PT4；向PT1～PT4數(shù)字計(jì)時(shí)器提供飛機(jī)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。

具體結(jié)構(gòu)包括：

左平尾外段指示燈H1右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第二插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中左平尾加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

右平尾外段指示燈H2右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第三插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中右平尾加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

垂尾中段指示燈H3右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第四插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中垂尾中段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

垂尾上段指示燈H4右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第五插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中垂尾上段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

左平尾內(nèi)段和垂尾下段指示燈H5右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第六插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中左平尾內(nèi)段和垂尾下段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

右平尾內(nèi)段指示燈H6右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第七插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中右平尾內(nèi)段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

尾翼加溫正常指示燈H7右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第十一插針與飛機(jī)尾翼加溫信號控制盒中尾翼加溫正常信號輸出正端連接；

左平尾中段指示燈H8右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第九插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中左平尾中段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

右平尾中段指示燈H9右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第十插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中右平尾中段加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

恒加溫指示燈H10右端通過加溫狀態(tài)信號插座的第八插針與飛機(jī)尾翼防冰配電盒中恒加溫元件控制接觸器線圈正端連接；

左平尾外段指示燈H1左端、右平尾外段指示燈H2左端、垂尾中段指示燈H3左端、垂尾上段指示燈H4左端、左平尾內(nèi)段和垂尾下段指示燈H5左端、右平尾內(nèi)段指示燈H6左端、尾翼加溫正常指示燈H7左端、左平尾中段指示燈H8左端、右平尾中段指示燈H9左端、恒加溫指示燈H10左端共同接地；

第一加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT1負(fù)端、第二加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT2負(fù)端、第三加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT3負(fù)端、第四加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT4負(fù)端接地；

第一加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT1正端、第二加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT2正端、第三加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT3正端、第四加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT4正端接電源開關(guān)SA1一端，電源開關(guān)SA1另一端一路通過熔斷器F和電源插座的第二插針與飛機(jī)尾翼循環(huán)加溫自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)的電纜連接；電源開關(guān)SA1另一端另一路通過并聯(lián)的開關(guān)SA2和第四加溫階段控制繼電器J4常開觸點(diǎn)與電源插座的第一插針連接，然后與飛機(jī)尾翼循環(huán)加溫自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)連接；

第一加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT1的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第一加溫階段控制繼電器J1的常開觸點(diǎn)；

第二加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT2的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第二加溫階段控制繼電器J2的常開觸點(diǎn)；

第三加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT3的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第三加溫階段控制繼電器J3的常開觸點(diǎn)；

第四加溫階段數(shù)字計(jì)數(shù)器PT4的兩個(gè)控制端之間串聯(lián)第四加溫階段控制繼電器J4的常開觸點(diǎn)；

左平尾外段指示燈H1右端與地之間串聯(lián)第一加溫階段控制繼電器J1的線圈；

垂尾中段指示燈H3右端與地之間串聯(lián)第二加溫階段控制繼電器J2的線圈；

左平尾內(nèi)段和垂尾下段指示燈H5右端與地之間串聯(lián)第三加溫階段控制繼電器J3的線圈；

左平尾中段指示燈H8右端與地之間串聯(lián)第四加溫階段控制繼電器J4的線圈。

參閱圖2，用W1電纜將飛機(jī)上尾翼除冰配電盒上的插座及連接插頭進(jìn)行轉(zhuǎn)接，飛機(jī)尾翼自動(dòng)循環(huán)加溫工作狀態(tài)信號通過XP6插頭連接于圖1中檢測裝置的XS2插座，用W2電纜與飛機(jī)上DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)的CZ1插座及連接插頭進(jìn)行轉(zhuǎn)接，將直流28V正電從連接DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)CZ1連接插頭的1、3孔引出，通過插頭XP3連接到圖1中檢測裝置的XS1插座上，以提供檢測裝置的工作電源。

實(shí)際使用時(shí)，檢測裝置直流28V工作電源正電從飛機(jī)上DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)的CZ1的1、3孔，通過W2電纜插頭XP3引入檢測裝置，接通SA1電源開關(guān)，試驗(yàn)器工作。接通SA2(DS-19)控制開關(guān)，飛機(jī)上DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)按照一個(gè)循環(huán)輸出4組8項(xiàng)信號，每隔38.5s±2s一組，154s±3s一個(gè)循環(huán)控制飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)開始除冰工作。飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)的各階段直流28V加溫信號從機(jī)上尾翼除冰配電盒中通過W1電纜XP6插頭傳送給檢測裝置，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裝置的面板上指示。J1～J4繼電器依次接收DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)按照一個(gè)循環(huán)輸出的4組直流28V信號，J1～J4繼電器的常開觸點(diǎn)閉合時(shí)，觸發(fā)數(shù)字計(jì)時(shí)器開始計(jì)時(shí)，常開觸點(diǎn)釋放時(shí)，數(shù)字計(jì)時(shí)器停止計(jì)時(shí)，所測的時(shí)間即為飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)對應(yīng)加溫階段的加溫時(shí)間。當(dāng)J4繼電器吸合，其常開觸點(diǎn)觸發(fā)PT4數(shù)字計(jì)時(shí)器開始計(jì) 時(shí)后，立即斷開SA2(DS-19)控制開關(guān)，飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)一個(gè)循環(huán)工作結(jié)束，自動(dòng)停止加溫工作，如果不斷開SA2(DS-19)控制開關(guān)，飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)一個(gè)循環(huán)工作結(jié)束，自動(dòng)開始下一循環(huán)加溫工作。

下面給出本發(fā)明尾翼防冰循環(huán)加溫檢測儀裝置的試驗(yàn)過程：

1 將W1電纜XP5插頭連接飛機(jī)尾翼除冰配電盒插座，XP4連接飛機(jī)尾翼除冰配電盒電纜插頭，XP6插頭連接檢測裝置XS2插座；將W2電纜XP1插頭連接飛機(jī)DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)CZ1插座，XP2連接飛機(jī)DS-19自動(dòng)定時(shí)機(jī)構(gòu)CZ1電纜的連接插頭，XP3連接檢測裝置XS1插座。

2 接通SA1“電源”開關(guān)，PT1～PT4四個(gè)數(shù)字計(jì)時(shí)器顯示屏燃亮，表明檢測裝置工作就緒。

3 接通SA2“DS-19”開關(guān)，飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)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(shí)數(shù)字計(jì)時(shí)器PT1記錄第一組加溫時(shí)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(shí)數(shù)字計(jì)時(shí)器PT2記錄第二組加溫時(shí)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(shí)數(shù)字計(jì)時(shí)器PT3記錄第三組加溫時(shí)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(shí)數(shù)字計(jì)時(shí)器PT4記錄第四組加溫時(shí)間。

4 飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)正常工作時(shí)，檢測裝置的H7“尾翼加溫正?！敝甘緹糸W爍燃亮，表明飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)工作正常；檢測裝置的H10“恒加溫”指示燈燃亮，表明飛機(jī)尾翼除冰恒加溫工作正常。

5 當(dāng)?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(shí)數(shù)字計(jì)時(shí)器PT4開始計(jì)時(shí)，立即斷開SA2“DS-19”開關(guān)，這時(shí)飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)一個(gè)循環(huán)結(jié)束后，自動(dòng)停止加溫工作；如果不斷開SA2“DS-19”開關(guān)，飛機(jī)尾翼除冰自動(dòng)循環(huán)加溫系統(tǒng)一個(gè)循環(huán)結(jié)束將自動(dòng)開始下一循環(huán)加溫工作，如此循環(huán)，周而復(fù)始。

綜上所述，本發(fā)明根據(jù)機(jī)上實(shí)際情況，創(chuàng)造性的解決了檢測裝置的通電和信號采集問題。可按技術(shù)要求顯示飛機(jī)尾翼循環(huán)加溫部位的加溫狀態(tài)和加溫時(shí)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(jī)現(xiàn)場復(fù)雜情況下進(jìn)行通電檢查。