本發(fā)明涉及一種軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的檢測裝置，尤其是適用于在外場環(huán)境下，針對由座艙壓力控制器、座艙排氣活門和座艙安全活門等部附件組成的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)進行檢測的檢測裝置。

背景技術(shù)：

據(jù)統(tǒng)計，軍用飛機環(huán)控系統(tǒng)的故障比例較高，而且隨著飛機服役年限的增加，環(huán)控系統(tǒng)發(fā)生故障的概率有逐漸增加的趨勢。座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)是飛機環(huán)控系統(tǒng)的重要組成部分之一，其主要作用是根據(jù)飛行高度控制來自引氣分系統(tǒng)的空氣壓力，以保證座艙內(nèi)氣壓值、壓差、壓力變化率滿足要求，從而為飛行員提供一個良好舒適的操縱環(huán)境，滿足飛行員的生理需求。

對故障進一步分析可知，座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)中的座艙壓力控制器、座艙排氣活門和座艙安全活門等部件的故障概率占據(jù)較大的比例。而座艙壓力控制器是座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的控制機構(gòu)，座艙排氣活門是座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)，座艙安全活門是座艙壓力的安全保障機構(gòu)，它們對座艙壓力的調(diào)節(jié)起著決定性的作用，其常見的故障現(xiàn)象通常為座艙余壓超差(其中余壓是指座艙壓力與座艙外大氣壓力的差值)、壓力變化率超差(壓力變化率是指因飛機上升或下降而引起的飛機座艙壓力的變化速率，當變化率較大時，飛行員耳膜兩側(cè)壓力達不到平衡，就會在耳膜內(nèi)外兩側(cè)形成壓差，使人感覺不舒服、疼痛甚至耳膜破裂)，飛行員的反應通常為“壓耳”現(xiàn)象，在儀表顯示方面則會出現(xiàn)“升降速率表擺動”等現(xiàn)象，這些問題都嚴重影響著飛行員的精神狀態(tài)和身心健康、牽扯著飛行員的精力、制約著飛行員操縱飛機性能的穩(wěn)定發(fā)揮，成為誘發(fā)飛行事故的重要原因之一。

據(jù)了解，現(xiàn)有技術(shù)中還沒有適用于在外場環(huán)境中使用的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的檢測裝置，無法滿足軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)出現(xiàn)故障時外場的檢修需求。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場檢測裝置，它能夠?qū)崿F(xiàn)對軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)中座艙壓力控制器、座艙排氣活門和座艙安全活門等部件的定性和定量的測試，快速定位飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的故障部件，滿足座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場排故的需要。

本發(fā)明提出的一種軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場檢測裝置，具體包括：

供電模塊，為檢測裝置提供所需的交流電源和直流電源；

電源測試模塊，對所述交流電源的電壓、電流和頻率以及所述直流電源的電壓和電流進行測試，與所述供電模塊通過電路進行連接；

座艙模擬艙，用于模擬飛機座艙的供氣和經(jīng)過壓力調(diào)節(jié)的密閉環(huán)境；

艙外大氣模擬艙，用于模擬飛機在不同高度飛行時的艙外氣壓，艙外大氣模擬艙通過連接氣路與座艙模擬艙連通，并在連接氣路上設置閥門；

輸入模塊，用于與檢測裝置進行交互，錄入信息、選擇測試項目；

顯示模塊，顯示功能菜單、操作提示及測試結(jié)果；

控制單元，用于檢測裝置的控制和數(shù)據(jù)采集，分別與所述的供電模塊、電源測試模塊、座艙模擬艙、艙外大氣模擬艙、輸入模塊和顯示模塊通過電路進行連接。

優(yōu)選的，座艙模擬艙和艙外大氣模擬艙之間的連接氣路為兩條，兩條連接氣路上均設置閥門。

優(yōu)選的，兩條連接氣路上設置的閥門為三位四通的電磁閥。

優(yōu)選的，座艙模擬艙和艙外大氣模擬艙均由艙體和艙門組成，艙體和艙門之間設置硅橡膠密封圈，艙門上均設置觀察窗。

優(yōu)選的，座艙模擬艙由座艙模擬室、氣壓源和第一壓力傳感器組成；其中氣壓源由氣源、第一氣濾、第一流量閥、第一電磁閥、流量計組成，除了流量計與單純氣路并聯(lián)外，其它各部件通過氣路依次連接，第一流量閥、第一電磁閥、流量計分別通過電路與控制單元進行連接；第一壓力傳感器安裝在座艙模擬室中，通過電路與控制單元進行連接。

優(yōu)選的，氣源為空氣壓縮機或冷氣瓶，具體可以根據(jù)外場的裝備情況，選擇性的使用空氣壓縮機或冷氣瓶。

優(yōu)選的，座艙模擬艙中的第一電磁閥為兩位三通電磁閥。

優(yōu)選的，艙外大氣模擬艙由艙外大氣模擬室、負壓源和第二壓力傳感器組成；其中負壓源由負壓支路和大氣支路并聯(lián)而成；負壓支路由真空泵、第二流量閥、第二電磁閥組成，各部件通過氣路依次連接，第二流量閥和第二電磁閥分別通過電路與控制單元進行連接；大氣支路上設置第二氣濾，第二氣濾通過氣路與第二電磁閥連接；第二壓力傳感器安裝在艙外大氣模擬室中，通過電路與控制單元進行連接。

優(yōu)選的，第二電磁閥為兩位三通電磁閥。

優(yōu)選的，電源測試模塊采用測試和顯示二合一的儀表，電源測試的結(jié)果直接在該儀表上顯示。

附圖說明

圖1為軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場檢測裝置的結(jié)構(gòu)原理圖，圖中的實線表示檢測裝置內(nèi)部各組成部件之間的電路連接，虛線表示檢測裝置內(nèi)部各組成部件之間的氣路連接。

圖2為座艙模擬艙和艙外大氣模擬艙的結(jié)構(gòu)原理圖。

具體實施方式

下面以某型飛機的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)為例，結(jié)合附圖，介紹本發(fā)明的具體實施方式。

該型飛機的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)主要由座艙壓力控制器、座艙排氣活門和座艙安全活門等部件組成。座艙壓力控制器是座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的控制機構(gòu)，座艙排氣活門是座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)，由座艙壓力控制器按照座艙壓力調(diào)整規(guī)律，通過調(diào)整座艙排氣活門的開度自動調(diào)節(jié)座艙壓力及壓力變化率。座艙安全活門是座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的安全保障機構(gòu)，用于座艙的應急充氣和放氣，防止因座艙余壓和負壓超過規(guī)定值而損壞座艙結(jié)構(gòu)。工作時，由引氣系統(tǒng)輸送來的空氣進入座艙，當座艙壓力超過規(guī)定值時，由座艙壓力控制器控制座艙排氣活門，通過增大活門開度，進而降低座艙壓力；反之，通過減小活門開度，進而增大座艙壓力。

座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)對座艙壓力調(diào)節(jié)分為三個階段：低空自由通風階段、絕對壓力調(diào)節(jié)階段和剩余壓力調(diào)節(jié)階段。

(1)低空自由通風階段

在0～H₁高度范圍內(nèi)，座艙排氣活門處于常開位置，保證座艙一直處于通風狀態(tài)，座艙壓力變化規(guī)律與氣壓隨高度變化規(guī)律相同，但是由于座艙排氣活門存在一定的流阻，所以座艙壓力一直比艙外大氣壓力高出一個固定的差值，即座艙存在一定的余壓。

(2)絕對壓力調(diào)節(jié)階段

當飛行高度位于H₁～H₂高度范圍內(nèi)，進入絕對壓力調(diào)節(jié)階段，按照壓力調(diào)節(jié)規(guī)律調(diào)整座艙壓力。在此階段，當座艙壓力高于當前飛行高度規(guī)定的壓力值時，由座艙壓力控制器中的絕對壓力調(diào)節(jié)機構(gòu)控制座艙排氣活門的開度增大，使得座艙壓力恢復到規(guī)定值；當座艙壓力低于當前飛行高度規(guī)定的壓力值時，則由座艙壓力控制器中的絕對壓力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)控制座艙排氣活門的開度減小，使得座艙壓力恢復到規(guī)定值。在此階段，由于座艙余壓(即座艙壓力與座艙外大氣壓的差值)小于規(guī)定值A，座艙壓力控制器中的余壓控制機構(gòu)不起作用。

(3)剩余壓力調(diào)節(jié)階段

當飛行高度大于等于H₂時，進入剩余壓力調(diào)節(jié)階段，座艙壓力保持等余壓。在此階段，當座艙余壓超過規(guī)定值A時時，座艙壓力控制器中的余壓控制機構(gòu)開始工作，而絕對壓力調(diào)節(jié)機構(gòu)不再起到調(diào)節(jié)作用。通過座艙壓力控制器中的余壓控制機構(gòu)，控制座艙排氣活門的開度增大，使得座艙余壓降低，并恢復到規(guī)定值A；當座艙余壓小于規(guī)定值A時，控制座艙排氣活門的開度減小，使得座艙余壓升高，并恢復到規(guī)定值A。

經(jīng)過分析發(fā)現(xiàn)，該型飛機的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的常見故障包括：

(1)系統(tǒng)供電不符合要求，造成部件不能正常工作或損壞，以致于影響系統(tǒng)的正常工作；

(2)因座艙壓力控制器、座艙壓力調(diào)節(jié)器座艙排氣活門或座艙安全活門故障而引起的“泄露量超差”；

(3)因座艙壓力控制器、座艙壓力調(diào)節(jié)器座艙排氣活門或座艙安全活門故障而引起的“余壓超差”；

(4)因座艙安全活門故障而引起的在緊急情況下“座艙無法快速充氣或放氣”。

通過進一步的分析，針對以上的常見故障，需要在檢測過程中測試以下項目：

(1)交流電源的電壓、電流和頻率以及直流電源的電壓和電流的測試；

(2)構(gòu)建兩個密閉的模擬艙，分別模擬座艙和艙外大氣，而且通過程序能夠控制座艙模擬艙壓力、艙外大氣模擬艙壓力，以及某個高度下大氣壓力、座艙余壓、升降速率等參數(shù)，從而實現(xiàn)對座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的各種工作條件的模擬；

(3)座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)工作在低空自由通風階段座艙余壓，以及工作在絕對壓力調(diào)節(jié)階段和剩余壓力調(diào)節(jié)階段座艙余壓、座艙壓力升降率的測試；

(4)模擬座艙壓力控制器發(fā)生故障停止工作，對座艙安全活門的余壓限制器的工作情況進行測試；

(5)模擬飛機發(fā)生緊急情況，對座艙安全活門能夠?qū)崿F(xiàn)緊急泄壓進行測試。

針對軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的常見故障和需檢測項目，本發(fā)明提出的一種軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場檢測裝置，具體包括供電模塊、電源測試模塊、座艙模擬艙、艙外大氣模擬艙、輸入模塊、顯示模塊和控制單元，其組成和連接關(guān)系如圖1所示。

(1)供電模塊，為檢測裝置提供所需的交流電源和直流電源，被測設備所用的電源也是由該供電模塊提供。在本實施例中，檢測裝置的輸入電源為220V 50Hz的交流電(即市電)，主要考慮到市電隨地都可取用，極其方便；對于檢測裝置中使用市電的設備可以直接使用，而對于檢測裝置中使用其他電源規(guī)格的直流電設備和交流電設備，則需要經(jīng)過轉(zhuǎn)換為再進行使用，該供電模塊中還設置了電源轉(zhuǎn)換單元，可將220V的市電轉(zhuǎn)換為28V、24V和5V直流電等被測設備所用的電源。

(2)電源測試模塊，對供電模塊提供的交流電源的電壓、電流和頻率以及直流電源的電壓和電流進行測試，與供電模塊通過電路進行連接。本實施例中，具體是對220V(即檢測裝置的輸入電源)交流電源的電壓、電流和頻率，以及28V、24V和5V直流電源的電壓和電流等規(guī)格的飛機機載電源進行測試，其目的在于：當被測部件出現(xiàn)故障時，首先通過電源測試模塊排除飛機機載電源因供電不符合要求而帶來的問題。為了簡化檢測裝置的連線和系統(tǒng)的復雜度，本實施例中的電源測試模塊采用測試和顯示二合一的儀表，電源測試的結(jié)果直接在所述儀表的LED顯示屏幕上進行顯示。直流電源和交流電源各采用一個測試和顯示二合一的儀表進行電源參數(shù)的測試和顯示。

(3)座艙模擬艙，用于模擬飛機座艙的供氣和經(jīng)過壓力調(diào)節(jié)的密閉環(huán)境。座艙模擬艙由座艙模擬室2、氣壓源和第一壓力傳感器4組成。其中座艙模擬室2由艙體和艙門組成，艙體為方形，便于加工，以及充分利用空間；艙門上設置觀察窗，便于觀察座艙模擬室2中被測設備的情形；艙門的閉合松緊可以調(diào)節(jié)，艙體和艙門之間設置密封圈，從而保證座艙模擬室2的密封。其中氣壓源由氣源31、第一氣濾32、第一流量閥33、第一電磁閥34、流量計35組成，除了流量計35與單獨氣路并聯(lián)(目的在于不需要測流量時，將流量計隔離，以提高流量計的壽命，并保證其測試精度)外，其它各部件通過氣路依次連接，具體如圖2所示；第一流量閥33、第一電磁閥34、流量計35分別通過電路與控制單元進行連接；氣源31為空氣壓縮機，如果外場未配備空氣壓縮機，也可以使用冷氣瓶；第一電磁閥34為兩位三通電磁閥。第一壓力傳感器4安裝在座艙模擬室2中，感受座艙模擬室2的壓力，壓力傳感器4通過電路與控制單元進行連接。

(4)艙外大氣模擬艙，用于模擬飛機在不同高度飛行時的艙外氣壓。艙外大氣模擬艙由艙外大氣模擬室5、負壓源和第二壓力傳感器7組成。其中艙外大氣模擬室5的結(jié)構(gòu)與座艙模擬室2的結(jié)構(gòu)相同。其中負壓源由負壓支路和大氣支路并聯(lián)而成；負壓支路由真空泵61、第二流量閥62、第二電磁閥63組成，各部件通過氣路依次連接，第二流量閥62和第二電磁閥63分別通過電路與控制單元進行連接；大氣支路上設置第二氣濾64，第二氣濾64和第二電磁閥63連接，第二電磁閥63再通過氣路與艙外大氣模擬室5連接，為了實現(xiàn)被測設備的全程自動測試，第二電磁閥63選擇兩位三通電磁閥；負壓源的組成及連接關(guān)系具體也如圖2所示。壓力傳感器7安裝在艙外大氣模擬室5中，感受艙外大氣模擬室5的壓力，通過電路與控制單元進行連接。艙外大氣模擬艙的艙外大氣模擬室5通過連接氣路與座艙模擬艙的座艙模擬室2連通，并在連接氣路上設置閥門，閥門可以控制連接氣路的通斷，從而實現(xiàn)被測設備不同測試項目的測試。該連接氣路為兩條，兩條連接氣路上均設置閥門，該閥門具體為三位四通的電磁閥1，電磁閥1的類型具體如圖2所示。

為了便于布置和使用，座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5采用上下設置的方式，并在艙外大氣模擬室5的下部設置帶有剎車的萬向腳輪，以便于在外場使用中檢測裝置的移動。

(5)輸入模塊，用于與檢測裝置進行交互，錄入信息、選擇測試項目。本實施例中的輸入模塊具體為4×4的矩陣鍵盤，鍵盤中除了設置0～9等數(shù)字鍵外，還設置了上鍵、下鍵、確認鍵和返回鍵等基本用鍵。輸入模塊采用標準的貨架產(chǎn)品，在滿足輸入要求的同時，還可以降低檢測裝置的成本。

(6)顯示模塊，顯示功能菜單、操作提示及測試結(jié)果。為了達到易于使用的目的，顯示模塊采用可顯示中文的點陣型液晶顯示器，操作人員可根據(jù)顯示的操作提示進行檢測操作。本實施例中的顯示模塊具體為192×64的液晶顯示器，該顯示器為數(shù)字式液晶顯示器，便于與控制部分連接以及顯示的控制，而且具備體積小、功耗低、顯示質(zhì)量高等特點。

(7)控制單元，用于檢測裝置的控制和數(shù)據(jù)采集，分別與供電模塊、電源測試模塊、座艙模擬艙、艙外大氣模擬艙、輸入模塊和顯示模塊通過電路進行連接。

本實施例中的控制單元中采用帶有60K字節(jié)程序存儲器的單片機，其性能可靠，便于中文提示信息的顯示；并帶有EEPROM，方便檢測數(shù)據(jù)的存儲和讀取?？刂茊卧捎脦в泄怆姼綦x的RS485總線與電源測試模塊、第一壓力傳感器4、第二壓力傳感器7、流量計35、第一流量閥33、第二流量閥62、第一電磁閥34、第二電磁閥63、三位四通的電磁閥1進行通信。采用光電隔離是為了降低電源的雜波干擾，提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和檢測精度；采用RS485總線進行通信，則是為了抑制共模干擾，提高信號傳輸時的檢測靈敏度等。

本實施例中的檢測裝置使用了大量的電磁閥，其目的在于實現(xiàn)被測設備在控制單元的控制下在多種測試項目間自由的切換，從而實現(xiàn)測試全過程的自動化，提高測試的效率。

為了更清楚地介紹軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場檢測裝置的組成、各部件的連接關(guān)系，下面結(jié)合測試的過程，簡要說明一下檢測裝置的使用方法。

實施例1：

座艙安全活門隔離狀態(tài)下，在不同高度下的座艙余壓測試

檢測前，首先連接檢測裝置與座艙壓力控制器、座艙排氣活門和座艙安全活門等被測設備。主要連接包括：被測座艙壓力控制器和被測座艙排氣活門放置在座艙模擬室2中，被測座艙壓力控制器和被測座艙排氣活門分別與檢測裝置的供電模塊通過電路進行連接，被測座艙壓力控制器和被測座艙排氣活門之間通過電路進行連接，并將被測座艙排氣活門通過氣路與“座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5間兩條連接氣路中的左路”進行連接；被測座艙安全活門放置在艙外大氣模擬室5中，將被測座艙安全活門通過電路與供電模塊進行連接，并通過氣路與“座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5間兩條連接氣路中的右路”進行連接。

完成檢測裝置與被測設備的連接后，給檢測裝置供應220V 50Hz的交流電(即市電)，然后通過4×4的矩陣鍵盤選擇被測設備和測試項目，并開始檢測。

通過控制單元將座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5間兩條連接氣路上的三位四通的電磁閥1由中立位置切換為圖2中的左位，即通過被測座艙排氣活門連接座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5，并斷開被測座艙安全活門與座艙模擬室2的連接。相當于隔離被測座艙安全活門，檢測被測座艙壓力控制器和被測座艙排氣活門工作時座艙的余壓。隔離狀態(tài)測試，可用于準確定位故障件。第二電磁閥63切換為右位，連通負壓支路和艙外大氣模擬室5，控制單元根據(jù)設定的高度，構(gòu)建艙外大氣模擬室5的負壓環(huán)境，艙外大氣模擬室5的壓力與對應飛行高度的大氣壓力一致。

第一電磁閥34切換為左位，調(diào)整流量閥34調(diào)節(jié)供氣量的大小，通過氣壓源的氣源31、氣濾32、流量閥33和電磁閥34，向座艙模擬室2供氣?？刂茊卧鶕?jù)設定的高度，向被測座艙壓力控制器發(fā)送控制信號，被測座艙壓力控制器進而根據(jù)座艙模擬室2的壓力，調(diào)整被測座艙排氣活門的開度，座艙模擬室2中的氣體經(jīng)被測座艙排氣活門、艙外大氣模擬室5、第二電磁閥63、第二流量閥62和真空泵61排至大氣。待座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5的壓力穩(wěn)定后，通過壓力傳感器4測出座艙模擬室2的壓力，并通過壓力傳感器7測出艙外大氣模擬室5的壓力，并由控制單元計算出余壓，然后在顯示模塊上顯示相應的余壓數(shù)值。

測試完成后，通過控制單元將第二電磁閥63連通大氣支路，將艙外大氣模擬室5的負壓環(huán)境恢復為正常壓力，以便于開啟艙外大氣模擬室的艙門。

實施例2：

座艙安全活門接入狀態(tài)下，在不同高度下的座艙余壓測試

該項測試的氣路和電路的連接方法與實施例1基本相同，主要差別在于：通過控制單元將座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5間兩條連接氣路上的三位四通的電磁閥1切換為圖2中的中立位置，將被測座艙安全活門接入檢測裝置，測試所有被測件接入狀態(tài)下，座艙在不同高度下的余壓。

實施例3：

座艙排氣活門泄漏量測試

該項測試的氣路和電路的連接方法與實施例1相同，主要差別在于：在某一模擬高度下，將電磁閥33切換為右位，將流量計35接入氣路，待座艙模擬室2的壓力穩(wěn)定后，通過流量計35可測得當前高度下被測座艙排氣活門的泄露量是否超出要求。

實施例4：

座艙應急泄壓性能測試

該項測試的氣路和電路的連接方法與實施例1基本相同，主要差別在于：通過控制單元將座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5間兩條連接氣路上的三位四通的電磁閥1切換為圖2中的右位，將被測座艙安全活門接入檢測裝置；通過控制單元將第二電磁閥63連通大氣支路。

在某一模擬高度下，通過控制單元控制氣壓源向座艙模擬室2供壓，供壓壓力達到座艙安全活門開啟壓力，測試座艙安全活門的應急泄壓性能是否滿足要求。

其它測試項目的測試，與上述實施例中的測試方式類似，僅需要根據(jù)需求調(diào)整三個電磁閥閥芯的位置，構(gòu)建相應的座艙模擬室2和艙外大氣模擬室5的壓力，然后進行測試即可。

該檢測裝置不僅可以實現(xiàn)對座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的測試，而且還能夠模擬演示座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的各種工作狀態(tài)，用于裝備教學等用途。

本發(fā)明所涉及的軍用飛機座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)外場檢測裝置，可應用于多種型號飛機的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)的檢測，只要其座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)由座艙壓力控制器、座艙排氣活門和座艙安全活門等部附件組成即可；對于座艙壓力控制器和座艙排氣活門合二為一的座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)，本檢測裝置也同樣適用，僅在被測設備與檢測裝置的氣路和電路接線方式進行適應性調(diào)整即可。