一种无气源状态下机载空调功能技术检测方法

技术领域

本发明涉及飞机状态功能检测技术领域，具体为一种无气源状态下机载空调功能技术检测方法。

背景技术

座舱空调系统可以在各种飞行状态下为飞行员提供良好的驾驶环境，空调系统失效会引起飞行员身体不适，严重影响飞行训练甚至可能会导致飞行事故。飞机座舱空调系统在空中发生的故障极难在地面真实模拟和定位，因此需要加强座舱空调系统地面检查和测试工作。在外场发动机无法供气状态下，目前只能通过飞机座舱控制开关或者地面检测设备开关系统在手动状态下对座舱空调系统进行检查和工作验证。但是这种检测方法无法对系统自动状态的工作情况进行完全检测，存在的检测盲区和和不完善工艺点较多，电动活门逻辑控制关系、自动调节系统平衡点、管路调节温度上下不灵敏度区等多项重要性能无相应的工艺检查方法。

因此，提出一种无气源状态下完善的机载空调功能技术检测方法是本领域专业人员待解决的技术难题。

发明内容

针对无气源状态下机载空调系统现有检测方法存在的缺陷和不完善工艺的问题，本发明提出了一种无气源状态下机载空调功能技术检测方法。

本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种无气源状态下机载空调功能技术检测方法，具体包括以下步骤：

(一)利用可变电阻器和检测设备组成空调综合检测系统，检测前进行连接并完成系统设置及自检；

(二)在无气源状态下，座舱空气温度自动调节系统的平衡点的静态误差检测：通过检测设备检测座舱温度控制系统输出的调节脉冲，检查座舱调温系统的平衡点的静态误差数值；

(三)在无气源状态下，座舱调节空气极限温度控制检测：通过可变电阻器模拟座舱极寒气温，测量空调系统座舱外部管路进入座舱的调节空气最高极限温度，判断座舱高温自动限制保护功能；

(四)在无气源状态下，电动活门逻辑控制关系检测：通过对多个电动调节活门的逻辑控制关系检查，判断系统调节活门开闭顺序和相互之间控制的逻辑是否正确；

(五)在无气源状态下，管路温度调节系统上、下不灵敏区域检测：通过检测设备检测座舱温度控制系统输出的调节脉冲，检测管道温度控制系统的不灵敏值应在2°范围内。

优选地，步骤(一)中检测前的连接过程为：

第一步：在飞机和设备均断电状态下，拆开座舱后壁板“MGQ-26温度敏感器”及敏感器上的“3H1”和“3H2”接线柄；

第二步：MGQ-27温度敏感器电缆插头“4H”、座舱接线柄11框电缆插头分别连接电阻箱M1、电阻箱M2；

第三步：将电阻箱M1的阻值调为1602Ω，将电阻箱M2的阻值调为113.8Ω；

第四步：拆下前起落架舱左侧壁“检查调节器”地面检查插座的堵盖，将空调综合检测系统的电缆与检查插座连接；

第五步：飞机接地面电源，接通座舱内“蓄电池1”、“蓄电池2”开关和“总电源”开关；

第六步：接通配电装置接通控制板上的“1号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”、“2号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”、“1号无线电设备Ⅰ、Ⅱ”、“2号无线电设备Ⅰ、Ⅱ”开关。

优选地，步骤(二)中平衡点的静态误差检测具体为：

第一步：将“座舱加温”转换开关置于“自动”位置，“座舱温度给定器”置于“20”位置，如果检查仪上“加温”或“冷却”信号盘燃亮或闪亮时间间隔小于30s，则减少或增加电阻箱M2的电阻值，至两信号盘均不亮或闪亮间隔大于30s；

第二步：增加电阻箱M1的电阻值至“加温”信号盘闪亮，闪亮时间间隔小于30s止，电阻箱M1的阻值应不大于1622Ω；

第三步：减少电阻箱M1的电阻值至“冷却”信号盘闪亮，闪亮时间间隔小于30s止，电阻箱M1的阻值应不小于1582Ω。

优选地，步骤(三)具体为：

第一步：将电阻箱M1的阻值调至2200Ω，“加温”信号盘应燃亮；

第二步：增加电阻箱M2的电阻值至“加温”信号盘灭和“冷却”信号盘燃亮或闪亮间隔时间不大于30s止，电阻箱M2的电阻值应不大于135Ω；

第三步：将座舱“座舱加温”转换开关置于中立位置，“座舱温度给定器”置于“20”位置。

优选地，步骤(四)具体为：

第一步：将座舱内“座舱加温”转换开关置于“冷却”位置，使“5H和6H电动调节活门”完全关闭，再将转换开关置于“加温”位置，左边条舱处“5H电动调节活门”向打开方向运动；

第二步：当“5H电动调节活门”打开到极限位置时，“6H电动调节活门”开始工作，并向打开方向运动，2min内两个电动调节活门应完全打开；

第三步：“5H和6H电动调节活门”完全打开后，将座舱内“座舱加温”转换开关置于“冷却”位置，“6H电动调节活门”向关闭方向运动；

第四步：当“6H电动调节活门”完全关闭时，“5H电动调节活门”开始工作，并向关闭方向运动，2min内两个电动调节活门应完全关闭；

第五步：用“座舱加温”转换开关将“5H电动调节活门”和“6H电动调节活门”调节到完全打开状态。

优选地，步骤(四)中利用空气压力受感器检查设备建立相当于高度6000m的负压，均匀增大动压，至马赫数为1.25±0.05，将检查仪上转换开关“T2”置于“加温”位置，观察“6H电动调节活门”向关闭方向运动，“6H电动调节活门”完全关闭后，释放掉空气压力受感器内压力，当M数小于1.25±0.05时，观察电动调节活门应向打开方向运动。

优选地，步骤(五)具体为：

第一步：断开左起落架舱MGQ-27温度敏感器插头31H，连接电阻箱M1，设置电阻值102Ω；

第二步：断开整流罩内XY-36压力信号器插头29H，接通座舱“蓄电池1”、“蓄电池2”开关和“总电源”开关，再接通配电装置接通控制板上的“1号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”、“2号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”开关；

第三步：检查仪上“冷却”和“加温”信号盘不应燃亮，如果燃亮，调节电阻箱M1上的电阻值，使信号盘熄灭；

第四步：减小电阻值，到检查仪上“冷却”或“加温”信号盘开始闪亮，电阻值不小于100.8Ω；

第五步：增加电阻值，到检查仪上“冷却”或“加温”信号盘开始闪亮，电阻值不大于103.2Ω。

本发明的有益效果是：

本发明通过利用可变电阻器和检测设备对座舱系统的调节和控制功能进行模拟，演示座舱系统的全部调节和控制功能。直接应用于机载空调系统功能检测，将检测的完整性和准确性提高了50％以上，降低故障发生率80％以上，保证了装备的完好率，具有重要的军事意义。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：

图1为本发明的流程图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合附图以及实施例对本发明进一步阐述。

如图1所示，一种无气源状态下机载空调功能技术检测方法，其特征在于：具体包括以下步骤：

(一)利用可变电阻器和检测设备组成空调综合检测系统，检测前进行连接并完成系统设置及自检。

在飞机和设备均断电状态下，拆开座舱后壁板“MGQ-26温度敏感器”及敏感器上的“3H1”和“3H2”接线柄；MGQ-27温度敏感器电缆插头“4H”、座舱接线柄11框电缆插头分别连接电阻箱M1、电阻箱M2；将电阻箱M1的阻值调为1602Ω，将电阻箱M2的阻值调为113.8Ω；拆下前起落架舱左侧壁“检查调节器”地面检查插座的堵盖，将空调综合检测系统的电缆与检查插座连接；飞机接地面电源，接通座舱内“蓄电池1”、“蓄电池2”开关和“总电源”开关；接通配电装置接通控制板上的“1号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”、“2号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”、“1号无线电设备Ⅰ、Ⅱ”、“2号无线电设备Ⅰ、Ⅱ”开关。启动检查仪，进入空调综合检测系统主界面，完成系统设置与自检。

(二)在无气源状态下，座舱空气温度自动调节系统的平衡点的静态误差检测：通过检测设备检测座舱温度控制系统输出的调节脉冲，检查座舱调温系统的平衡点的静态误差数值。

将“座舱加温”转换开关置于“自动”位置，“座舱温度给定器”置于“20”位置，如果检查仪上“加温”或“冷却”信号盘燃亮或闪亮时间间隔小于30s，则减少或增加电阻箱M2的电阻值，至两信号盘均不亮或闪亮间隔大于30s；增加电阻箱M1的电阻值至“加温”信号盘闪亮，闪亮时间间隔小于30s止，电阻箱M1的阻值应不大于1622Ω；减少电阻箱M1的电阻值至“冷却”信号盘闪亮，闪亮时间间隔小于30s止，电阻箱M1的阻值应不小于1582Ω。

(三)在无气源状态下，座舱调节空气极限温度控制检测：通过可变电阻器模拟座舱极寒气温，测量空调系统座舱外部管路进入座舱的调节空气最高极限温度，判断座舱高温自动限制保护功能。

将电阻箱M1的阻值调至2200Ω，“加温”信号盘应燃亮；增加电阻箱M2的电阻值至“加温”信号盘灭和“冷却”信号盘燃亮或闪亮间隔时间不大于30s止，电阻箱M2的电阻值应不大于135Ω；将座舱“座舱加温”转换开关置于中立位置，“座舱温度给定器”置于“20”位置。

(四)在无气源状态下，电动活门逻辑控制关系检测：通过对多个电动调节活门的逻辑控制关系检查，判断系统调节活门开闭顺序和相互之间控制的逻辑是否正确。

将座舱内“座舱加温”转换开关置于“冷却”位置，使“5H和6H电动调节活门”完全关闭，再将转换开关置于“加温”位置，左边条舱处“5H电动调节活门”向打开方向运动；当“5H电动调节活门”打开到极限位置时，“6H电动调节活门”开始工作，并向打开方向运动，2min内两个电动调节活门应完全打开；“5H和6H电动调节活门”完全打开后，将座舱内“座舱加温”转换开关置于“冷却”位置，“6H电动调节活门”向关闭方向运动；当“6H电动调节活门”完全关闭时，“5H电动调节活门”开始工作，并向关闭方向运动，2min内两个电动调节活门应完全关闭。用“座舱加温”转换开关将“5H电动调节活门”和“6H电动调节活门”调节到完全打开状态。利用空气压力受感器检查设备建立相当于高度6000m的负压，均匀增大动压，至马赫数为1.25±0.05，将检查仪上转换开关“T2”置于“加温”位置，观察“6H电动调节活门”向关闭方向运动，“6H电动调节活门”完全关闭后，释放掉空气压力受感器内压力，当M数小于1.25±0.05时，观察电动调节活门应向打开方向运动。

(五)在无气源状态下，管路温度调节系统上、下不灵敏区域检测：通过检测设备检测座舱温度控制系统输出的调节脉冲，检测管道温度控制系统的不灵敏值应在2°范围内。

断开左起落架舱MGQ-27温度敏感器插头31H，连接电阻箱M1，设置电阻值102Ω；断开整流罩内XY-36压力信号器插头29H，接通座舱“蓄电池1”、“蓄电池2”开关和“总电源”开关，再接通配电装置接通控制板上的“1号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”、“2号飞机和动力系统Ⅰ、Ⅱ”开关；检查仪上“冷却”和“加温”信号盘不应燃亮，如果燃亮，调节电阻箱M1上的电阻值，使信号盘熄灭；减小电阻值，到检查仪上“冷却”或“加温”信号盘开始闪亮，电阻值不小于100.8Ω；增加电阻值，到检查仪上“冷却”或“加温”信号盘开始闪亮，电阻值不大于103.2Ω。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。