專利名稱：飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)模擬器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的機(jī)上功能試驗(yàn)，特別地，本發(fā)明涉及對(duì)飛機(jī) EICAS (Engine Indication And Crew Alerting System，發(fā)動(dòng)機(jī)指示和機(jī)組警告系統(tǒng))上 的告警信號(hào)顯示檢測(cè)試驗(yàn)。
背景技術(shù)：
飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)上功能試驗(yàn)時(shí)，要求完成副翼駕駛艙機(jī)構(gòu)脫開試驗(yàn)和升降舵 駕駛艙機(jī)構(gòu)脫開試驗(yàn)。通常，副翼駕駛艙機(jī)構(gòu)脫開試驗(yàn)包括如下步驟1)在進(jìn)行脫開試驗(yàn)前檢查EICAS顯示，此時(shí)應(yīng)無脫開告警信息；2)將副翼配平在零位3)將駕駛盤在一側(cè)固定，并在另一側(cè)向駕駛盤施加載荷，直到脫開機(jī)構(gòu)脫開；4)檢查EICAS顯示，此時(shí)EICAS應(yīng)該顯示脫開告警信息“R0LLC0NTR0LS DISCO”。而升降舵駕駛艙機(jī)構(gòu)脫開試驗(yàn)則包括如下步驟1)在進(jìn)行脫開試驗(yàn)前檢查EICAS顯示，此時(shí)應(yīng)無脫開告警信息；2)固定一側(cè)駕駛桿，在另一側(cè)駕駛桿施加載荷，直到脫開機(jī)構(gòu)脫開；3)檢查EICAS顯示，此時(shí)應(yīng)顯示脫開告警信息“PITCH C0NTR0LSDISC0”。為完成上述試驗(yàn)，需要將駕駛艙內(nèi)所有的支架、裝置、成品件等等全部安裝到位， 然而這就會(huì)使得艙內(nèi)十分擁擠。另外，上述試驗(yàn)步驟結(jié)束后，還必須進(jìn)行升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)恢復(fù)動(dòng)作，這些恢 復(fù)操作進(jìn)行起來十分困難，并有可能造成駕駛艙升降舵、副翼系統(tǒng)安裝返工，延誤工作。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)的模擬器，其能夠模擬飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)的 脫開操作，從而優(yōu)化飛機(jī)EICAS上的告警信號(hào)顯示檢測(cè)試驗(yàn)。為實(shí)現(xiàn)上述目的，一種飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)模擬器，包括插頭，其能夠與飛機(jī)上的脫開機(jī)構(gòu)插座連接；插座，其能夠與飛機(jī)上的EICAS的插頭連接；模擬組件，其用于模擬飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)的狀態(tài)并輸出相應(yīng)的狀態(tài)信號(hào)，該模擬組件 包括測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C，其中，當(dāng)所述測(cè)試點(diǎn)A和測(cè)試點(diǎn)C連通時(shí)，所述模擬組 件輸出正常信號(hào)，當(dāng)所述測(cè)試點(diǎn)A和測(cè)試點(diǎn)B連通時(shí)，所述模擬組件輸出告警信號(hào)；輸出組件，其能夠?qū)⑺瞿M組件輸出的狀態(tài)信號(hào)傳輸?shù)剿瞿M器的插座，并 經(jīng)所述模擬器的插座輸入到EICAS，；檢測(cè)組件，其用于檢測(cè)所述脫開機(jī)構(gòu)模擬器的工作狀態(tài)，該檢測(cè)組件與所述模擬 器的插頭連接，包括檢測(cè)點(diǎn)A、檢測(cè)點(diǎn)B、和檢測(cè)點(diǎn)C，其分別與所述測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè) 試點(diǎn)C對(duì)應(yīng)。
特別地，所述測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C可以是觸點(diǎn)形式，或者所述測(cè)試點(diǎn)A、 測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C也可以是導(dǎo)電接觸孔的形式。特別地，所述模擬器還包括開關(guān)裝置，該開關(guān)裝置能擇一地連通測(cè)試點(diǎn)A和C或測(cè) 試點(diǎn)A和B。更特別地，所述開關(guān)裝置包括可旋轉(zhuǎn)的連接桿，該連接桿的一端與所述測(cè)試點(diǎn) A連接，另一端在所述測(cè)試點(diǎn)B和C之間可選擇地連接。特別地，所述檢測(cè)點(diǎn)A、檢測(cè)點(diǎn)B和檢測(cè)點(diǎn)C可以是觸點(diǎn)形式?；蛘?，所述檢測(cè)點(diǎn) A、檢測(cè)點(diǎn)B和檢測(cè)點(diǎn)C可以是導(dǎo)電接觸孔的形式。在使用本發(fā)明所述的模擬器對(duì)飛機(jī)EICAS告警信息顯示進(jìn)行檢驗(yàn)的方法包括如 下步驟1)將所述模擬器的插頭連接到飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)插座中；2)將所述模擬器的插座與飛機(jī)EICAS的插頭連接；3)檢測(cè)所述各檢測(cè)點(diǎn)的電平，以確定所述模擬器的工作狀態(tài)正常；4)連通測(cè)試點(diǎn)A和B，觀察EICAS的告警信息顯示，若無告警信息顯示則繼續(xù)檢 測(cè)，若有告警信息顯示，則表明EICAS工作不正常；5)連通測(cè)試點(diǎn)A和C，觀察EICAS的告警字信息顯示，若有告警信息顯示，則表明 EICAS工作正常，若無告警信息顯示，則表明EICAS工作不正常。由此可見，采用本發(fā)明的模擬器進(jìn)行的對(duì)飛機(jī)EICAS上的告警信號(hào)顯示檢測(cè)試驗(yàn) 無需在駕駛艙內(nèi)設(shè)置多余的部件，并且也無需進(jìn)行特別的恢復(fù)操作，從而優(yōu)化檢測(cè)試驗(yàn)程 序，避免產(chǎn)生不必要的返工。


圖1是本發(fā)明模擬器的原理圖；圖2是本發(fā)明模擬器面板示意圖；圖3是升降舵脫開機(jī)構(gòu)電路原理圖；圖4是副翼脫開機(jī)構(gòu)電路原理圖。
具體實(shí)施例方式根據(jù)升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)的工作原理，脫開機(jī)構(gòu)就相當(dāng)一個(gè)開關(guān)。如圖1所示，所說模擬器分為上下兩部分。所述模擬器上半部分用于告警信號(hào)顯 示檢測(cè)試驗(yàn)，而下半部分用于檢測(cè)升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)在脫開前后的輸出信號(hào)是否正確 之用。其中所述模擬器的上半部分設(shè)置有模擬組件和輸出組件，而下半部分則設(shè)置有檢測(cè) 組件。另外，所述模擬器還包括與飛機(jī)上的脫開機(jī)構(gòu)插座連接的插頭和與飛機(jī)上的EICAS 的插頭連接的插座。其中，所述輸出組件一端與所述模擬組件連接，另一端與所述模擬器的 插座2連接，而所述檢測(cè)組件與所述模擬器的插頭3連接。如圖1-2所示，在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述模擬組件包括所述模一個(gè)開關(guān)裝 置1，該開關(guān)裝置1引出三個(gè)觸點(diǎn)，分別為測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C，它們?yōu)槊撻_機(jī)構(gòu)模 擬器的狀態(tài)信號(hào)輸出點(diǎn)。而所述輸出組件為多根分別對(duì)應(yīng)測(cè)試點(diǎn)A、B、C的電纜，它們將開 關(guān)裝置1和插座2連接在一起。圖1中所示的狀態(tài)即為脫開機(jī)構(gòu)正常狀態(tài)，其中測(cè)試點(diǎn)B點(diǎn)打開，測(cè)試點(diǎn)C點(diǎn)閉合，測(cè)試點(diǎn)A、C點(diǎn)連通此時(shí)通過電纜在插座2輸出的信號(hào)為脫開機(jī)構(gòu)的正常信號(hào)，此時(shí) EICAS上應(yīng)無告警信號(hào)顯示。當(dāng)需要模擬脫開機(jī)構(gòu)脫開狀態(tài)時(shí)，測(cè)試點(diǎn)B點(diǎn)閉合，測(cè)試點(diǎn)C點(diǎn) 打開，測(cè)試點(diǎn)A、B點(diǎn)連通，此時(shí)通過電纜在插座2輸出的信號(hào)為脫開機(jī)構(gòu)的脫開信號(hào)，EICAS 上應(yīng)有告警信號(hào)顯示，即有脫開告警信息“PITCH CONTROLS DISCO”或“ROLL CONTROLS DISCO”。在本發(fā)明的實(shí)施例中，所述插座的型號(hào)為R5-2774。開關(guān)設(shè)在不同位置就可模擬升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)在不同工作狀態(tài)，輸出升降舵、 副翼脫開機(jī)構(gòu)脫開前/后不同的輸出信號(hào)，EICAS的插頭通過電纜與插座2轉(zhuǎn)接，從而將模 擬出的工作狀態(tài)傳送到EICAS電路，產(chǎn)生對(duì)應(yīng)的告警信號(hào)。如圖1和2所示，模擬器的下半部分主要是檢測(cè)組件，其用于檢測(cè)升降舵、副翼脫 開機(jī)構(gòu)在脫開前后的輸出信號(hào)是否正確之用，也就是為檢測(cè)脫開機(jī)構(gòu)是否正常之用的。通 過電纜把插頭3連接到脫開機(jī)構(gòu)的插座上，則可完成對(duì)飛機(jī)上升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)的檢 測(cè)。只要脫開機(jī)構(gòu)是好的，在飛控系統(tǒng)功能試驗(yàn)時(shí)，就可確保使用模擬器替代升降舵、副翼 脫開機(jī)構(gòu)，檢測(cè)EICAS上告警信號(hào)的正確性了。在本發(fā)明的實(shí)施例中，所述插頭的型號(hào)為 P1-2774 或P1-2775。根據(jù)圖3和圖4所示的電路原理圖可知升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)安裝在飛機(jī)上，脫 開機(jī)構(gòu)的A點(diǎn)都是接“地”的，即為“0”電平。只要把升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)模擬器插頭3連 接到飛機(jī)上脫開機(jī)構(gòu)的插座上，升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)模擬器的A點(diǎn)電位應(yīng)為“0”低電平。如圖1-2所示，在本發(fā)明的實(shí)施例中，該檢測(cè)組件包括三個(gè)測(cè)試孔，它們分別為檢 測(cè)點(diǎn)A、B、C，該檢測(cè)點(diǎn)A、B、C分別與所述測(cè)試點(diǎn)A、B、C對(duì)應(yīng)，并且分別通過電纜與所述模 擬器的插頭3連接，并經(jīng)插頭3與所述飛機(jī)的插座連通。利用模擬器下半部的檢測(cè)點(diǎn)B、A、C就可以對(duì)脫開機(jī)構(gòu)進(jìn)行檢測(cè)。當(dāng)脫開機(jī)構(gòu)在正 常狀態(tài)時(shí)，檢測(cè)點(diǎn)B為高電平，檢測(cè)點(diǎn)C與A同電位為“0”低電平。當(dāng)脫開機(jī)構(gòu)到脫開狀態(tài) 時(shí)，檢測(cè)點(diǎn)C應(yīng)為高電平，檢測(cè)點(diǎn)B與A同電位為“0”低電平。若試驗(yàn)中獲得以上結(jié)果，證 明升降舵/副翼脫開機(jī)構(gòu)正常。在飛控系統(tǒng)功能試驗(yàn)時(shí)，就可以使用模擬器替代升降舵、副 翼脫開機(jī)構(gòu)，檢測(cè)EICAS上告警信號(hào)的正確性了。在飛機(jī)上的插頭中，A點(diǎn)都是接“地”的，即為“0”電平。這就保證了升降舵、副翼 脫開機(jī)構(gòu)模擬器的A點(diǎn)電位應(yīng)為“0”低電平。通過電纜將升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)模擬器的插座2與飛機(jī)上的插頭連接，就可以 把脫開機(jī)構(gòu)模擬器的輸出的信號(hào)傳輸?shù)紼ICAS的電路中，產(chǎn)生相應(yīng)的告警信號(hào)。當(dāng)模擬器上選擇開關(guān)裝置1在正常位置(模擬升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)正常狀態(tài))。 測(cè)試點(diǎn)B斷開為高電平；測(cè)試點(diǎn)C與A連接，同電位為“0”低電平。測(cè)試點(diǎn)B和C輸出的信 號(hào)通過連接器傳輸?shù)紼ICAS的電路中，此時(shí)，駕駛艙EICAS顯示畫面上無告警信號(hào)。將模擬器上選擇開關(guān)裝置1放到脫開位置(模擬升降舵、副翼脫開機(jī)構(gòu)脫開狀 態(tài))。測(cè)試點(diǎn)C斷開為高電平；測(cè)試點(diǎn)B與A連接，同電位為“0”低電平。測(cè)試點(diǎn)B和C的 輸出的信號(hào)通過連接器傳輸?shù)紼ICAS的電路中，此時(shí)，駕駛艙EICAS顯示畫面上有告警信 號(hào)。執(zhí)行副翼系統(tǒng)功能試驗(yàn)時(shí)，出現(xiàn)脫開告警信息“ROLL CONTROLS DISCO”。執(zhí)行升降舵系 統(tǒng)功能試驗(yàn)時(shí)，出現(xiàn)脫開告警信息“PITCH CONTROLS DISCO”。則驗(yàn)證了 EICAS上告警信號(hào) 的正確性。本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容及技術(shù)特點(diǎn)已揭示如上，然而可以理解，在本發(fā)明的創(chuàng)作思想下，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對(duì)上述結(jié)構(gòu)作各種變化和改進(jìn)，但都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。上 述實(shí)施例的描述是例示性的而不是限制性的，本發(fā)明的保護(hù)范圍由權(quán)利要求所確定。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)模擬器，其特征在于，包括插頭，其能夠與飛機(jī)上的脫開機(jī)構(gòu)插座連接；插座，其能夠與飛機(jī)上的EICAS的插頭連接；模擬組件，其用于模擬飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)的狀態(tài)并輸出相應(yīng)的狀態(tài)信號(hào)，該模擬組件包括 測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C，其中，當(dāng)所述測(cè)試點(diǎn)A和測(cè)試點(diǎn)C連通時(shí)，所述模擬組件輸 出正常信號(hào)，當(dāng)所述測(cè)試點(diǎn)A和測(cè)試點(diǎn)B連通時(shí)，所述模擬組件輸出告警信號(hào)；輸出組件，其能夠?qū)⑺瞿M組件輸出的狀態(tài)信號(hào)傳輸?shù)剿瞿M器的插座，并經(jīng)所 述模擬器的插座輸入到EICAS，；檢測(cè)組件，其用于檢測(cè)所述脫開機(jī)構(gòu)模擬器的工作狀態(tài)，該檢測(cè)組件與所述模擬器的 插頭連接，包括檢測(cè)點(diǎn)A、檢測(cè)點(diǎn)B、和檢測(cè)點(diǎn)C，其分別與所述測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn) C對(duì)應(yīng)。
2.如權(quán)利要求1所述的模擬器，其特征在于，所述測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C是觸 點(diǎn)形式。
3.如權(quán)利要求1所述的模擬器，其特征在于，所述測(cè)試點(diǎn)A、測(cè)試點(diǎn)B和測(cè)試點(diǎn)C是導(dǎo) 電接觸孔的形式。
4.如權(quán)利要求1-3所述的模擬器，其特征在于，所述模擬器還包括開關(guān)裝置，該開關(guān)裝 置能擇一地連通測(cè)試點(diǎn)A和C或測(cè)試點(diǎn)A和B。
5.如權(quán)利要求4所述的模擬器，其特征在于，所述開關(guān)裝置包括可旋轉(zhuǎn)的連接桿，該連 接桿的一端與所述測(cè)試點(diǎn)A連接，另一端在所述測(cè)試點(diǎn)B和C之間可選擇地連接。
6.如權(quán)利要求1-3所述的模擬器，其特征在于，所述檢測(cè)點(diǎn)A、檢測(cè)點(diǎn)B和檢測(cè)點(diǎn)C是 觸點(diǎn)形式。
7.如權(quán)利要求1-3所述的模擬器，其特征在于，所述檢測(cè)點(diǎn)A、檢測(cè)點(diǎn)B和檢測(cè)點(diǎn)C是 導(dǎo)電接觸孔的形式。
8.一種使用如權(quán)利要求1-7所述的模擬器對(duì)飛機(jī)EICAS告警信息顯示進(jìn)行檢驗(yàn)的方 法，其特征在于，包括如下步驟1)將所述模擬器的插頭連接到飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)插座中；2)將所述模擬器的插座與飛機(jī)EICAS的插頭連接；3)檢測(cè)所述各檢測(cè)點(diǎn)的電平，以確定所述模擬器的工作狀態(tài)正常；4)連通測(cè)試點(diǎn)A和B，觀察EICAS的告警信息顯示，若無告警信息顯示則繼續(xù)檢測(cè)，若 有告警信息顯示，則表明EICAS工作不正常；5)連通測(cè)試點(diǎn)A和C，觀察EICAS的告警字信息顯示，若有告警信息顯示，則表明EICAS 工作正常，若無告警信息顯示，則表明EICAS工作不正常。
全文摘要
本發(fā)明的目的在于提供一種飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)的模擬器，其能夠模擬飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)的脫開操作，該模擬器包括插頭；插座；模擬組件，其用于模擬飛機(jī)的脫開機(jī)構(gòu)；輸出組件，其能夠?qū)⑺雒撻_機(jī)構(gòu)模擬器所模擬的狀態(tài)信號(hào)從所述插座中輸出給EICAS；檢測(cè)組件，其用于檢測(cè)所述脫開機(jī)構(gòu)模擬器的工作狀態(tài)。通過使用本發(fā)明的飛機(jī)脫開機(jī)構(gòu)模擬器，能夠優(yōu)化飛機(jī)EICAS上的告警信號(hào)顯示檢測(cè)試驗(yàn)，避免產(chǎn)生不必要的返工。
文檔編號(hào)G01M99/00GK102092479SQ20101062148
公開日2011年6月15日 申請(qǐng)日期2010年12月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月30日
發(fā)明者孫鼎鈁 申請(qǐng)人:上海飛機(jī)制造有限公司, 中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司