飛機空速系統(tǒng)遲滯時間測量裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，包括：數(shù)據(jù)輸入模塊；連接于數(shù)據(jù)輸入模塊輸出端的壓力源；用于連接于壓力源的輸出端的第一壓力傳感器，第一壓力傳感器的輸出端用于連接于壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端，壓力傳輸系統(tǒng)包括壓力管路；用于連接于壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端和第一壓力傳感器的輸出端的延遲時間采集模塊，第一壓力傳感器的輸出端輸出壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端的壓力－時間曲線表，壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端輸出壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端的壓力－時間曲線表；延遲時間采集模塊采集壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端和輸出端的壓力－時間曲線表，并且比較壓力－時間曲線表，從而得到壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間。
【專利說明】飛機空速系統(tǒng)遲滯時間測量裝置
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，尤其涉及一種飛機空速系統(tǒng)遲滯時間的測量裝置，可測量飛機空速系統(tǒng)中的壓力管路的遲滯系數(shù)，還可測量包含壓力探頭、壓力管路、大氣數(shù)據(jù)計算機的空速系統(tǒng)的遲滯時間。
【背景技術】
[0002]飛機在飛行時需要獲取高度，空速，升降速度，馬赫數(shù)等等的數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)通過大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)獲取。傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由全靜壓傳感器、全靜壓管路和大氣數(shù)據(jù)計算機組成。全靜壓傳感器安裝在機體外部，主要用于準確收集氣流的全壓(總壓)和靜壓，全壓孔用來收集氣流的全壓，全壓孔位于全靜壓傳感器中正對氣流方向，空氣流至全壓孔時，完全受阻，流速為零，因而得到氣流的全壓。靜壓孔用來收集氣流的靜壓，靜壓孔位于機身周圍沒有紊流的地方，靜壓經(jīng)靜壓管路進入大氣數(shù)據(jù)計算機。大氣數(shù)據(jù)計算機通過對全靜壓傳感器和全靜壓管路收集到的全壓和靜壓進行解算，得到飛機重要的參數(shù)如高度，空速，升降速度，馬赫數(shù)等等。傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的缺陷也十分明顯，首先全靜壓管路存在壓力延遲，若飛機當前壓力變化較快，會出現(xiàn)飛行指示空速或高度滯后于實際飛機空速或高度，對于民航客機，這種情況主要影響地面起飛滑跑，由于飛機起飛時，總壓變化較快，管路的遲滯對起飛速度和滑跑距離有著直接的影響。
[0003]所以，對于飛機的適航取證，F(xiàn)AA (美國聯(lián)邦航空管理局)頒布了針對于25部的飛機適航性要求的修正案25-109:運輸類飛機空速指示系統(tǒng)要求。修正案明確在1323條款中增加空速遲滯的新要求:確?？账僦甘鞠到y(tǒng)延遲的影響不會造成明顯空速指示偏離(在起飛期間)，或明顯的誤差(在起飛或加速一停止距離時)。
[0004]FAA AC25-7A中建議，按25.1323(G)的規(guī)定在起飛或加速一停止距離時，由于空速系統(tǒng)的延遲導致飛機指示空速滯后于實際空速超過3節(jié)或者由于延遲導致實際飛機滑跑距離增加超過100英尺就是明顯的。這就要求，按照25部進行適航取證的飛機必須能夠獲取其準確的空速系統(tǒng)遲滯時間。
[0005]目前民用飛機主機廠進行飛機空速系統(tǒng)的遲滯時間測量方法為:在測試之前，在飛機的全靜壓探頭附近加裝測試用總壓傳感器探頭，直接對加裝的總壓傳感器探頭的測量結果進行抽引，從而能夠實時測量飛機當前真實總壓，另外在飛機駕駛艙加裝座艙高速攝像頭，拍攝駕駛艙空速顯示器，空速顯示器的數(shù)據(jù)來源于飛機的全靜壓探頭。測試時，令飛機按照正常起飛程序進行滑跑試驗，對加裝的總壓傳感器探頭與飛機全靜壓探頭同時進行總壓測量。試驗后將加裝的總壓傳感器的數(shù)值與攝像頭拍攝的空速值進行對比，獲取空速系統(tǒng)遲滯時間，即加裝的總壓傳感器獲得數(shù)據(jù)的時間與駕駛艙顯示器顯示全靜壓探頭的數(shù)據(jù)的時間的時間差。但是此方法需要對飛機進行測試改裝，例如加裝總壓傳感器探頭和座艙高速攝像頭，并且要在跑道上進行滑跑，試驗成本大，試驗要求高，試驗所需條件苛刻。

【發(fā)明內容】
[0006]本發(fā)明要解決的技術問題是低成本獲取精確的飛機空速系統(tǒng)遲滯時間。
[0007]為此，提供一種用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，所述測量裝置包括:數(shù)據(jù)輸入模塊；輸入端連接于所述數(shù)據(jù)輸入模塊輸出端的壓力源，所述壓力源根據(jù)輸入所述數(shù)據(jù)輸入模塊中的數(shù)據(jù)形成預定的壓力；輸入端連接于所述壓力源的輸出端的第一壓力傳感器，所述第一壓力傳感器的輸出端用于連接于所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端，所述壓力傳輸系統(tǒng)包括壓力管路；以及輸入端用于連接于所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端和第一壓力傳感器的輸出端的延遲時間采集模塊；其中所述第一壓力傳感器檢測所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端的壓力一時間曲線表，所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端輸出壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端的壓力一時間曲線表；所述數(shù)據(jù)輸入模塊、所述壓力源、所述第一壓力傳感器、所述壓力傳輸系統(tǒng)和所述延遲時間采集模塊被激通以形成壓力傳輸系統(tǒng)測試通路；在壓力傳輸系統(tǒng)測試通路中，所述延遲時間采集模塊采集所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，并且比較壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，從而得到壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間。
[0008]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述壓力傳輸系統(tǒng)為飛機的被測空速系統(tǒng)，所述數(shù)據(jù)輸入模塊為飛行數(shù)據(jù)輸入模塊。
[0009]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述被測空速系統(tǒng)包括被測飛機壓力探頭和被測大氣計算機，所述壓力管路包括被測壓力管路，所述大氣計算機輸出所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端的壓力一時間曲線表。
[0010]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，還包括用于連接在所述被測大氣計算機與所述延遲時間采集模塊之間的ARINC總線采集模塊，用于對所述大氣數(shù)據(jù)計算機的輸出數(shù)據(jù)進行采集解碼。
[0011]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，還包括:
[0012]輸入端連接于所述壓力源輸出端的氣室；輸入端連接于所述氣室輸出端的第二壓力傳感器，所述第二壓力傳感器的輸出端用于連接于壓力管路的輸入端和所述延遲時間采集模塊的輸入端；輸入端用于連接于所述壓力管路的輸出端的第三壓力傳感器，第三壓力傳感器的輸出端用于連接于所述延遲時間采集模塊的輸入端；所述氣室的容積大于所述壓力管路的內容積，并能夠向壓力管路輸出預設的階躍壓力；所述第二壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸入端的壓力一時間曲線表，所述第三壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表；所述數(shù)據(jù)輸入模塊、所述壓力源、所述氣室、所述第二壓力傳感器、所述壓力管路，所述第三壓力傳感器和所述延遲時間采集模塊被激通以形成壓力管路測試通路；在壓力管路測試通路中，所述延遲時間采集模塊采集所述壓力管路的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，并且比較所述輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，從而得到壓力管路的遲滯時間。
[0013]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，在所述氣室和第二壓力傳感器之間有一個可控制的閥門，用于隔離氣室和壓力管路之間的氣體連通，通過控制壓力源使閉合的閥門兩邊達到所需階躍壓力差，閥門打開后在所述壓力管路的輸入端形成具有所需階躍壓力差的階躍壓力。
[0014]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述氣室的容積大于或等于100倍的所述壓力管路內容積。[0015]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述延遲時間采集模塊輸出在壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表中在階躍壓力壓差的63.2%處的遲滯時間為所述壓力管路的遲滯系數(shù)。
[0016]根據(jù)上述的壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述延遲時間采集模塊輸出所述壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的五分之一的數(shù)值為所述壓力管路的遲滯系數(shù)。
[0017]根據(jù)本發(fā)明的技術原理，還提供一種用于測量壓力傳輸系統(tǒng)中的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，所述測量裝置包括:數(shù)據(jù)輸入模塊；輸入端連接于所述數(shù)據(jù)輸入模塊輸出端的壓力源；輸入端連接于所述壓力源輸出端的氣室；輸入端連接于所述氣室輸出端的第一壓力傳感器，所述第一壓力傳感器的輸出端用于連接于所述壓力管路的輸入端；輸入端用于連接于所述壓力管路的輸出端的第二壓力傳感器；輸入端連接于所述第一壓力傳感器的輸出端和所述第二壓力傳感器的輸出端的延遲時間采集模塊；所述氣室的容積大于所述壓力管路的內容積，并能夠向所述壓力管路輸出預設的階躍壓力；所述第一壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸入端的壓力一時間曲線表，所述第二壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表；所述數(shù)據(jù)輸入模塊、所述壓力源、所述氣室、所述第一壓力傳感器、所述壓力管路、所述第二壓力傳感器和所述延遲時間采集模塊被激通以形成壓力管路測試通路；所述延遲時間采集模塊采集所述壓力管路的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，并且比較輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，從而得到所述壓力管路的遲滯時間。
[0018]根據(jù)上述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述壓力傳輸系統(tǒng)為飛機的被測空速系統(tǒng)，所述壓力管路包括被測壓力管路，所述數(shù)據(jù)輸入模塊為飛行數(shù)據(jù)輸入模塊。
[0019]根據(jù)上述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，較佳地，在所述氣室和第一壓力傳感器之間有一個可控制的閥門，用于隔離氣室和壓力管路之間的氣體連通，通過控制壓力源使閉合的閥門兩邊達到所需階躍壓力差，閥門打開后在所述壓力管路的輸入端形成具有所需階躍壓力差的階躍壓力。
[0020]根據(jù)上述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述氣室的容積大于或等于100倍的所述壓力管路內容積。
[0021]根據(jù)上述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述延遲時間采集模塊輸出在壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表中在階躍壓力壓差的63.2%處的遲滯時間為所述壓力管路的遲滯系數(shù)。
[0022]根據(jù)上述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，較佳地，所述延遲時間采集模塊輸出所述壓力管路的遲滯系數(shù)的5倍的數(shù)值為所述壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0023]圖1是根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的示意框圖；
[0024]圖2是根據(jù)本發(fā)明的第二實施例的示意框圖；
[0025]圖3是根據(jù)本發(fā)明的第三實施例的示意框圖；
[0026]圖4是示出了根據(jù)本發(fā)明的實施例中的氣室所產(chǎn)生的階躍壓力和所述階躍壓力所形成的壓力管路輸出端的壓力。[0027]【具體實施方式】
[0028]如圖1所示，被測的空速系統(tǒng)是飛機本身的一部分的裝置。被測的壓力管路將被測的飛機壓力探頭處的壓力傳導到被測的大氣計算機，由計算機檢測和計算出飛機壓力探頭處的壓力一時間曲線表。
[0029]如圖1所示，該圖示出了本發(fā)明的空速系統(tǒng)遲滯時間測量裝置的模塊圖。該測量裝置包括飛行數(shù)據(jù)輸入模塊、壓力源、氣室、壓力傳感器1、壓力傳感器2、壓力傳感器3、ARINC總線采集模塊和延遲時間采集模塊。該測量裝置可被分別連接于飛機的被測空速系統(tǒng)和被測壓力管路，根據(jù)不同的通路被激通可用來分別測量空速系統(tǒng)遲滯時間和壓力管路的遲滯系數(shù)。
[0030]如圖2所示，該圖黑線部分示出了本發(fā)明的測量裝置用于測量空速系統(tǒng)遲滯時間的模塊圖。飛行數(shù)據(jù)輸入模塊連接于壓力源，壓力源連接于壓力傳感器1，壓力傳感器I和ARINC總線采集模塊分別連接于延遲時間采集模塊，這樣構造的通路20用來測量空速系統(tǒng)遲滯時間，此時，將被測空速系統(tǒng)連接在壓力傳感器I和ARINC總線采集模塊之間。
[0031]如圖3所示，該圖黑線部分示出了本發(fā)明的測量裝置用于測量壓力管路的遲滯系數(shù)的模塊圖。飛行數(shù)據(jù)輸入模塊連接于壓力源，壓力源連接于氣室，氣室連接于壓力傳感器2，壓力傳感器2和壓力傳感器3分別連接于延遲時間采集模塊，這樣構造的通路30用來測量壓力管路的遲滯系數(shù)，此時，將被測壓力管路連接在壓力傳感器2和壓力傳感器3之間。
[0032]測暈裝置的模塊
[0033]飛行數(shù)據(jù)輸入模塊可將飛機上以任意頻率采集的飛機高度、速度數(shù)據(jù)轉換為控制信號對壓力源進行控制，使壓力源根據(jù)設定的目標總壓、靜壓壓力值大小、壓力變化率輸出總壓和靜壓。設置在壓力源上游的飛行數(shù)據(jù)輸入模塊可根據(jù)人工設置的空速、高度數(shù)據(jù)，自動轉換為壓力源所能處理的壓力控制信號，使壓力源能夠輸出所需壓力，由此壓力源模擬產(chǎn)生等同于飛行數(shù)據(jù)的壓力變化輸出。設置在壓力管路測量通路30中的氣室是一個容積大于被測系統(tǒng)的壓力管路內容積的氣罐，例如，氣室的容積大于或等于100倍被測系統(tǒng)的壓力管路內容積。氣室和壓力源可共同產(chǎn)生接近于理想階躍壓力的壓力輸出。壓力傳感器I用于測量被測空速系統(tǒng)的輸入端的壓力，壓力傳感器2用于測量被測壓力管路輸入端的壓力，壓力傳感器3用于測量被測壓力管路輸出端的壓力。由于大氣數(shù)據(jù)計算機是通過ARINC總線(ARINC是航空領域常用的總線協(xié)議，Aeronautical Radio Incorporated)輸出數(shù)據(jù)，所以測試裝置還設置ARINC總線采集模塊對大氣數(shù)據(jù)計算機的輸出數(shù)據(jù)進行采集解碼，采集模塊用于記錄被測大氣計算機的總線輸出的數(shù)據(jù)。延遲時間采集模塊用于采集被測壓力管路或者被測空速系統(tǒng)的輸入端和輸出端的壓力-時間曲線，并進行比較，獲取壓力變化全過程中任一點的延遲時間，即同一壓力值出現(xiàn)在輸入端和輸出端的時間差。
[0034]在圖2中，壓力傳感器I和被測飛機壓力探頭分別用于實時測量被測壓力管路的輸入壓力值，壓力探頭獲得的輸入壓力值通過壓力管路傳輸?shù)酱髿庥嬎銠C。在圖3中，壓力傳感器2和3分別用于實時測量被測壓力管路的輸入壓力值和輸出壓力值。
[0035]使用該裝置，可實現(xiàn)在地面模擬進行壓力延遲時間測量試驗，無需在飛機上進行測試改裝及滑跑或飛行試驗，可節(jié)省大量的試驗成本，且該裝置測量精度高，誤差小，保證測量的精確性。其次，該裝置可將實際飛機滑跑或飛行的飛行數(shù)據(jù)進行處理，按照飛機飛行數(shù)據(jù)模擬真實飛機飛行環(huán)境壓力變化情況，保證該裝置測量結果的真實性，第三，該測試裝置還可產(chǎn)生階躍壓力輸入，用于測量管路遲滯系數(shù)。遲滯系數(shù)是反映壓力在管路中傳導快慢特性的參數(shù)，壓力管路的總遲滯時間基本上為5倍的遲滯系數(shù)。
[0036]下面通過實施例來描述圖2所示的空速系統(tǒng)測試通路20和圖3所示的壓力管路測試通路30。
[0037]在對空速系統(tǒng)進行遲滯時間測量時，首先如圖2所示將飛機的被測空速系統(tǒng)連接到該測試裝置，被測空速系統(tǒng)包括全靜壓探頭(即圖中的被測飛機壓力探頭)、飛機全靜壓管路(即圖中的被測壓力管路)、飛機大氣數(shù)據(jù)計算機(即圖中的被測大氣計算機)，由此形成從飛行數(shù)據(jù)輸入模塊、壓力源、壓力傳感器1、被測飛機壓力探頭、被測壓力管路、被測大氣計算機、ARINC總線采集模塊、至延遲時間采集模塊以及壓力傳感器I另外還連接于延遲時間采集模塊的空速系統(tǒng)測試通路20，如圖2所示。然后，將實際飛行數(shù)據(jù)(比如飛機上以4HZ頻率采集的飛機飛行某階段的飛行數(shù)據(jù))以數(shù)據(jù)表格形式輸入飛行數(shù)據(jù)輸入模塊，啟動測試裝置，被測空速系統(tǒng)測試通路20被激活，如圖2所示，延遲時間采集模塊將在測量結束后，輸出分別由壓力傳感器I和大氣計算機獲取的被測空速系統(tǒng)輸入和輸出端的壓力-時間曲線，操作人可輸入試驗中任意時刻或任意空速，即可獲取該時刻或空速處的延遲時間。
[0038]在對壓力管路進行遲滯系數(shù)測量時，首先將飛機壓力管路連接到該測試裝置，由此形成從飛行數(shù)據(jù)輸入模塊、壓力源、氣室、壓力傳感器2、被測壓力管路、壓力傳感器3、至延遲時間采集模塊以及壓力傳感器2另外還連接于延遲時間采集模塊的壓力管路測試通路30，如圖3所示。將起始壓力值和階躍壓力值輸入到飛行數(shù)據(jù)輸入模塊，啟動測試裝置，被測壓力管路測試通路30被激活，如圖3所示，測試裝置會通過氣室向被測壓力管路輸出預設的階躍壓力。延遲時間采集模塊在測量結束后，輸出被測壓力管路分別由壓力傳感器2和壓力傳感器3獲取的輸入和輸出端的壓力-時間曲線，并同時輸出該被測壓力管路的遲滯系數(shù)值，較佳地，該遲滯系數(shù)值是輸出端的壓力-時間曲線中在起始壓力值和階躍壓力值的壓差的63.2%處的延遲時間。
[0039]圖3所示的通路30中壓力輸入數(shù)據(jù)有兩個，起始壓力值和階躍壓力值。先輸入起始壓力值，即起始壓力值是階躍壓力的起點。在氣室和壓力傳感器2之間有一個電子控制的閥門，用于隔離氣室和壓力管路之間的氣體連通，通過控制壓力源使閉合的閥門兩邊達到所需階躍壓力差，閥門打開后在所述壓力管路的輸入端形成具有所需階躍壓力差的階躍壓力。例如在測試開始前，在被測壓力管路中充入一個較低的壓力(為了理解方便，假設是I千帕的壓力，如圖4所示，實際上并不一定是這個數(shù)據(jù)，甚至也可以是零)，然后在氣室中充入較高的壓力(同樣假設3千帕的壓力，如圖4所示)，壓力源與氣室之間用電子控制的閥門隔離，這個閥門可通過計算機瞬間打開，然后在被測壓力管路的輸入端就瞬間形成了具有一個壓力差(該假設為2千帕，如圖4所示)的階躍壓力。由于氣室的容積遠遠大于被測壓力管路的內容積，所以最終氣室和被測壓力管路的壓力平衡后，整個系統(tǒng)中的壓力還能基本保持上述的較大壓力。最后，對圖4所示的階躍壓力而言，延遲時間采集模塊在測量結束后，輸出被測壓力管路分別由壓力傳感器2和壓力傳感器3獲取的輸入端的壓力-時間曲線(如圖4中輸入端階躍壓力曲線所示)和輸出端的壓力-時間曲線(如圖4中輸出端壓力曲線所示)，并同時輸出該被測壓力管路的遲滯系數(shù)值。在輸出端的壓力-時間曲線中，在起始壓力值和階躍壓力值的壓力差的63.2%處的時間或時間差為最精確的遲滯系數(shù)?？傔t滯時間T基本上等于5倍的該遲滯系數(shù)t。
[0040]由此，圖2所示通路20可以測試飛機完整空速系統(tǒng)的遲滯時間，可用于驗證飛機是否滿足FAA適航規(guī)章的要求。圖3所示通路30可以測試飛機壓力管路的遲滯系數(shù)，可用于研究物理管路的延遲特性。
[0041]從上述說明中可以得知總遲滯時間T與遲滯系數(shù)t的關系，即
[0042]T = 5t。
[0043]上述示例性的實施例示出了解決本發(fā)明要解決的技術問題的技術方案中的一個實施例。在該實施例的示例下，其它符合本發(fā)明原理的等效和類似的手段都屬于本發(fā)明保護的范圍中。本發(fā)明的原理是，不需要對飛機進行測試改裝，在測試場地測試被測壓力管路的輸入端和輸出端的時間一壓力曲線，來獲取空速系統(tǒng)的遲滯時間和壓力管路的遲滯系數(shù)。例如，從上文中得知，空速系統(tǒng)的遲滯時間和壓力管路的遲滯系數(shù)的兩個測試可以在圖2所示的空速系統(tǒng)測試通路20中完成，也可以在圖3所示的壓力管路測試通路30中完成。這也在發(fā)明的范圍之內。
【權利要求】
1.一種用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，所述測量裝置包括: 數(shù)據(jù)輸入模塊； 輸入端連接于所述數(shù)據(jù)輸入模塊輸出端的壓力源，所述壓力源根據(jù)輸入所述數(shù)據(jù)輸入模塊中的數(shù)據(jù)形成預定的壓力； 輸入端連接于所述壓力源的輸出端的第一壓力傳感器，所述第一壓力傳感器的輸出端用于連接于所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端，所述壓力傳輸系統(tǒng)包括壓力管路；以及 輸入端用于連接于所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端和第一壓力傳感器的輸出端的延遲時間采集模塊；其中所述第一壓力傳感器檢測所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端的壓力一時間曲線表，所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端輸出壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端的壓力一時間曲線表；所述數(shù)據(jù)輸入模塊、所述壓力源、所述第一壓力傳感器、所述壓力傳輸系統(tǒng)和所述延遲時間采集模塊被激通以形成壓力傳輸系統(tǒng)測試通路(20)； 在壓力傳輸系統(tǒng)測試通路(20)中，所述延遲時間采集模塊采集所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，并且比較壓力傳輸系統(tǒng)的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，從而得到壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間。
2.如權利要求1所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述壓力傳輸系統(tǒng)為飛機的被測空速系統(tǒng)，所述數(shù)據(jù)輸入模塊為飛行數(shù)據(jù)輸入模塊。
3.如權利要求2所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述被測空速系統(tǒng)包括被測飛機壓力探頭和被測大氣計算機，所述壓力管路包括被測壓力管路，所述大氣計算機輸出所述壓力傳輸系統(tǒng)的輸出端的壓力一時間曲線表。
4.如權利要求3所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，還包括用于連接在所述被測·大氣計算機與所述延遲時間采集模塊之間的ARINC總線采集模塊，用于對所述大氣數(shù)據(jù)計算機的輸出數(shù)據(jù)進行采集解碼。
5.如權利要求1一 4中的任何一項所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，還包括: 輸入端連接于所述壓力源輸出端的氣室； 輸入端連接于所述氣室輸出端的第二壓力傳感器，所述第二壓力傳感器的輸出端用于連接于壓力管路的輸入端和所述延遲時間采集模塊的輸入端； 輸入端用于連接于所述壓力管路的輸出端的第三壓力傳感器，第三壓力傳感器的輸出端用于連接于所述延遲時間采集模塊的輸入端； 所述氣室的容積大于所述壓力管路的內容積，并能夠向壓力管路輸出預設的階躍壓力； 所述第二壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸入端的壓力一時間曲線表，所述第三壓力傳感器(3)檢測所述壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表； 所述數(shù)據(jù)輸入模塊、所述壓力源、所述氣室、所述第二壓力傳感器、所述壓力管路，所述第三壓力傳感器和所述延遲時間采集模塊被激通以形成壓力管路測試通路(30); 在壓力管路測試通路(30)中，所述延遲時間采集模塊采集所述壓力管路的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，并且比較所述輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，從而得到壓力管路的遲滯時間。
6.如權利要求5所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，在所述氣室和第二壓力傳感器之間有一個可控制的閥門，用于隔離氣室和壓力管路之間的氣體連通，通過控制壓力源使閉合的閥門兩邊達到所需階躍壓力差，閥門打開后在壓力管路的輸入端形成具有所需階躍壓力差的階躍壓力。
7.如權利要求6所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述氣室的容積大于或等于100倍的所述壓力管路內容積。
8.如權利要求7所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述延遲時間采集模塊輸出在壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表中在階躍壓力壓差的63.2%處的遲滯時間為所述壓力管路的遲滯系數(shù)。
9.如權利要求1一4中的任何一項所述的用于測量壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述延遲時間米集模塊輸出所述壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間的五分之一的數(shù)值為所述壓力管路的遲滯系數(shù)。
10.一種用于測量壓力傳輸系統(tǒng)中的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，所述測量裝置包括: 數(shù)據(jù)輸入模塊； 輸入端連接于所述數(shù)據(jù)輸入模塊輸出端的壓力源； 輸入端連接于所述壓力源輸出端的氣室； 輸入端連接于所述氣室輸出端的第一壓力傳感器，所述第一壓力傳感器的輸出端用于連接于所述壓力管路的輸入端； 輸入端用于連接于所述壓力管路的輸出端的第二壓力傳感器； 輸入端連接于所述第一壓·力傳感器的輸出端和所述第二壓力傳感器的輸出端的延遲時間采集模塊； 所述氣室的容積大于所述壓力管路的內容積，并能夠向所述壓力管路輸出預設的階躍壓力； 所述第一壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸入端的壓力一時間曲線表，所述第二壓力傳感器檢測所述壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表； 所述數(shù)據(jù)輸入模塊、所述壓力源、所述氣室、所述第一壓力傳感器、所述壓力管路、所述第二壓力傳感器和所述延遲時間采集模塊被激通以形成壓力管路測試通路(30)； 所述延遲時間采集模塊采集所述壓力管路的輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，并且比較輸入端和輸出端的壓力一時間曲線表，從而得到所述壓力管路的遲滯時間。
11.如權利要求10所述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述壓力傳輸系統(tǒng)為飛機的被測空速系統(tǒng)，所述壓力管路包括被測壓力管路，所述數(shù)據(jù)輸入模塊為飛行數(shù)據(jù)輸入模塊。
12.如權利要求11所述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，在所述氣室和第一壓力傳感器之間有一個可控制的閥門，用于隔離氣室和壓力管路之間的氣體連通，通過控制壓力源使閉合的閥門兩邊達到所需階躍壓力差，閥門打開后在所述壓力管路的輸入端形成具有所需階躍壓力差的階躍壓力。
13.如權利要求12所述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述氣室的容積大于或等于100倍的所述壓力管路內容積。
14.如權利要求10- 13任何一項所述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述延遲時間采集模塊輸出在壓力管路的輸出端的壓力一時間曲線表中在階躍壓力壓差的63.2%處的遲滯時間為所述壓力管路的遲滯系數(shù)。
15.如權利要求14所述的壓力管路的遲滯時間的測量裝置，其特征在于，所述延遲時間采集模塊輸出所述壓力管路·的遲滯系數(shù)的5倍的數(shù)值為所述壓力傳輸系統(tǒng)的遲滯時間。
【文檔編號】G01D21/00GK103852101SQ201410058015
【公開日】2014年6月11日 申請日期:2014年2月20日 優(yōu)先權日:2014年2月20日
【發(fā)明者】宋歌, 葉軍暉, 張琛, 趙春玲, 嚴林芳, 張克志 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院