專利名稱：飛機脫開機構(gòu)模擬器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機飛行控制系統(tǒng)的機上功能試驗，特別地，本發(fā)明涉及對飛機 EICAS (Engine Indication And Crew Alerting System，發(fā)動機指示和機組警告系統(tǒng))上 的告警信號顯示檢測試驗。
背景技術(shù)：
飛行控制系統(tǒng)進行機上功能試驗時，要求完成副翼駕駛艙機構(gòu)脫開試驗和升降舵 駕駛艙機構(gòu)脫開試驗。通常，副翼駕駛艙機構(gòu)脫開試驗包括如下步驟1)在進行脫開試驗前檢查EICAS顯示，此時應(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，直到脫開機構(gòu)脫開；4)檢查EICAS顯示，此時EICAS應(yīng)該顯示脫開告警信息“R0LLC0NTR0LS DISCO”。而升降舵駕駛艙機構(gòu)脫開試驗則包括如下步驟1)在進行脫開試驗前檢查EICAS顯示，此時應(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，直到脫開機構(gòu)脫開；3)檢查EICAS顯示，此時應(yīng)顯示脫開告警信息“PITCH C0NTR0LSDISC0”。為完成上述試驗，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， 然而這就會使得艙內(nèi)十分擁擠。另外，上述試驗步驟結(jié)束后，還必須進行升降舵、副翼脫開機構(gòu)恢復(fù)動作，這些恢 復(fù)操作進行起來十分困難，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脫開機構(gòu)的模擬器，其能夠模擬飛機脫開機構(gòu)的 脫開操作，從而優(yōu)化飛機EICAS上的告警信號顯示檢測試驗。為實現(xiàn)上述目的，一種飛機脫開機構(gòu)模擬器，包括插頭，其能夠與飛機上的脫開機構(gòu)插座連接；插座，其能夠與飛機上的EICAS的插頭連接；模擬組件，其用于模擬飛機脫開機構(gòu)的狀態(tài)并輸出相應(yīng)的狀態(tài)信號，該模擬組件 包括測試點A、測試點B和測試點C，其中，當(dāng)所述測試點A和測試點C連通時，所述模擬組 件輸出正常信號，當(dāng)所述測試點A和測試點B連通時，所述模擬組件輸出告警信號；輸出組件，其能夠?qū)⑺瞿M組件輸出的狀態(tài)信號傳輸?shù)剿瞿M器的插座，并 經(jīng)所述模擬器的插座輸入到EICAS，；檢測組件，其用于檢測所述脫開機構(gòu)模擬器的工作狀態(tài)，該檢測組件與所述模擬 器的插頭連接，包括檢測點A、檢測點B、和檢測點C，其分別與所述測試點A、測試點B和測 試點C對應(yīng)。
特別地，所述測試點A、測試點B和測試點C可以是觸點形式，或者所述測試點A、 測試點B和測試點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試點A和C或測 試點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試點 A連接，另一端在所述測試點B和C之間可選擇地連接。特別地，所述檢測點A、檢測點B和檢測點C可以是觸點形式?；蛘?，所述檢測點 A、檢測點B和檢測點C可以是導(dǎo)電接觸孔的形式。在使用本發(fā)明所述的模擬器對飛機EICAS告警信息顯示進行檢驗的方法包括如 下步驟1)將所述模擬器的插頭連接到飛機脫開機構(gòu)插座中；2)將所述模擬器的插座與飛機EICAS的插頭連接；3)檢測所述各檢測點的電平，以確定所述模擬器的工作狀態(tài)正常；4)連通測試點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，若有告警信息顯示，則表明EICAS工作不正常；5)連通測試點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)明的模擬器進行的對飛機EICAS上的告警信號顯示檢測試驗 無需在駕駛艙內(nèi)設(shè)置多余的部件，并且也無需進行特別的恢復(fù)操作，從而優(yōu)化檢測試驗程 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是升降舵脫開機構(gòu)電路原理圖；圖4是副翼脫開機構(gòu)電路原理圖。
具體實施例方式根據(jù)升降舵、副翼脫開機構(gòu)的工作原理，脫開機構(gòu)就相當(dāng)一個開關(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顯 示檢測試驗，而下半部分用于檢測升降舵、副翼脫開機構(gòu)在脫開前后的輸出信號是否正確 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 組件。另外，所述模擬器還包括與飛機上的脫開機構(gòu)插座連接的插頭和與飛機上的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)明的一個實施例中，所述模擬組件包括所述模一個開關(guān)裝 置1，該開關(guān)裝置1引出三個觸點，分別為測試點A、測試點B和測試點C，它們?yōu)槊撻_機構(gòu)模 擬器的狀態(tài)信號輸出點。而所述輸出組件為多根分別對應(yīng)測試點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)即為脫開機構(gòu)正常狀態(tài)，其中測試點B點打開，測試點C點閉合，測試點A、C點連通此時通過電纜在插座2輸出的信號為脫開機構(gòu)的正常信號，此時 EICAS上應(yīng)無告警信號顯示。當(dāng)需要模擬脫開機構(gòu)脫開狀態(tài)時，測試點B點閉合，測試點C點 打開，測試點A、B點連通，此時通過電纜在插座2輸出的信號為脫開機構(gòu)的脫開信號，EICAS 上應(yīng)有告警信號顯示，即有脫開告警信息“PITCH CONTROLS DISCO”或“ROLL CONTROLS DISCO”。在本發(fā)明的實施例中，所述插座的型號為R5-2774。開關(guān)設(shè)在不同位置就可模擬升降舵、副翼脫開機構(gòu)在不同工作狀態(tài)，輸出升降舵、 副翼脫開機構(gòu)脫開前/后不同的輸出信號，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)生對應(yīng)的告警信號。如圖1和2所示，模擬器的下半部分主要是檢測組件，其用于檢測升降舵、副翼脫 開機構(gòu)在脫開前后的輸出信號是否正確之用，也就是為檢測脫開機構(gòu)是否正常之用的。通 過電纜把插頭3連接到脫開機構(gòu)的插座上，則可完成對飛機上升降舵、副翼脫開機構(gòu)的檢 測。只要脫開機構(gòu)是好的，在飛控系統(tǒng)功能試驗時，就可確保使用模擬器替代升降舵、副翼 脫開機構(gòu)，檢測EICAS上告警信號的正確性了。在本發(fā)明的實施例中，所述插頭的型號為 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、副翼脫開機構(gòu)安裝在飛機上，脫 開機構(gòu)的A點都是接“地”的，即為“0”電平。只要把升降舵、副翼脫開機構(gòu)模擬器插頭3連 接到飛機上脫開機構(gòu)的插座上，升降舵、副翼脫開機構(gòu)模擬器的A點電位應(yīng)為“0”低電平。如圖1-2所示，在本發(fā)明的實施例中，該檢測組件包括三個測試孔，它們分別為檢 測點A、B、C，該檢測點A、B、C分別與所述測試點A、B、C對應(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與所述飛機的插座連通。利用模擬器下半部的檢測點B、A、C就可以對脫開機構(gòu)進行檢測。當(dāng)脫開機構(gòu)在正 常狀態(tài)時，檢測點B為高電平，檢測點C與A同電位為“0”低電平。當(dāng)脫開機構(gòu)到脫開狀態(tài) 時，檢測點C應(yīng)為高電平，檢測點B與A同電位為“0”低電平。若試驗中獲得以上結(jié)果，證 明升降舵/副翼脫開機構(gòu)正常。在飛控系統(tǒng)功能試驗時，就可以使用模擬器替代升降舵、副 翼脫開機構(gòu)，檢測EICAS上告警信號的正確性了。在飛機上的插頭中，A點都是接“地”的，即為“0”電平。這就保證了升降舵、副翼 脫開機構(gòu)模擬器的A點電位應(yīng)為“0”低電平。通過電纜將升降舵、副翼脫開機構(gòu)模擬器的插座2與飛機上的插頭連接，就可以 把脫開機構(gòu)模擬器的輸出的信號傳輸?shù)紼ICAS的電路中，產(chǎn)生相應(yīng)的告警信號。當(dāng)模擬器上選擇開關(guān)裝置1在正常位置(模擬升降舵、副翼脫開機構(gòu)正常狀態(tài))。 測試點B斷開為高電平；測試點C與A連接，同電位為“0”低電平。測試點B和C輸出的信 號通過連接器傳輸?shù)紼ICAS的電路中，此時，駕駛艙EICAS顯示畫面上無告警信號。將模擬器上選擇開關(guān)裝置1放到脫開位置(模擬升降舵、副翼脫開機構(gòu)脫開狀 態(tài))。測試點C斷開為高電平；測試點B與A連接，同電位為“0”低電平。測試點B和C的 輸出的信號通過連接器傳輸?shù)紼ICAS的電路中，此時，駕駛艙EICAS顯示畫面上有告警信 號。執(zhí)行副翼系統(tǒng)功能試驗時，出現(xiàn)脫開告警信息“ROLL CONTROLS DISCO”。執(zhí)行升降舵系 統(tǒng)功能試驗時，出現(xiàn)脫開告警信息“PITCH CONTROLS DISCO”。則驗證了 EICAS上告警信號 的正確性。本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容及技術(shù)特點已揭示如上，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)人員可以對上述結(jié)構(gòu)作各種變化和改進，但都屬于本發(fā)明的保護范圍。上 述實施例的描述是例示性的而不是限制性的，本發(fā)明的保護范圍由權(quán)利要求所確定。
權(quán)利要求
1.一種飛機脫開機構(gòu)模擬器，其特征在于，包括插頭，其能夠與飛機上的脫開機構(gòu)插座連接；插座，其能夠與飛機上的EICAS的插頭連接；模擬組件，其用于模擬飛機脫開機構(gòu)的狀態(tài)并輸出相應(yīng)的狀態(tài)信號，該模擬組件包括 測試點A、測試點B和測試點C，其中，當(dāng)所述測試點A和測試點C連通時，所述模擬組件輸 出正常信號，當(dāng)所述測試點A和測試點B連通時，所述模擬組件輸出告警信號；輸出組件，其能夠?qū)⑺瞿M組件輸出的狀態(tài)信號傳輸?shù)剿瞿M器的插座，并經(jīng)所 述模擬器的插座輸入到EICAS，；檢測組件，其用于檢測所述脫開機構(gòu)模擬器的工作狀態(tài)，該檢測組件與所述模擬器的 插頭連接，包括檢測點A、檢測點B、和檢測點C，其分別與所述測試點A、測試點B和測試點 C對應(yīng)。
2.如權(quán)利要求1所述的模擬器，其特征在于，所述測試點A、測試點B和測試點C是觸 點形式。
3.如權(quán)利要求1所述的模擬器，其特征在于，所述測試點A、測試點B和測試點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 置能擇一地連通測試點A和C或測試點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試點A連接，另一端在所述測試點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，所述檢測點A、檢測點B和檢測點C是 觸點形式。
7.如權(quán)利要求1-3所述的模擬器，其特征在于，所述檢測點A、檢測點B和檢測點C是 導(dǎo)電接觸孔的形式。
8.一種使用如權(quán)利要求1-7所述的模擬器對飛機EICAS告警信息顯示進行檢驗的方 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脫開機構(gòu)插座中；2)將所述模擬器的插座與飛機EICAS的插頭連接；3)檢測所述各檢測點的電平，以確定所述模擬器的工作狀態(tài)正常；4)連通測試點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，若 有告警信息顯示，則表明EICAS工作不正常；5)連通測試點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脫開機構(gòu)的模擬器，其能夠模擬飛機脫開機構(gòu)的脫開操作，該模擬器包括插頭；插座；模擬組件，其用于模擬飛機的脫開機構(gòu)；輸出組件，其能夠?qū)⑺雒撻_機構(gòu)模擬器所模擬的狀態(tài)信號從所述插座中輸出給EICAS；檢測組件，其用于檢測所述脫開機構(gòu)模擬器的工作狀態(tài)。通過使用本發(fā)明的飛機脫開機構(gòu)模擬器，能夠優(yōu)化飛機EICAS上的告警信號顯示檢測試驗，避免產(chǎn)生不必要的返工。
文檔編號G01M99/00GK102092479SQ20101062148
公開日2011年6月15日 申請日期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 申請人:上海飛機制造有限公司, 中國商用飛機有限責(zé)任公司