一种飞机液压系统功能检测装置的制作方法

1.本实用新型涉及航空技术领域，尤其涉及一种飞机液压系统功能检测装置。


背景技术：

2.飞机液压系统功能包括起落架收放，襟翼收放，前起落架机轮转弯，多用途舱门开关。飞机液压系统可分为电气控制系统部分和液压操纵系统部分，电气控制系统部分是当发生液压系统操作指令时，对液压系统电磁活门进行供电，液压操纵系统是当接收到电信号后，通过油液压力的传递完成液压系统各操纵动作。
3.液压系统作为飞机重要组成部分，液压系统的部附件较多、系统构成复杂，一旦液压系统发生故障，故障源很难判别和查找。传统故障排除方法是通过机上线路短接，检测液压操纵系统油路控制是否正确，从而判定故障源是发生在电气控制系统还是液压操纵系统，但液压系统控制线路复杂，线路短接位置很难确定，此外，短接线裸露在外，易发生不安全事故，短接工作量较大，造成人力资源浪费，查找故障效率不高。


技术实现要素：

4.为了克服现有技术中相关产品的不足，本实用新型提出一种飞机液压系统功能检测装置，在飞机液压系统发生故障时，可以快速判定故障源是发生在电气控制系统还是液压操纵系统。
5.本实用新型提供了一种飞机液压系统功能检测装置，与液压系统电路电性连接，包括：机体，所述机体的面板上分别设置有检测模块以及接头组件，所述检测模块通过接头组件安装连接线缆，并通过连接线缆与液压系统电路电性连接；
6.所述检测模块包括输入模块、控制模块、输出模块以及显示模块；所述显示模块包括六个指示灯，分别为l1、l2、l3、l4、l5、l6；所述输入模块包括电源输入接口、输入开关k1和电压表；所述控制模块包括2个两位控制开关k2、k3以及2个三位控制开关k4、k5；所述输出模块包括4个输出接口m1、m2、m3、m4，分别连接液压系统电路，并控制相应的电磁活门；
7.所述输入开关k1的一端连接电源输入接口的正极，所述输入开关k1的另一端分别连接电压表以及两位控制开关k2、k3和三位控制开关k4、k5；所述电压表的另一端连接电源输入接口的负极；所述两位控制开关k2的另一端分别连接输出接口m1以及指示灯l1，所述两位控制开关k3的另一端分别连接输出接口m2以及指示灯l2，所述三位控制开关k4的另一端分别连接输出接口m3以及指示灯l3、l4，指示灯l3、l4并联，所述三位控制开关k5的另一端分别连接输出接口m3以及指示灯l5、l6，指示灯l5、l6并联，所述指示灯l1、l2、l3、l4、l5、l6的另一端分别连接电源输入接口的负极。
8.在本实用新型的某些实施方式中，所述检测模块上对应于所述显示模块以及控制模块的位置分别设置有标识。
9.在本实用新型的某些实施方式中，所述电源输入接口的供电电压为直流27v。
10.与现有技术相比，本实用新型有以下优点：
11.本实用新型实施例所述飞机液压系统功能检测装置通过模拟机上线路控制程序，检测液压操纵系统功能，可实现液压故障和电气故障的判定路线的剥离，优化调试阶段系统故障分析和排除的流程，降低故障查找难度，确保液压系统可靠性，缩短了飞机液压系统调试周期，节省了成本。
附图说明
12.为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
13.图1为本实用新型所述飞机液压系统功能检测装置的连接示意图；
14.图2为本实用新型所述飞机液压系统功能检测装置的结构示意图；
15.图3为本实用新型所述检测模块的电路参考示意图。
16.附图标记说明：
17.1、检测模块；2、液压系统电路；3、连接线缆；4、机体；5、标识；11、输入模块；12、控制模块；13、输出模块；14、电压表；15、接头组件。
具体实施方式
18.为了使本技术领域的人员更好地理解本实用新型方案，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，附图中给出了本实用新型的较佳实施例。本实用新型可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例，相反地，提供这些实施例的目的是使对本实用新型的公开内容的理解更加透彻全面。
19.参阅图1-3所示，所述飞机液压系统功能检测装置包括机体4，所述机体4的面板上分别设置有检测模块1以及接头组件15，所述检测模块1通过接头组件15安装连接线缆3，并通过连接线缆3与液压系统电路2电性连接；
20.所述检测模块1包括输入模块11、控制模块12、输出模块13以及显示模块；所述显示模块包括六个指示灯，分别为l1、l2、l3、l4、l5、l6；所述输入模块11包括电源输入接口、输入开关k1和电压表14；所述控制模块12包括2个两位控制开关k2、k3以及2个三位控制开关k4、k5；所述输出模块13包括4个输出接口m1、m2、m3、m4，分别连接液压系统电路2，并控制相应的电磁活门，分别对应11型电磁活门、21a型电磁活门、12型电磁活门以及22a型电磁活门。
21.所述输入开关k1的一端连接电源输入接口的正极，所述输入开关k1的另一端分别连接电压表14以及两位控制开关k2、k3和三位控制开关k4、k5；所述电压表14的另一端连接电源输入接口的负极；所述两位控制开关k2的另一端分别连接输出接口m1以及指示灯l1，所述两位控制开关k3的另一端分别连接输出接口m2以及指示灯l2，所述三位控制开关k4的另一端分别连接输出接口m3以及指示灯l3、l4，指示灯l3、l4并联，所述三位控制开关k5的另一端分别连接输出接口m3以及指示灯l5、l6，指示灯l5、l6并联，所述指示灯l1、l2、l3、l4、l5、l6的另一端分别连接电源输入接口的负极。
22.所述电源输入接口的供电电压为直流27v。
23.所述检测模块1上对应于所述显示模块以及控制模块12的位置分别设置有用于标示功能的标识5，便于使用者操作。
24.所述飞机液压系统功能检测装置的具体工作原理如下：
25.1、起落架收放故障的判定：
26.将起落架收放12型电磁活门和11型电磁活门与连接线缆3连接好。操纵功能检测装置面板上11型电磁活门控制开关k2置于“接通”位(l1绿灯亮)，操纵功能检测装置面板上12型电磁活门控制开关k4置于“收起”位(l3绿灯亮)，飞机液压系统接通起落架收起油路，完成起落架收起功能检测。操纵功能检测装置面板上12型电磁活门控制开关k4置于“放下”位(l4绿灯亮)，飞机液压系统接通起落架放下油路，完成起落架放下功能检测。
27.若起落架收放液压操纵系统功能正常，则故障源发生在电气控制系统，若起落架收放液压操纵系统功能异常，则故障源发生在液压操纵系统。
28.2、正常襟翼收放故障的判定：
29.将襟翼正常收放22a型电磁活门与连接线缆3连接好。操纵功能检测装置面板上22a型电磁活门控制开关k5置于“收起”位(l5绿灯亮)，飞机液压系统接通襟翼收起油路，完成襟翼收起功能检测。操纵功能检测装置面板上22a型电磁活门控制开关k5置于“放下”位(l6绿灯亮)，飞机液压系统接通襟翼放下油路，完成襟翼放下功能检测。
30.若正常襟翼收放液压操纵系统功能正常，则故障源发生在电气控制系统；若正常襟翼收放液压操纵系统功能异常，则故障源发生在液压操纵系统。
31.3、应急襟翼收故障的判定：
32.将襟翼应急收放21a型电磁活门与连接线缆3连接好。操纵功能检测装置面板上21a型电磁活门控制开关k3置于“收起”位(l2绿灯亮)，飞机液压系统接通襟翼收起油路，完成襟翼应急收起功能检测。
33.若襟翼应急收放液压操纵系统功能正常，则故障源发生在电气控制系统；若襟翼应急收放液压操纵系统功能异常，则故障源发生在液压操纵系统。
34.4、前轮转弯故障的判定：
35.将前轮转弯22a型电磁活门和21a型电磁活门与连接线缆3连接好。操纵功能检测装置面板上21a型电磁活门控制开关置于“接通”位(绿灯亮)，操纵功能检测装置面板上22a型电磁活门控制开关k5置于“手操纵”位(l6绿灯亮)，飞机液压系统接通前轮转弯手操纵油路，操纵机上前轮转弯手轮，完成手操纵前轮转弯功能检测。操纵功能检测装置面板上22a型电磁活门控制开关k5置于“脚操纵”位(l5绿灯亮)，飞机液压系统接通前轮转弯脚操纵油路，操纵机上脚蹬，完成脚操纵前轮转弯功能检测。
36.若前轮转弯液压操纵系统功能正常，则故障源发生在电气控制系统；若前轮转弯液压操纵系统功能异常，则故障源发生在液压操纵系统。
37.5、多用途舱门收放故障的判定：
38.将多用途舱门收放12型电磁活门与连接线缆3连接好。操纵功能检测装置面板上12型电磁活门控制开关k4置于“收起”位(l3绿灯亮)，飞机液压系统接通多用途舱门收起油路，完成多用途舱门收起功能检测。操纵功能检测装置面板上12型电磁活门控制开关k4置于“放下”位(l4绿灯亮)，飞机液压系统接通多用途舱门放下油路，完成多用途舱门放下功
能检测。
39.若多用途舱门收放液压操纵系统功能正常，则故障源发生在电气控制系统；若多用途舱门收放液压操纵系统功能异常，则故障源发生在液压操纵系统。
40.本实用新型实施例所述飞机液压系统功能检测装置在进行液压系统故障源判定过程中，操纵液压系统检测装置各分路转换开关k2、k3、k4、k5，完成给机上电磁活门供电，控制飞机液压系统油路的转换，检测起落架收放、襟翼收放、前起落架机轮转弯、多用途舱门开关各液压操纵系统的功能，依据液压操纵系统功能的良好性，来判定故障源是发生在电气控制系统还是液压操纵系统，相较于现有技术，通过模拟机上线路控制程序，检测液压操纵系统功能，可实现液压故障和电气故障的判定路线的剥离，优化调试阶段系统故障分析和排除的流程，降低故障查找难度，确保液压系统可靠性，缩短了飞机液压系统调试周期，节省了成本。
41.本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。以上仅为本实用新型的实施例，但并不限制本实用新型的专利范围，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来而言，其依然可以对前述各具体实施方式所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等效替换。凡是利用本实用新型说明书及附图内容所做的等效结构，直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理在本实用新型专利保护范围之内。