一种旋翼防除冰桨叶检测工装的制作方法

1.本实用新型涉及检测装置技术领域，特别是一种旋翼防除冰桨叶检测工装。


背景技术：

2.在直升机旋翼防除冰系统中，通常桨叶加热组件的检测方法为地面静态检测，即将桨叶拆卸下来，检测人员使用三用表通过桨叶的电气接插件端口测量加热组件的阻值是否符合规定，从而判断桨叶加热组件是否完好。然而在实际使用情况中，常出现桨叶加热组件地面静态检测合格，开大车或空中等动态状态下加热组件出现断路或漏电等故障现象。
3.为满足主桨叶动态下的检测，进一步探测主桨叶工作状态下加热组件的实际性能，设计和开发了一种旋翼防除冰桨叶检测工装。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的是：提供了一种旋翼防除冰桨叶检测工装。本实用新型在满足飞机在地面进行主桨叶内加热组件动态状态下的故障自动检测和定位检测的要求。
5.本实用新型的技术方案是：一种旋翼防除冰桨叶检测工装，包括主桨叶检测设备和舱内检测设备,所述的主桨叶检测设备安装于飞机上,与直升机旋翼主桨叶和主桨集流环连接,与飞机上主桨配电器安装位置相同,舱内检测设备放置于飞机舱内,与飞机上主桨集流环连接；
6.其中，所述主桨叶检测设备由外壳和内部检测模块组成，所述外壳呈圆盘状结构，圆盘状结构侧面均匀分布有与桨叶连接的电气接口ⅰ，底部设置有与飞机的主桨集流环连接的电气接口ⅱ；所述内部检测模块包括主桨叶切换电路和主桨叶检测电路两个模块，桨叶切换电路用于切换检测飞机的主桨叶；主桨叶检测电路，用于检测主桨叶内部加热组件的故障情况；
7.所述舱内检测设备包括机箱，机箱顶部设有显示模块，机箱内部设有主控模块和电源模块，主控模块与显示模块连接，主控模块设置与机箱背部的电气接口ⅲ与飞机上主桨集流环连接；所述的主控模块用于向主桨叶检测设备发送控制指令使其按照预设的程序切换待测主桨叶和主桨叶内部加热组件的检测逻辑，并根据采集到的数据进行故障判断和定位，主控模块包括可编程逻辑控制器与a/d转换模块，可编程逻辑控制器与a/d转换模块通过其专用端口联接。
8.前述的旋翼防除冰桨叶检测工装中，所述的主桨叶切换电路包括译码器、反相器、电阻、三极管和接插件p1，其中接插件p1输入的信号与译码器u1的输入引脚连接，译码器u1的输出引脚与反相器u2输入引脚一一对应连接，反相器u2输出端的1y引脚与电阻r1连接，电阻r1的另一端连接至三极管q1的基极，三极管q1的集电极与继电器k1的线圈负端连接，继电器k1的线圈正端连接5v电源，三极管q1的发射极接地；反相器u2的其他输出引脚分别与电阻、三极管和继电器线圈连接。
9.前述的旋翼防除冰桨叶检测工装中，所述的主桨叶检测电路包括接插件p2、双触
点继电器和电阻，其中接插件p2的引脚2与继电器线圈k1、继电器线圈k2和继电器线圈k3的负端连接，继电器线圈k1、继电器线圈k2和继电器线圈k3的正端连接5v电源；继电器k1的中性触点1与电阻r1连接，同时与接插件p2的引脚1连接，电阻r1的另一端接地，继电器k1的常闭触点1与接插件p1的引脚14连接，继电器k1的常开触点1与接插件p1的引脚15连接；继电器k2的中性触点1和中性触点2分别与接插件p1的引脚10和引脚13连接，继电器k2的常闭触点1和常闭触点2分别与接插件p1的引脚8和引脚11连接，继电器k2的常开触点1和常开触点2分别与接插件p1的引脚9和引脚12连接；继电器k3的中性触点1和中性触点2分别与接插件p1的引脚4和引脚7连接，继电器k3的常闭触点1和常闭触点2分别与接插件p1的引脚2和引脚5连接，继电器k3的常开触点1和常开触点2分别与接插件p1的引脚3和引脚6连接；接插件p1的引脚1接5v电源；上述电路对应一片待检测桨叶，其余主桨叶对应的检测电路结构和连接结构与上述相同。
10.前述的旋翼防除冰桨叶检测工装中，所述的桨叶切换模块和主桨叶检测模块在一块电路板上。
11.前述的旋翼防除冰桨叶检测工装中，所述内部检测模块结构布局采用对称式布局，元器件布局参照中心点均匀分布。
12.前述的旋翼防除冰桨叶检测工装中，所述显示模块为用户提供操作界面和结果显示界面，并可查看检测数据，与主控模块通过rs422进行通讯。
13.本实用新型的优点是：本实用新型旋翼防除冰桨叶检测工装通过译码器和继电器组成的切换控制电路可以实现全部主桨叶加热组件自动检测切换，通过采取与飞机上主桨配电器相同的安装结构的接口，可以实现直升机地面开大车时，全部主桨叶加热组件在工作状态下的故障自动检测与定位，其结构简单，使用简便，具有较大的实际应用价值。
附图说明
14.图1是表示本实用新型的旋翼防除冰桨叶检测工装工作时设备交联示意图；
15.图2是表示本实用新型的组件主桨叶检测设备的外形示意图；
16.图3是表示本实用新型的组件舱内检测设备外形图；
17.图4是表示本实用新型的组件舱内检测设备内部结构示意图；
18.图5是表示本实用新型的组件舱内检测设备后面板结构示意图；
19.图6是表示本实用新型的主桨叶切换电路原理图；
20.图7是表示本实用新型的主桨叶检测电路原理图；
21.图8是表示本实用新型的控制线路连接示意图；
22.图9是表示本实用新型的加热组件采样原理等效示意图；
23.图10是表示本实用新型的测试流程示意图；
24.图11是表示本实用新型的人机交互界面主界面图。
具体实施方式
25.下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步的说明，但并不作为对本实用新型限制的依据。
26.实施例1。一种旋翼防除冰桨叶检测工装，构成如图1-11所示，包括主桨叶检测设
备和舱内检测设备,所述的主桨叶检测设备安装于飞机上,与直升机旋翼主桨叶和主桨集流环连接,与飞机上主桨配电器安装位置相同,舱内检测设备放置于飞机舱内,与飞机上主桨集流环连接；
27.其中，所述主桨叶检测设备由外壳和内部检测模块组成，所述外壳1呈圆盘状结构，圆盘状结构侧面均匀分布有与桨叶连接的电气接口ⅰ2，底部设置有与飞机的主桨集流环连接的电气接口ⅱ3；所述内部检测模块包括主桨叶切换电路和主桨叶检测电路两个模块，桨叶切换电路用于切换检测飞机的主桨叶；主桨叶检测电路，用于检测主桨叶内部加热组件的故障情况。
28.所述舱内检测设备包括机箱4，机箱4顶部设有显示模块5，机箱4内部设有主控模块6和电源模块7，主控模块6与显示模块5连接，主控模块6设置与机箱4背部的电气接口ⅲ8与飞机上主桨集流环连接；所述的主控模块6用于向主桨叶检测设备发送控制指令使其按照预设的程序切换待测主桨叶和主桨叶内部加热组件的检测逻辑，并根据采集到的数据进行故障判断和定位，主控模块6包括可编程逻辑控制器61与a/d转换模块62，可编程逻辑控制器61与a/d转换模块62通过其专用端口联接。
29.前述的主桨叶切换电路包括译码器、反相器、电阻、三极管和接插件p1，其中接插件p1输入的信号与译码器u1的输入引脚连接，译码器u1的输出引脚与反相器u2输入引脚一一对应连接，反相器u2输出端的1y引脚与电阻r1连接，电阻r1的另一端连接至三极管q1的基极，三极管q1的集电极与继电器k1的线圈负端连接，继电器k1的线圈正端连接5v电源，三极管q1的发射极接地；反相器u2的其他输出引脚分别与电阻、三极管和继电器线圈连接；
30.前述的主桨叶检测电路包括接插件p2、双触点继电器和电阻，其中接插件p2的引脚2与继电器线圈k1、继电器线圈k2和继电器线圈k3的负端连接，继电器线圈k1、继电器线圈k2和继电器线圈k3的正端连接5v电源；继电器k1的中性触点1与电阻r1连接，同时与接插件p2的引脚1连接，电阻r1的另一端接地，继电器k1的常闭触点1与接插件p1的引脚14连接，继电器k1的常开触点1与接插件p1的引脚15连接；继电器k2的中性触点1和中性触点2分别与接插件p1的引脚10和引脚13连接，继电器k2的常闭触点1和常闭触点2分别与接插件p1的引脚8和引脚11连接，继电器k2的常开触点1和常开触点2分别与接插件p1的引脚9和引脚12连接；继电器k3的中性触点1和中性触点2分别与接插件p1的引脚4和引脚7连接，继电器k3的常闭触点1和常闭触点2分别与接插件p1的引脚2和引脚5连接，继电器k3的常开触点1和常开触点2分别与接插件p1的引脚3和引脚6连接；接插件p1的引脚1接5v电源；上述电路对应一片待检测桨叶，其余主桨叶对应的检测电路结构和连接结构与上述相同。
31.前述的桨叶切换模块和主桨叶检测模块在一块电路板上。
32.前述的内部检测模块结构布局采用对称式布局，元器件布局参照中心点均匀分布。
33.前述的显示模块为用户提供操作界面和结果显示界面，并可查看检测数据，与主控模块通过rs422进行通讯。
34.通过组件主桨叶检测设备原位替代原直升机主桨配电器，保证直升机结构一致性，利用组件舱内检测设备控制主桨叶检测设备内部的电磁继电器模块实现桨叶加热组件不同加热区的切换，同时通过由38译码器和电磁继电器组成的内部检测模块实现桨叶检测的切换。在飞机上待检测桨叶的加热元件两端加载采样电压信号，通过采样电压信号的值
即可判断桨叶加热组件的故障以及故障桨叶的定位。综上即可实现在直升机地面开大车的情况下，实现桨叶加热组件的动态状态下的故障自动检测和定位。
35.旋翼防除冰桨叶检测工装包括主桨叶检测设备和舱内检测设备两个组件，主桨叶检测设备和舱内检测设备通过飞机上主桨集流环进行连接，连接关系为主桨叶检测设备与飞机上主桨集流环通过电气接口ⅱ3和螺钉连接，同时通过电气接口ⅰ2与主桨叶连接，舱内检测设备通过电气接口ⅱ3和专用测试电缆与飞机上主桨集流环的电气接口连接，设备交联示意见图1-图所示。
36.操作人员取下飞机上的主桨配电器，按照同样的方式将主桨叶检测设备安装上，利用电缆连接舱内测试设备和飞机上的主桨集流环。准备完成后点击舱内检测设备顶部显示模块5的测试界面上的“一键检测”，检测指令从显示模块5传输到主控模块6，主控模块6依次向主桨叶检测设备发出控制信号，控制主桨叶切换电路接通相应继电器模块，从a号桨叶开始检测。同时主控模块6发出桨叶检测控制信号，驱动主桨叶检测电路的继电器模块将5v直流采样电压分别加载到不同端口的桨叶加热组件上，采集到的采样电压返回舱内检测设备中主控模块6的a/d转换模块62，实现桨叶加热组件的故障状态判读,并将判读结果在显示模块5进行显示。a号桨叶检测完成后，主控模块6发出控制指令切换至b桨叶进行检测，直至所有桨叶检测完成。
37.故障状态的判读为：采样电压为5v直流电压，当加热组件为正常时，返回采样电压应约为5v；若加热组件短路故障时，返回采样电压应约为0v；若加热组件为漏电故障时，采样电压大于0v而小于5v。

技术特征：
1.一种旋翼防除冰桨叶检测工装，其特征在于：包括主桨叶检测设备和舱内检测设备,所述的主桨叶检测设备安装于飞机上,与直升机旋翼主桨叶和主桨集流环连接,与飞机上主桨配电器安装位置相同,舱内检测设备放置于飞机舱内,与飞机上主桨集流环连接；其中，所述主桨叶检测设备由外壳和内部检测模块组成，所述外壳(1)呈圆盘状结构，圆盘状结构侧面均匀分布有与桨叶连接的电气接口ⅰ(2)，底部设置有与飞机的主桨集流环连接的电气接口ⅱ(3)；所述内部检测模块包括主桨叶切换电路和主桨叶检测电路两个模块，桨叶切换电路用于切换检测飞机的主桨叶；主桨叶检测电路，用于检测主桨叶内部加热组件的故障情况；所述舱内检测设备包括机箱(4)，机箱(4)顶部设有显示模块(5)，机箱(4)内部设有主控模块(6)和电源模块(7)，主控模块(6)与显示模块(5)连接，主控模块(6)设置与机箱(4)背部的电气接口ⅲ(8)与飞机上主桨集流环连接；所述的主控模块(6)用于向主桨叶检测设备发送控制指令使其按照预设的程序切换待测主桨叶和主桨叶内部加热组件的检测逻辑，并根据采集到的数据进行故障判断和定位，主控模块(6)包括可编程逻辑控制器(61)与a/d转换模块(62)，可编程逻辑控制器(61)与a/d转换模块(62)通过其专用端口联接。2.根据权利要求1所述的旋翼防除冰桨叶检测工装，其特征在于：所述的主桨叶切换电路包括译码器、反相器、电阻、三极管和接插件p1，其中接插件p1输入的信号与译码器u1的输入引脚连接，译码器u1的输出引脚与反相器u2输入引脚一一对应连接，反相器u2输出端的1y引脚与电阻r1连接，电阻r1的另一端连接至三极管q1的基极，三极管q1的集电极与继电器k1的线圈负端连接，继电器k1的线圈正端连接5v电源，三极管q1的发射极接地；反相器u2的其他输出引脚分别与电阻、三极管和继电器线圈连接。3.根据权利要求2所述的旋翼防除冰桨叶检测工装，其特征在于：所述的主桨叶检测电路包括接插件p2、双触点继电器和电阻，其中接插件p2的引脚2与继电器线圈k1、继电器线圈k2和继电器线圈k3的负端连接，继电器线圈k1、继电器线圈k2和继电器线圈k3的正端连接5v电源；继电器k1的中性触点1与电阻r1连接，同时与接插件p2的引脚1连接，电阻r1的另一端接地，继电器k1的常闭触点1与接插件p1的引脚14连接，继电器k1的常开触点1与接插件p1的引脚15连接；继电器k2的中性触点1和中性触点2分别与接插件p1的引脚10和引脚13连接，继电器k2的常闭触点1和常闭触点2分别与接插件p1的引脚8和引脚11连接，继电器k2的常开触点1和常开触点2分别与接插件p1的引脚9和引脚12连接；继电器k3的中性触点1和中性触点2分别与接插件p1的引脚4和引脚7连接，继电器k3的常闭触点1和常闭触点2分别与接插件p1的引脚2和引脚5连接，继电器k3的常开触点1和常开触点2分别与接插件p1的引脚3和引脚6连接；接插件p1的引脚1接5v电源；上述电路对应一片待检测桨叶，其余主桨叶对应的检测电路结构和连接结构与上述相同。4.根据权利要求1所述的旋翼防除冰桨叶检测工装，其特征在于：所述的桨叶切换电路和主桨叶检测电路在一块电路板上。5.根据权利要求4所述的旋翼防除冰桨叶检测工装，其特征在于：所述内部检测模块结构布局采用对称式布局，元器件布局参照中心点均匀分布。6.根据权利要求1所述的旋翼防除冰桨叶检测工装，其特征在于：所述显示模块为用户提供操作界面和结果显示界面，并可查看检测数据，与主控模块通过rs422进行通讯。

技术总结
本实用新型公开了一种旋翼防除冰桨叶检测工装。包括主桨叶检测设备和舱内检测设备,所述的主桨叶检测设备安装于飞机上,与直升机旋翼主桨叶和主桨集流环连接,与飞机上主桨配电器安装位置相同,舱内检测设备放置于飞机舱内,与飞机上主桨集流环连接。本实用新型在满足飞机在地面进行主桨叶内加热组件动态状态下的故障自动检测和定位检测的要求。下的故障自动检测和定位检测的要求。下的故障自动检测和定位检测的要求。


技术研发人员：汪佳 陈松 周为
受保护的技术使用者：武汉航空仪表有限责任公司
技术研发日：2022.12.28
技术公布日：2023/5/24