CN109987250B - 一种飞机活动翼面调整检测***及调整检测方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机活动翼面调整检测***及调整检测方法，包括信号调理箱、板卡插箱、综合控制计算机、程控电源、显示器及配套线缆，信号调理箱进行故障定位及飞机活动翼面检测检测***的计量，配套线缆连接信号调理箱与机翼、尾翼上各作动器、舵面位置传感器，板卡插箱提供所需的激磁信号将工作指令调理后驱动作动器伸缩运动，综合控制计算机通过人机交互界面发送操作人员指令，控制活动翼面运动，并将翼面的运动状态反馈至软件界面，完成副翼、扰流板、副翼位置传感器、升降舵、方向舵、升降舵位置传感器的调整与检测。

Description

一种飞机活动翼面调整检测***及调整检测方法

技术领域

本发明涉及飞机活动翼面测试技术，具体是一种针对飞机部件装配阶段中活动翼面的调整检测***及方法。

背景技术

飞机的活动翼面是指机翼、尾翼上可通过操纵控制的翼面，主要包括升降舵、副翼、方向舵、扰流板等，电传飞行控制***通过操纵飞机各活动翼面的偏转实现飞机姿态、航向的控制，翼面上微小参数的变化均会对飞行姿态造成影响，因此活动翼面是关系飞机飞行安全的重要部件。

在飞机的生产阶段由于制造、装配工艺等因素会形成一定的累计误差，若未在飞机制造阶段进行活动翼面的调整检测工作，则不能保证总装阶段的通电检查结果完全符合飞机设计方案中关于翼面各项指标的技术要求。虽然某些飞机在飞控***的设计中采用了飞机翼面自动调零机制，部装工作完成后不用调整活动翼面，在总装阶段直接通过飞控***进行翼面自动调零以抵消部分安装误差，但若累计安装误差过大，超出翼面自动调零范围，飞控***的自动调零机制则无法实现舵面的零位调整，也无法保证翼面能够达到的极限偏转角度。

因此，在飞机机翼、尾翼的部件装配阶段，需对活动翼面的偏转性能进行检测，测试项目包括舵面的中立位置、舵面的极限偏转角、偏转过程的均匀性，通过“性能测试—安装调整—性能测试”这一反复迭代过程，不断调整装配尺寸，减少累计误差，直至翼面偏转性能达到技术指标允许误差范围内，才可部件交付至飞机生产的下一阶段。

现有对于飞机活动翼面的调整检测主要有两种方法，方法一为：在飞机机翼、尾翼的部装阶段进行活动翼面调整检测。由于部装阶段仅安装了飞机的机翼、尾翼的活动翼面、各活动翼面的作动器以及舵面位置传感器、飞控***中相关计算机类成品未安装，无法利用电传控制模态进行活动翼面调整检测，只能将作动器处于阻尼工作模态，通过人工加载外力的方式进行舵面的偏转，该方法过多依赖人工操作经验，若操纵外力过大会造成活动翼面外表的损伤，增加飞机制造成本。方法二为：机翼、尾翼部装完成直接进入飞机总装阶段，待飞控***成品及机载线缆全部安装完毕后，采用电传控制模态进行活动翼面调整检测，若活动翼面调整检测不合格，需返回至部装阶段重新装配后再进行总装测试，装配步骤的反攻将严重影响飞机的生产制造进度。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明的目的在于提供了一种飞机活动翼面调整检测***。

一种飞机活动翼面调整检测***，包括信号调理箱、板卡插箱、综合控制计算机、程控电源、显示器及配套线缆，信号调理箱后面板分布有插座阵列，通过配套线缆与各翼面作动器、舵面位置传感器、板卡插箱、综合控制计算机之间进行信号交联及适配，每个插座均设计为防差错插座并做出丝印标识，信号调理箱的前面板分布有断连块阵列，信号调理箱内部设有芯线束，将后面板的信号引入至前面板的断连块上进行故障定位及飞机活动翼面调整检测***的计量，配套线缆连接机翼上副翼作动器、扰流板作动器、副翼位置传感器，完成副翼、扰流板、副翼位置传感器的调整与检测，配套线缆连接尾翼上升降舵作动器、方向舵作动器、升降舵位置传感器，完成升降舵、方向舵、升降舵位置传感器的调整与检测；板卡插箱由激磁板、伺服放大板、信号解调板组成，激磁板向被测翼面的作动器、舵面位置传感器提供所需的激磁信号，伺服放大板将工作指令调理后驱动作动器伸缩运动，信号解调板将交流信号解调为直流信号后与指令信号综合构成闭环控制；综合控制计算机运行有测试软件与显示器配套使用，并配置有远程通讯端口，测试软件包含翼面调整检测模块、舵面位置传感器检测模块、通讯模块，翼面调整检测模块通过人机交互界面发送操作人员指令，控制活动翼面运动，并将翼面的运动状态反馈至软件界面，完成飞机活动翼面的调整检测试验工作，舵面位置传感器检测模块发送操作人员的通电指令，同时采集并显示该传感器运动时的输出信号，完成舵面位置传感器的检测试验工作，通讯模块实现飞机活动翼面调整检测***与生产现场液压油源***、偏角检测***的之间的通信，便于操作人员在试验中的统筹安排与安全防护；程控电源由测试软件控制开启或关闭，用于向板卡插箱各测试板卡及信号调理箱提供工作电源。

测试软件设计有分离测试、限位防护、断电防护机制，分离测试机制在于每次仅能进行待测翼面单一作动器的测试，将待测翼面其余作动器置于阻尼随动状态，解决了活动翼面调整检测时的力纷争问题；限位防护机制是同时采集外部偏角检测***的舵面位置参数、本专利的舵面位置参数，进行综合比较，当其中任一值到达翼面偏转极限，则发送停止指令，停止该活动翼面的运动；在活动翼面调整检测过程中若操作指令无法控制翼面停止，且翼面有继续向极限位置偏转的趋势，采用断电防护机制强制关闭电源，防止活动翼面受损。

使用该***进行飞机活动翼面偏转检测的方法，包括以下步骤：

步骤1：飞机机翼、尾翼部装阶段装配完毕后，将配套线缆连接信号调理箱与副翼作动器、扰流板作动器、升降舵作动器、方向舵作动器、副翼位置传感器、升降舵位置传感器，将网线连接综合计算机与液压油源***、偏角检测***；

步骤2：将液压管路连接液压油源***与副翼作动器、扰流板作动器、升降舵作动器、方向舵作动器；

步骤3：飞机活动翼面调整检测***、偏角检测***上电初始化正常，开启液压油源***并调整至工作压力，液压油源***、偏角检测***与飞机活动翼面调整检测***通讯正常；

步骤4：在测试软件上选择待检测活动翼面的单一作动器，该作动器通电，其余作动器处于阻尼状态，舵面位置传感器通电；

步骤5：发送活动翼面偏转指令，读取活动翼面作动器、舵面位置传感器工作参数状态并解析成物理量含义；

步骤6：重复步骤5，发送活动翼面不同位置的偏转指令；

步骤7：发送活动翼面中立位置指令，待翼面回中后，该作动器断电，舵面位置传感器断电；

步骤8：判断步骤5、6测试的技术指标是否满足设计要求，若不符合设计要求，则关闭液压油源***、飞机活动翼面调整检测***及偏角检测***，重新装配调整该翼面或作动器，调整后重复步骤3、4、5、6、7、8，至步骤5、6测试技术指标满足设计要求为止，若步骤5、6测试的技术指标符合设计要求，则进行步骤9的测试；

步骤9：选择是否继续进行待检测活动翼面的其余作动器的测试，如果继续，则重复步骤4、5、6、7、8，否则关闭液压油源***、飞机活动翼面调整检测***及偏角检测***，检测结束。

本申请是一种在飞机部装阶段使用的活动翼面调整检测***，其有益效果是：

(1)解决了现有技术中依靠人工手段检测的问题，改善了飞机翼面的试验条件，缩短飞机装配制造周期，保证了飞机生产进度；

(2)集成程度高，是集飞机活动翼面检测、舵面位置传感器检测为一体的综合测试***，自动化程度高，操作简单易用；

(3)拥有完善的活动翼面驱动安全保护机制，测试安全可靠。

附图说明

图1飞机活动翼面调整检测***组成图

图2机翼活动翼面调整检测实施例原理图

图3尾翼活动翼面调整检测实施例原理图

图中编号说明：1飞机活动翼面调整检测***、2显示器、3信号调理箱、4板卡插箱、5综合控制计算机、6程控电源、7网线、8配套线缆、9、液压管路、10副翼、11扰流板、12升降舵、13方向舵、14机翼、15尾翼。

具体实施方式

如图1－3所示，飞机活动翼面调整检测***1，包含信号调理箱3、板卡插箱4、综合控制计算机5、程控电源6、显示器2及配套线缆8。

信号调理箱3的后面板分布有插座阵列，通过配套线缆8与各翼面作动器、舵面位置传感器、板卡插箱4、综合控制计算机5之间进行信号交联及适配，每个插座均设计为防差错插座并做出丝印标识，信号调理箱3的前面板分布有断连块阵列，信号调理箱内部设有芯线束，将后面板的信号引入至前面板的断连块上便于故障定位及飞机活动翼面调整检测***1的计量。将配套线缆8连接机翼14上副翼作动器、扰流板作动器、副翼位置传感器，可完成副翼10、扰流板11、副翼位置传感器的调整与检测。将配套线缆8连接尾翼15上升降舵作动器、方向舵作动器、升降舵位置传感器，可完成升降舵12、方向舵13、升降舵位置传感器的调整与检测。

板卡插箱4由激磁板、伺服放大板、信号解调板组成。激磁板向被测翼面的作动器、舵面位置传感器提供所需的激磁信号，伺服放大板将工作指令调理后驱动作动器伸缩运动，信号解调板将交流信号解调为直流信号后与指令信号综合构成闭环控制。

综合控制计算机5运行有测试软件与显示器2配套使用，并配置有远程通讯端口。所述的测试软件采用模块化设计，包含翼面调整检测模块、舵面位置传感器检测模块、通讯模块。翼面调整检测模块通过人机交互界面发送操作人员指令，控制活动翼面运动，并将翼面的运动状态反馈至软件界面，完成飞机活动翼面的调整检测试验工作；舵面位置传感器检测模块发送操作人员的通电指令，同时采集并显示该传感器运动时的输出信号，完成舵面位置传感器的检测试验工作；通讯模块实现飞机活动翼面调整检测***1与生产现场液压油源***、偏角检测***的之间的通信，便于操作人员在试验中的统筹安排与安全防护。

测试软件设计有分离测试、限位防护、断电防护机制。分离测试机制在于每次仅能进行待测翼面单一作动器的测试，将待测翼面其余作动器置于阻尼随动状态，解决了活动翼面调整检测时的力纷争问题；限位防护机制是同时采集外部偏角检测***的舵面位置、本专利的舵面位置参数，进行综合比较，当其中任一值到达翼面偏转极限，则发送停止指令，停止该活动翼面的运动；在活动翼面调整检测过程中若操作指令无法控制翼面停止，且翼面有继续向极限位置偏转的趋势，可采用断电防护机制强制关闭电源，防止活动翼面受损。

程控电源6由测试软件控制开启或关闭，用于向板卡插箱4各测试板卡及信号调理箱3提供工作电源。

用该***进行飞机活动翼面检测的方法，包括以下测试步骤：

步骤1：飞机机翼14、尾翼15部装阶段装配完毕后，将配套线缆8连接信号调理箱3与副翼作动器、扰流板作动器、升降舵作动器、方向舵作动器、副翼位置传感器、升降舵位置传感器，将网线7连接综合计算机5与液压油源***、偏角检测***；

步骤2：将液压管路9连接液压油源***与副翼作动器、扰流板作动器、升降舵作动器、方向舵作动器；

步骤3：飞机活动翼面调整检测***1、偏角检测***上电初始化正常，开启液压油源***并调整至工作压力，液压油源***、偏角检测***与飞机活动翼面调整检测***1通讯正常；

步骤4：在测试软件上选择待检测活动翼面的单一作动器，该作动器通电，其余作动器处于阻尼状态，舵面位置传感器通电；

步骤5：发送活动翼面偏转指令，读取活动翼面作动器、舵面位置传感器工作参数状态并解析成物理量含义；

步骤6：重复步骤5，发送活动翼面不同位置的偏转指令；

步骤7：发送活动翼面中立位置指令，待翼面回中后，该作动器断电，舵面位置传感器断电；

步骤8：判断步骤5、6测试的技术指标是否满足设计要求，若不符合设计要求，则关闭液压油源***、飞机活动翼面调整检测***及偏角检测***，重新装配调整该翼面或作动器，调整后重复步骤3、4、5、6、7、8，至步骤5、6测试技术指标满足设计要求为止，若步骤5、6测试的技术指标符合设计要求，则进行步骤9的测试；

步骤9：选择是否继续进行待检测活动翼面的其余作动器的测试，如果继续，则重复步骤4、5、6、7、8，否则关闭液压油源***、飞机活动翼面调整检测***1及偏角检测***，检测结束。

Claims (1)

1.一种飞机活动翼面调整检测方法，其特征在于使用一种飞机活动翼面调整检测***，所述调整检测***包括信号调理箱、板卡插箱、综合控制计算机、程控电源、显示器及配套线缆，所述的信号调理箱后面板分布有插座阵列，通过配套线缆与各翼面作动器、舵面位置传感器、板卡插箱、综合控制计算机之间进行信号交联及适配，每个插座均设计为防差错插座并做出丝印标识，信号调理箱的前面板分布有断连块阵列，信号调理箱内部设有芯线束，将后面板的信号引入至前面板的断连块上进行故障定位及飞机活动翼面检测***的计量，配套线缆连接机翼上副翼作动器、扰流板作动器、副翼位置传感器，完成副翼、扰流板、副翼位置传感器的调整与检测，配套线缆连接尾翼上升降舵作动器、方向舵作动器、升降舵位置传感器，完成升降舵、方向舵、升降舵位置传感器的调整与检测；所述的板卡插箱由激磁板、伺服放大板、信号解调板组成，激磁板向被测翼面的作动器、舵面位置传感器提供所需的激磁信号，伺服放大板将工作指令调理后驱动作动器伸缩运动，信号解调板将交流信号解调为直流信号后与指令信号综合构成闭环控制；所述的综合控制计算机运行有测试软件与显示器配套使用，并配置有远程通讯端口，测试软件包含翼面调整检测模块、舵面位置传感器检测模块、通讯模块，翼面调整检测模块通过人机交互界面发送操作人员指令，控制活动翼面运动，并将翼面的运动状态反馈至软件界面，完成飞机活动翼面的调整检测试验工作，舵面位置传感器检测模块发送操作人员的通电指令，同时采集并显示该传感器运动时的输出信号，完成舵面位置传感器的检测试验工作，通讯模块实现飞机活动翼面调整检测***与生产现场液压油源***、偏角检测***的之间的通信，便于操作人员在试验中的统筹安排与安全防护；所述的程控电源由测试软件控制开启或关闭，用于向板卡插箱各测试板卡及信号调理箱提供工作电源，所述的测试软件设计有分离测试、限位防护、断电防护机制，分离测试机制在于每次仅能进行待测翼面单一作动器的测试，将待测翼面其余作动器置于阻尼随动状态，解决了活动翼面调整检测时的力纷争问题；限位防护机制是同时采集外部偏角检测***的舵面位置参数，进行综合比较，当其中任一值到达翼面偏转极限，则发送停止指令，停止该活动翼面的运动；在活动翼面调整检测过程中若操作指令无法控制翼面停止，且翼面有继续向极限位置偏转的趋势，采用断电防护机制强制关闭电源，防止活动翼面受损，用该调整检测***进行调整检测的方法，包括以下步骤：

步骤1：飞机机翼、尾翼部装阶段装配完毕后，将配套线缆连接信号调理箱与副翼作动器、扰流板作动器、升降舵作动器、方向舵作动器、副翼位置传感器、升降舵位置传感器，将网线连接综合计算机与液压油源***、偏角检测***；

步骤2：将液压管路连接液压油源***与副翼作动器、扰流板作动器、升降舵作动器、方向舵作动器；

步骤3：飞机活动翼面调整检测***、偏角检测***上电初始化正常，开启液压油源***并调整至工作压力，液压油源***、偏角检测***与飞机活动翼面调整检测***通讯正常；

步骤4：在测试软件上选择待检测活动翼面的单一作动器，该作动器通电，其余作动器处于阻尼状态，舵面位置传感器通电；

步骤5：发送活动翼面偏转指令，读取活动翼面作动器、舵面位置传感器工作参数状态并解析成物理量含义；

步骤6：重复步骤5，发送活动翼面不同位置的偏转指令；

步骤7：发送活动翼面中立位置指令，待翼面回中后，该作动器断电，舵面位置传感器断电；

步骤8：判断步骤5、6测试的技术指标是否满足设计要求，若不符合设计要求，则关闭液压油源***、飞机活动翼面调整检测***及偏角检测***，重新装配调整该翼面或作动器，调整后重复步骤3、4、5、6、7、8，至步骤5、6测试技术指标满足设计要求为止，若步骤5、6测试的技术指标符合设计要求，则进行步骤9的测试；

步骤9：选择是否继续进行待检测活动翼面的其余作动器的测试，如果继续，则重复步骤4、5、6、7、8，否则关闭液压油源***、飞机活动翼面调整检测***及偏角检测***，检测结束。