泄放空气管道泄漏系统实时故障检测技术方案

公开了一种用于测试飞机的管道泄漏检测系统的方法和设备。在管道泄漏检测系统的界面处选择管道泄漏检测系统的传感器。通过所选择的传感器发送交流电流，并且使用该交流电流测量所选择的传感器的电阻。当所选择的传感器的所测量的电阻在所选择的传感器的规范之外时，在界面处产生指示信号。

【技术实现步骤摘要】
专利技术背景泄放管道空气系统用在喷气式飞机中，以便分配来自飞机发动机排气管的热量，以用在飞机的其他部分中。例如，来自发动机排气管的热量可以用于预热飞机的客舱或飞机的更重要方面。泄放管道空气系统包括从发动机排气管通向飞机内的各个位置的空气管道。由于在飞机操作中的热传递的关键性质，有必要监测空气管道是否有泄漏、破裂或其他故障。因此空气管道监测系统包括沿所述空气管道系统放置在各个位置的一个或多个传感器。传感器可以是几英尺长。这些传感器测量空气管道系统的可以指示空气管道的状态(例如，空气管道压力、空气管道温度)的参数，并且提供与控制系统相关的信号，使得飞行员能够从驾驶舱监测泄放管道空气系统。在飞机维修期间，有必要测试这些传感器和电路连接，以便确定传感器是否处于良好运转状态。测试传感器的常规方法需要将控制系统从其在靠近驾驶舱的电子装置舱中的位置移除，并且在控制系统的后界面处将测试装置直接附接到飞机线材，以便在测试装置和传感器之间形成连接。由于直接电流可能破坏传感器，因而测试装置需要通过传感器发送交流电流。因此，当在飞机的位置处可得到合适的测试装置时可以执行此类测试，这由于此类测试装置的成本而通常不常发生。专利技术概要根据本专利技术的一个方面，一种测试飞机的管道泄漏检测系统的方法包括：在管道泄漏检测系统的界面处选择管道泄漏检测系统的传感器；通过所选择的传感器发送交流电流；使用交流电流测量所选择的传感器的电阻；以及当所选择的传感器的所测量的电阻在所选择的传感器的规范之外时在界面处产生指示信号。根据本专利技术的另一方面，一种用于测试泄放管道检测系统的设备包括：电路，该电路被配置成：通过泄放管道检测系统的所选择的传感器发送交流电流，并且使用交流电流测量所选择的传感器的电阻；和用于泄放管道检测系统的操作的界面，该界面包括：选择器开关，其用于选择管道泄漏检测系统的传感器并且将所选择的传感器发送到电路，以及显示器，其用于当所选择的传感器的所测量的电阻在传感器的所选择规范之外时产生指示信号。附图说明在本说明书所附的权利要求书中特别指出并且明确要求保护被视为本专利技术的主题。本专利技术的前述和其他特征以及优点从以下结合附图进行的详细描述中显而易见，在附图中：图1示出本专利技术的例示性飞机；图2示出在本专利技术的一个实施例中的管道泄漏检测系统(DLDS)的区段的示意图；图3示出管道泄漏检测系统的界面的例示性第一配置；图4示出管道泄漏检测系统的界面的第二配置；图5示出管道泄漏检测系统的界面的第三配置；以及图6示出管道泄漏检测系统的界面的第四配置。具体实施方式图1示出本专利技术的例示性飞机100。在一个实施例中，例示性飞机100是波音737。然而，设想了与本文所公开的专利技术一起使用的任何飞机。飞机100包括机身102、电子装置舱104(靠近飞机100的驾驶舱)、左机翼106a、右机翼106b、左稳定翼108a和右稳定翼108b。左机翼106a包括用于飞机的推进的左引擎110a，并且右机翼106b包括用于飞机100的推进的右引擎110b。例示性飞机100包括泄放管道空气系统120，其用于将来自左引擎108a和右引擎108b的热量分配到飞机100的各部分。相对于左引擎108a，泄放阀122a泄放来自左引擎108a的排气管的加热空气。泄放阀122a连接到分配来自左引擎108a的排气管的空气的泄放空气管道124a，从而将来自左引擎108a的热量分配到飞机的各个位置。类似地，泄放阀122b泄放来自右引擎108b的排气管的加热空气。泄放阀122b连接到分配来自右引擎108b的排气管的空气的泄放空气管道124b，从而将来自右引擎108b的热量分配到飞机100的各个位置。在例示性实施例中，来自左引擎108a的热量沿飞机100的左侧分配，并且来自右引擎108b的热量沿飞机100的右侧分配。虽然例示性飞机100示出了分别沿飞机100的左侧和右侧从前向后延伸的两个泄放空气管道124a、124b，但应当理解，在飞机100中可以存在被设计成将来自左引擎108a和右引擎108b的热量传递到飞机100内的任何数量的位置的任何数量的泄放空气管道。各传感器监测泄放空气管道124a和124b。为了例示的目的，所示三个传感器126a、126b和126c联接到泄放空气管道124a，并且所示三个传感器126d、126e和126f联接到泄放空气管道126b。传感器测量其相关联的泄放空气管道124a、124b的参数，以确定相关联的泄放空气管道124a、124b的完好状态。在各种实施例中，该参数可以是泄放空气管道124a、124b中的压力或温度。此类参数可以指示泄放空气管道124a、124b的物理磨损或破裂或者对飞行安全至关重要的其他物理损害。例如，当空气管道中发生破裂时，空气管道中的温度和压力可下降。控制系统130位于电子装置舱104中。控制系统130沿从控制系统130延伸到传感器126a、126b和126c的导线128a将信号发送到传感器126a、126b、126c并且从其中接收信号。在传感器126a、126b、126c处测量的参数可以经由导线128a发送到电子装置舱104中的控制系统130，使得飞行员可以实时观察到关于泄放空气管道124a的任何故障、破裂或可能的紧急情况。类似地，控制系统130可以沿导线128b将信号发送到传感器126d、126e和126f，并且传感器126d、126e和126f所测量的与泄放空气管道124b相关的参数可以经由导线128b发送到控制系统。图2示出在本专利技术的一个实施例中的管道泄漏检测系统(DLDS)的区段200的示意图。管道泄漏检测系统包括经由导线210连接到传感器212a-212d的控制系统130。传感器212a-212d联接到空气管道214，以便测量指示空气管道214中破裂或断裂的空气管道214的参数。控制系统130包括界面202，各种测量结果通过该界面202可以显示给操作员诸如飞行员。界面202还包括各种按钮、开关和其他输入装置，操作员通过这些按钮、开关和其他输入装置可以输入指令以便对传感器212a-212d执行测试。控制系统130的界面202联接到控制系统130的后端电路204。后端电路204包括DLDS测试电路206，该DLDS测试电路206查询传感器212a-212d，并且从传感器212a-212d接收与传感器212a本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种测试飞机的管道泄漏检测系统的方法，其包括：在所述管道泄漏检测系统的界面处选择所述管道泄漏检测系统的传感器；通过所选择的传感器发送交流电流；使用所述交流电流测量所选择的传感器的电阻；以及当所选择的传感器的所测量的电阻在所选择的传感器的规范之外时在所述界面处产生指示信号。

【技术特征摘要】
2014.11.12 US 14/5394851.一种测试飞机的管道泄漏检测系统的方法，其包括：
在所述管道泄漏检测系统的界面处选择所述管道泄漏检测系统
的传感器；
通过所选择的传感器发送交流电流；
使用所述交流电流测量所选择的传感器的电阻；以及
当所选择的传感器的所测量的电阻在所选择的传感器的规范之
外时在所述界面处产生指示信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其中测量所选择的传感器的电
阻还包括测量与所选择的传感器相关的回路电阻和对地电阻中的至
少一个。
3.根据权利要求1所述的方法，还包括当所述飞机处于有动力
状态时测量所选择的传感器的所述电阻。
4.根据权利要求1所述的方法，其中所述电阻指示所述传感器
的完好状态。
5.根据权利要求1所述的方法，还包括使用从所述界面选择的
命令测试与所选择的传感器相关联的空气管道。
6.根据权利要求1所述的方法，还包括在所述界面处显示所选
择的传感器的所述电阻。
7.根据权利要求1所述的方法，还包括在所述界面处选择命令，
以通过所选择的传感器发送所述交流电流。
8.一种用于测试泄放管道检测系统的设备，其包括：
电路，所述电路被...

【专利技术属性】
技术研发人员：RJ诺里斯，
申请(专利权)人：基德科技公司，
类型：发明
国别省市：美国;US