本发明专利技术属于飞机地面保障设备。提供一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，技术方案包括：左平尾外段指示灯H1左端、右平尾外段指示灯H2左端、垂尾中段指示灯H3左端、垂尾上段指示灯H4左端、左平尾内段和垂尾下段指示灯H5左端、右平尾内段指示灯H6左端、尾翼加温正常指示灯H7左端、左平尾中段指示灯H8左端、右平尾中段指示灯H9左端、恒加温指示灯H10左端共同接地。本发明专利技术不需要在尾翼除冰配电盒中临时接线，能够集中操作控制与观测的飞机尾翼除冰自动循环加温工作性能的检测装置。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞机地面保障设备。
技术介绍
运8系列飞机总装完成后，需要对尾翼除冰循环加温系统的工作性能进行通电检查。目前是使用的通电检查方法是在飞机的尾翼除冰配电盒中临时接线并连接9个指示灯来观察飞机尾翼加温区域的工作状态，9个指示灯分别用导线悬接在飞机尾翼防冰配电盒中的控制接触器工作线圈和地之间。该种方法的缺陷是：1、在尾翼除冰配电盒中临时接线安全可靠性低，易造成搭铁或短路事故；2、外接的9个指示灯只能观察飞机尾翼除冰自动循环加温过程的逻辑功能状态，不能完成对飞机尾翼除冰自动循环加温过程一个循环周期的4组8项输出信号时间(每隔38.5±2s一组，154±3s一个循环)的检测。为了克服上述尾翼除冰自动循环加温系统通电检查工艺方法的缺陷，需要研发满足运8系列飞机尾翼除冰自动循环加温系统的检测装置。
技术实现思路
本专利技术的目的是：提供一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，不需要在尾翼除冰配电盒中临时接线，能够集中操作控制与观测的飞机尾翼除冰自动循环加温工作性能的检测装置。本专利技术的技术方案是：一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，包括：左平尾外段指示灯(H1)右端通过加温状态信号插座的第二插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾外段指示灯(H2)右端通过加温状态信号插座的第三插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾中段指示灯(H3)右端通过加温状态信号插座的第四插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾上段指示灯(H4)右端通过加温状态信号插座的第五插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾上段加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端通过加温状态信号插座的第六插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾内段和垂尾下段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾内段指示灯(H6)右端通过加温状态信号插座的第七插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾内段加温元件控制接触器线圈正端连接；尾翼加温正常指示灯(H7)右端通过加温状态信号插座的第十一插针与飞机尾翼加温信号控制盒中尾翼加温正常信号输出正端连接；左平尾中段指示灯(H8)右端通过加温状态信号插座的第九插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾中段指示灯(H9)右端通过加温状态信号插座的第十插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；恒加温指示灯(H10)右端通过加温状态信号插座的第八插针与飞机尾翼防冰配电盒中恒加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾外段指示灯(H1)左端、右平尾外段指示灯(H2)左端、垂尾中段指示灯(H3)左端、垂尾上段指示灯(H4)左端、左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)左端、右平尾内段指示灯(H6)左端、尾翼加温正常指示灯(H7)左端、左平尾中段指示灯(H8)左端、右平尾中段指示灯(H9)左端、恒加温指示灯(H10)左端共同接地；第一加温阶段数字计数器(PT1)负端、第二加温阶段数字计数器(PT2)负端、第三加温阶段数字计数器(PT3)负端、第四加温阶段数字计数器(PT4)负端接地；第一加温阶段数字计数器(PT1)正端、第二加温阶段数字计数器(PT2)正端、第三加温阶段数字计数器(PT3)正端、第四加温阶段数字计数器(PT4)正端接电源开关(SA1)一端，电源开关(SA1)另一端一路通过熔断器(F)和电源插座的第二插针与飞机尾翼循环加温自动定时机构的电缆连接；电源开关(SA1)另一端另一路通过并联的开关(SA2)和第四加温阶段控制继电器(J4)常开触点与电源插座的第一插针连接，然后与飞机尾翼循环加温自动定时机构连接；第一加温阶段数字计数器(PT1)的两个控制端之间串联第一加温阶段控制继电器(J1)的常开触点；第二加温阶段数字计数器(PT2)的两个控制端之间串联第二加温阶段控制继电器(J2)的常开触点；第三加温阶段数字计数器(PT3)的两个控制端之间串联第三加温阶段控制继电器(J3)的常开触点；第四加温阶段数字计数器(PT4)的两个控制端之间串联第四加温阶段控制继电器(J4)的常开触点；左平尾外段指示灯(H1)右端与地之间串联第一加温阶段控制继电器(J1)的线圈；垂尾中段指示灯(H3)右端与地之间串联第二加温阶段控制继电器(J2)的线圈；左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端与地之间串联第三加温阶段控制继电器(J3)的线圈；左平尾中段指示灯(H8)右端与地之间串联第四加温阶段控制继电器(J4)的线圈。本专利技术的优点是：本专利技术利用机上直流电源汇流条提供给DS-19自动定时机构的直流28V电源作为检测装置的工作电源，尾翼自动循环加温过程的各种监测信号集中从飞机尾翼防冰配电盒电连接器上集中获取，有效简化了检测电路，降低了检测装置的制作成本，使检测工作更易实现和安全可靠。检测装置能够对各阶段循环加温时间自动记录；检测装置的“DS-19”开关具有“锁定”功能，当“DS-19”开关处于断开位置时，机上对于自动循环加温操作均无效，防止机上其他人员误操作或未经许可擅自操作可能带来的质量事故。附图说明图1是本专利技术飞机尾翼自动循环加温检测装置的内部电路原理图。图2是本专利技术飞机尾翼自动循环加温检测装置测试电缆原理图。具体实施方式下面通过具体实施例对本专利技术做进一步的说明：参阅图1，其是本专利技术飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置的电路原理图。本专利技术飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置主要包括用于显示飞机尾翼各阶段循环加温状态指示的信号指示灯H1～H10；用于测试飞机尾翼各阶段循环加温时间的数字计时器PT1～PT4；向PT1～PT4数字计时器提供飞机尾翼各阶段循环加温开始和结束触发信号的继电器J1～J4。具体结构包括：左平尾外段指示灯H1右端通过加温状态信号插座的第二插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾外段指示灯H2右端通过加温状态信号插座的第三插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾中段指示灯H3右端通过加温状态信号插座的第四插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾上段指示灯H4右端通过加温状态信号插座的第五插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾上段加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾内段和垂尾下段指示灯H5右端通过加温状态信号插座的第六插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾内段和垂尾下段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾内段指示灯H6右端通过加温状态信号插座的第七插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾内段加温元件控制接触器线圈正端连接；尾翼加温正常指示灯H7右端通过加温状态信号插座的第十一插针与飞机尾翼加温信号控制盒中尾翼加温正常信号输出正端连接；左平尾中段指示灯H8右端通过加温状态信号插座的第九插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾中段指示灯H9右端通过加温状态信号插座的第十插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；恒加温指示灯H10右端通过加温状态信号插座的第八插针与飞机尾翼防冰配电盒中恒加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾外段指示灯H1左端、右平尾外段指示灯H2左端、垂尾中段指示灯H3左本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，其特征在于，包括：左平尾外段指示灯(H1)右端通过加温状态信号插座的第二插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾外段指示灯(H2)右端通过加温状态信号插座的第三插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾中段指示灯(H3)右端通过加温状态信号插座的第四插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾上段指示灯(H4)右端通过加温状态信号插座的第五插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾上段加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端通过加温状态信号插座的第六插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾内段和垂尾下段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾内段指示灯(H6)右端通过加温状态信号插座的第七插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾内段加温元件控制接触器线圈正端连接；尾翼加温正常指示灯(H7)右端通过加温状态信号插座的第十一插针与飞机尾翼加温信号控制盒中尾翼加温正常信号输出正端连接；左平尾中段指示灯(H8)右端通过加温状态信号插座的第九插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾中段指示灯(H9)右端通过加温状态信号插座的第十插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；恒加温指示灯(H10)右端通过加温状态信号插座的第八插针与飞机尾翼防冰配电盒中恒加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾外段指示灯(H1)左端、右平尾外段指示灯(H2)左端、垂尾中段指示灯(H3)左端、垂尾上段指示灯(H4)左端、左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)左端、右平尾内段指示灯(H6)左端、尾翼加温正常指示灯(H7)左端、左平尾中段指示灯(H8)左端、右平尾中段指示灯(H9)左端、恒加温指示灯(H10)左端共同接地；第一加温阶段数字计数器(PT1)负端、第二加温阶段数字计数器(PT2)负端、第三加温阶段数字计数器(PT3)负端、第四加温阶段数字计数器(PT4)负端接地；第一加温阶段数字计数器(PT1)正端、第二加温阶段数字计数器(PT2)正端、第三加温阶段数字计数器(PT3)正端、第四加温阶段数字计数器(PT4)正端接电源开关(SA1)一端，电源开关(SA1)另一端一路通过熔断器(F)和电源插座的第二插针与飞机尾翼循环加温自动定时机构的电缆连接；电源开关(SA1)另一端另一路通过并联的开关(SA2)和第四加温阶段控制继电器(J4)常开触点与电源插座的第一插针连接，然后与飞机尾翼循环加温自动定时机构连接；第一加温阶段数字计数器(PT1)的两个控制端之间串联第一加温阶段控制继电器(J1)的常开触点；第二加温阶段数字计数器(PT2)的两个控制端之间串联第二加温阶段控制继电器(J2)的常开触点；第三加温阶段数字计数器(PT3)的两个控制端之间串联第三加温阶段控制继电器(J3)的常开触点；第四加温阶段数字计数器(PT4)的两个控制端之间串联第四加温阶段控制继电器(J4)的常开触点；左平尾外段指示灯(H1)右端与地之间串联第一加温阶段控制继电器(J1)的线圈；垂尾中段指示灯(H3)右端与地之间串联第二加温阶段控制继电器(J2)的线圈；左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端与地之间串联第三加温阶段控制继电器(J3)的线圈；左平尾中段指示灯(H8)右端与地之间串联第四加温阶段控制继电器(J4)的线圈。...
【技术特征摘要】
1.一种飞机尾翼除冰自动循环加温检测装置，其特征在于，包括：左平尾外段指示灯(H1)右端通过加温状态信号插座的第二插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾外段指示灯(H2)右端通过加温状态信号插座的第三插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾中段指示灯(H3)右端通过加温状态信号插座的第四插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；垂尾上段指示灯(H4)右端通过加温状态信号插座的第五插针与飞机尾翼防冰配电盒中垂尾上段加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)右端通过加温状态信号插座的第六插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾内段和垂尾下段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾内段指示灯(H6)右端通过加温状态信号插座的第七插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾内段加温元件控制接触器线圈正端连接；尾翼加温正常指示灯(H7)右端通过加温状态信号插座的第十一插针与飞机尾翼加温信号控制盒中尾翼加温正常信号输出正端连接；左平尾中段指示灯(H8)右端通过加温状态信号插座的第九插针与飞机尾翼防冰配电盒中左平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；右平尾中段指示灯(H9)右端通过加温状态信号插座的第十插针与飞机尾翼防冰配电盒中右平尾中段加温元件控制接触器线圈正端连接；恒加温指示灯(H10)右端通过加温状态信号插座的第八插针与
\t飞机尾翼防冰配电盒中恒加温元件控制接触器线圈正端连接；左平尾外段指示灯(H1)左端、右平尾外段指示灯(H2)左端、垂尾中段指示灯(H3)左端、垂尾上段指示灯(H4)左端、左平尾内段和垂尾下段指示灯(H5)左端、右平尾...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈晓军，王利，汪小飞，张庆，粟亮，张宇翔，
申请(专利权)人：陕西飞机工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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