專利名稱：用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛行器制造技術領域，具體是一種用于民用飛機環(huán)控系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置。
背景技術：
現代大中型客機的巡航高度一般在7000 10000米左右，高空飛行時，機艙外的大氣壓強僅有標準大氣壓的20% 30%，氣溫低至_60°C _50°C，高空飛行時的低壓、缺氧和低溫使人體難以承受，因此現代飛機都采用了氣密座艙和座艙空氣調節(jié)系統(tǒng)，以實現對飛機座艙環(huán)境的調節(jié)控制。飛機環(huán)境控制系統(tǒng)用于對飛機駕駛艙及座艙內空氣溫度與壓力進行控制調節(jié)，限制管路供氣溫度與壓力在要求的極限，保證駕駛艙、座艙內具有一定的溫度、壓力、空氣流速、濕度和空氣清潔度等，以滿足機上乘員的正常工作和生活的必要條件。在飛機總裝配階段，必須通過地面設備完成飛機環(huán)境控制系統(tǒng)的功能試驗，以確保飛機在飛行過程中的飛行安全，民用飛機對飛行環(huán)境控制系統(tǒng)的工作性能有著極為嚴格的要求，試驗項目主要包括座艙功能試驗和空調功能試驗等。座艙功能試驗主要用于檢測飛機氣密座艙的密封性，判斷座艙泄漏量是否超標、安全活門是否工作正常等。目前，國內的民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)功能試驗基本上沿用傳統(tǒng)的試驗設備與試驗方法，傳統(tǒng)的民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗設備基本上靠人工手動調節(jié)的方式進行操作，測量設備多為機械指針式儀表，試驗過程耗時較長，測量精度易受外界環(huán)境的影響， 控制精度較低。同時座艙試驗的設備與空調試驗設備相同，導致設備龐大復雜，因此要提升飛機總裝階段環(huán)控系統(tǒng)座艙功能試驗的質量與效率，應實現試驗過程的自動化以及試驗設備的小型化。對現有技術的檢索中發(fā)現，目前主要集中在對小型設備進行氣密檢測，在針對如飛機座艙類型的大型密閉設備的氣密檢測上缺乏相應技術，基本也沒有涉及到座艙試驗設備的小型化和自動化。

發(fā)明內容
本發(fā)明針對現有技術中存在上述的不足，提出了一種用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，利用飛機裝配廠的現場氣源，進行飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗，實現對飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗過程中各參數的集中測量和自動控制，實現座艙功能試驗過程的自動化，有效地提高飛機座艙功能試驗測試的效率與精度，滿足飛機批生產對總裝過程中環(huán)控系統(tǒng)功能試驗質量與效率提升的需求。本發(fā)明是通過以下技術方案實現一種用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，包括氣源進氣軟管、座艙壓力控制車、飛機進氣軟管、座艙壓力反饋軟管和旁通排氣軟管，其中座艙壓力控制車為一可移動箱體式手推車，氣源進氣軟管將座艙壓力控制車的氣源進氣口與飛機裝配廠的壓縮氣源相連接，用于將飛機裝配廠的壓縮氣源通入座艙壓力控制車進行調節(jié)控制； 飛機進氣軟管將座艙壓力控制車的座艙進氣口與試驗飛機的座艙相連接，用于將經過座艙壓力控制車調節(jié)后的壓縮空氣通入試驗飛機的座艙，對試驗飛機的座艙進行充壓；座艙壓力反饋軟管將試驗飛機的座艙取壓口與座艙壓力控制車的座艙壓力反饋口相連接，用于在對試驗飛機的座艙進行充壓時，將試驗飛機的座艙壓力反饋至座艙壓力控制車的座艙壓力反饋口，座艙壓力控制車通過對座艙壓力反饋口的壓力測量，實現對試驗飛機的座艙壓力的實時監(jiān)測；旁通排氣軟管將座艙壓力控制車的旁通排氣口與消音器相連接，用于在完成飛機座艙功能試驗后，通過排氣軟管對試驗飛機進行排氣泄壓，通過與消音器相連，降低現場噪聲，改善試驗環(huán)境。所述的氣源進氣軟管一端連接飛機裝配廠經過濾后的壓縮氣源。所述的座艙壓力控制車為三層結構最下層為空氣調節(jié)管路系統(tǒng)，對進入座艙壓力控制車的壓縮空氣進行調節(jié)、中間層為氣動閥控制組件和壓力傳感器，用于測量和控制壓力、上層為控制器，用于接收空氣調節(jié)管路系統(tǒng)、氣動閥控制組件和壓力傳感器的信號并發(fā)送控制信號。所述的控制器是PLC控制器。所述的座艙壓力控制車還包括一操作面板，所述操作面板上包括觸摸屏、電源開關、電源指示燈和壓力顯示儀表，所述的PLC控制器與觸摸屏相連接，進行通信和數據交換，觸摸屏作為上位機連接PLC控制器，用于控制座艙試驗的流程，實時顯示試驗系統(tǒng)中的設備工作狀態(tài)和試驗參數，并可進行數據存檔。所述的空氣調節(jié)管路系統(tǒng)對進入座艙壓力控制車的壓縮空氣進行調節(jié)，空氣調節(jié)管路系統(tǒng)上依次為氣源進氣口、第一個氣動球閥、氣動減壓閥和質量流量計，質量流量計之后分為三條管路，一路為第二個氣動球閥和座艙進氣口，另一路為氣動流量調節(jié)閥和旁通排氣口，第三路為安全閥和旁通排氣口，其中飛機裝配廠的壓縮氣源通過氣源進氣口進入空氣調節(jié)管路系統(tǒng)，調節(jié)后的壓縮空氣從座艙進氣口流出空氣調節(jié)管路系統(tǒng)進入試驗飛機，排氣泄壓時的壓縮空氣從旁通排氣口流出空氣調節(jié)管路系統(tǒng)進入消音器，質量流量計與PLC控制器相連接用于傳輸管道的空氣流量信號，氣動球閥與PLC控制器相連接用于傳輸氣動球閥的開關狀態(tài)信號與控制信號，氣動流量調節(jié)閥用于調節(jié)排氣泄壓時的速率，安全閥用于設定座艙進氣口的最大壓力。所述的氣動閥控制組件包括一個空氣過濾器、一個精密減壓閥、兩個電氣比例閥和兩個電磁閥，其中空氣過濾器的入口在氣源進氣口與第一個氣動球閥之間，空氣過濾器的出口端連接精密減壓閥，精密減壓閥出口端并聯連接二條氣動管路，每條氣動管路上依次連接一個電磁閥和電氣比例閥；第一條氣動管路的電氣比例閥出口端連接到空氣調節(jié)管路系統(tǒng)的氣動減壓閥上；第二條氣動管路的電氣比例閥出口端連接到空氣調節(jié)管路系統(tǒng)的氣動流量調節(jié)閥上；二個電磁閥和二個電氣比例閥分別與PLC控制器相連接并傳輸閥的狀態(tài)信號與控制信號，通過調節(jié)電氣比例閥的輸入信號可控制電氣比例閥的輸出壓力，進而控制氣動減壓閥和氣動流量調節(jié)閥的開度，從而達到控制氣動減壓閥輸出壓力和氣動流量調節(jié)閥輸出流量的目的，連接電氣比例閥與精密減壓閥之間的電磁閥用于控制氣控回路的通斷。所述的壓力傳感器包括氣源進氣壓力電子式傳感器與機械式傳感器，用于測量座艙壓力控制車的氣源進氣口的壓力、飛機進氣壓力傳感器，用于測量座艙壓力控制車的飛機進氣口的壓力、座艙壓力電子式傳感器與機械式傳感器，用于測量座艙壓力控制車的座艙壓力反饋口的壓力；電子式壓力傳感器與PLC控制器相連接并傳遞測量到的壓力信號，機械式壓力傳感器直接用于機械式指針儀表的顯示。所述的座艙壓力控制車的車體下方安裝有腳輪，便于設備的移動。與現有技術相比，本發(fā)明有以下優(yōu)點(1)傳統(tǒng)的座艙功能試驗設備采用人工手動操作的方式，試驗過程需多人協調操作；的試驗操作由程序自動控制運行，試驗操作人員較少，有效提高試驗效率；(2)傳統(tǒng)的座艙功能試驗設備，試驗參數的顯示設備分散，且多為機械指針式儀表，測量精度低，且不同的操作人員會讀出不同的試驗參數；本裝置測量設備均為電子式傳感器，所有測量參數可集中顯示在觸摸屏上，同時備有指針式儀表用于粗調顯示；(3)試驗的流程控制采用PLC控制，PLC能適應較為惡劣的運行環(huán)境，抗干擾和穩(wěn)定性強，使得試驗流程的穩(wěn)定性得以提高，其模塊化的組成形式方便了擴展以及故障時的更換；(4)本裝置對飛機座艙的氣密性檢查采用基于流量計的質量流量檢測法，相比于傳統(tǒng)的壓降法檢測，不僅提高了測試精度，同時降低了試驗時間；(5)傳統(tǒng)的座艙功能試驗設備龐大復雜，需將飛機拖至試驗設備附近場地，試驗的準備時間較長，耗時耗力；本裝置為可移動手推車式，將試驗設備全部集成在試驗控制車中，而控制車占用空間較小，在飛機總裝車間，可利用車間工廠氣源直接進行座艙功能試驗，并且在完成后可輕松移至下一架試驗飛機進行試驗，大大節(jié)省了試驗準備時間；(6)傳統(tǒng)的座艙功能試驗設備需要試驗操作人員手動記錄試驗過程數據及試驗結果數據，本裝置可自動完成試驗過程中的數據記錄存檔，并且可復制到可移動存儲設備中， 方便試驗數據處理。


以下通過附圖對本發(fā)明所公開的技術方案做一詳細的描述圖1為本裝置現場布置接線示意圖；圖2為本裝置的座艙壓力控制車外部結構示意圖；圖3為本裝置的座艙壓力控制車內部管路控制結構原理圖。
具體實施例方式如圖1所示，本發(fā)明裝置包括氣源進氣軟管2、不銹鋼體的座艙壓力控制車3、飛機進氣軟管5、座艙壓力反饋軟管4和旁通排氣軟管6。在飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗現場的布置接線中，氣源進氣軟管2連接飛機裝配廠的壓縮氣源1和座艙壓力控制車3用于向座艙壓力控制車3供氣。飛機進氣軟管5連接座艙壓力控制車3和試驗飛機7，用于向試驗飛機7供氣。座艙壓力反饋軟管4連接座艙壓力控制車3和試驗飛機7，用于將飛機座艙壓力反饋至座艙壓力控制車3。旁通排氣軟管6連接座艙壓力控制車3和消音器8，用于將飛機座艙余氣排出。如圖2所示，座艙壓力控制車3外部包括觸摸屏9、電源顯示燈10、電源開關11、氣源進氣壓力表12、座艙壓力表13、座艙壓力反饋口 14、座艙進氣口 15、旁通排氣口 16、腳輪17和氣源進氣口 18。其中觸摸屏9用于顯示試驗過程中的設備狀態(tài)和試驗參數，并控制試驗流程；電源顯示燈10用于顯示座艙壓力控制車3的電源狀態(tài)；電源開關11用于開啟關閉座艙壓力控制車3的電源；氣源進氣壓力表12用于顯示座艙壓力控制車3的氣源進氣壓力；座艙壓力表13用于顯示試驗飛機7的座艙壓力；座艙壓力反饋口 14用于連接座艙壓力反饋軟管4;座艙進氣口 15用于連接飛機進氣軟管5;旁通排氣口 16用于連接旁通排氣軟管6 ；車輪17位于座艙壓力控制車3底部，用于移動座艙壓力控制車3，便于試驗準備；氣源進氣口 18用于連接氣源進氣軟管2。如圖3所示，座艙壓力控制車3內部管路控制結構原理圖，包括空氣調節(jié)管路系統(tǒng)、氣動閥控制組件、壓力傳感器、PLC控制器27和觸摸屏9。空氣調節(jié)管路系統(tǒng)包括氣源進氣口 18、氣動球閥23與34、氣動減壓閥22、質量流量計21、氣動流量調節(jié)閥20、安全閥 19、座艙進氣口 15和旁通排氣口 16，其中飛機裝配廠的壓縮空氣通過氣源進氣口 18進入空氣調節(jié)管路系統(tǒng)，調節(jié)后的壓縮空氣從座艙進氣口 15流出空氣調節(jié)管路系統(tǒng)進入試驗飛機7，排氣泄壓時的壓縮空氣從旁通排氣口 16流出空氣調節(jié)管路系統(tǒng)進入室外，質量流量計21用于測量管道流量并與PLC控制器27相連接用于傳輸管道的空氣流量信號，第一氣動球閥23用于控制座艙壓力控制車3氣源進氣的通斷，第二氣動球閥34用于控制試驗飛機7進氣的通斷，氣動減壓閥22用于控制試驗飛機7的座艙壓力，氣動調節(jié)閥20用于調節(jié)旁通排氣的速率，安全閥19用于保證在試驗過程中減壓閥出口壓力保持在規(guī)定值以內。 氣動閥控制組件包括空氣過濾器25、精密減壓閥26、電氣比例閥四與31和電磁閥28與 30，其中空氣過濾器25用于凈化進入氣動閥控制組件中的空氣，精密減壓閥沈為電氣比例閥四和31設定工作氣源的輸入壓力，電氣比例閥四為氣動減壓閥22提供控制壓力，電磁閥觀用于控制電氣比例閥四輸入氣源的通斷，電氣比例閥31為氣動調節(jié)閥20提供控制壓力，電磁閥30用于控制電氣比例閥31輸入氣源的通斷。壓力傳感器包括氣源進氣壓力傳感器M、飛機進氣壓力傳感器33、座艙壓力傳感器32，氣源進氣壓力傳感器M用于測量氣源進氣口 18處的壓力，飛機進氣壓力傳感器33用于測量飛機進氣口 15處的壓力，座艙壓力傳感器32用于測量座艙壓力反饋口 14處的壓力。PLC控制器27接收流量計21的流量信號、氣動球閥23與34的狀態(tài)開關反饋信號、電氣比例閥四與31的輸出壓力信號和壓力傳感器M、32、33的測量信號，并發(fā)出氣動球閥23與34和電氣比例閥四與31的控制信號，PLC控制器27與上位機觸摸屏9相連接，進行通信和數據交換。觸摸屏9連接PLC控制器27，用于控制座艙試驗的流程，實時顯示試驗系統(tǒng)中的設備工作狀態(tài)和試驗參數，并可進行數據存檔等功能。飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗主要包括4PSI氣密座艙檢查、8PSI氣密座艙檢查和釋壓能力檢查等試驗項目。下面結合

本專利在進行飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的詳細實施方式和具體的操作過程。(1)分別將氣源進氣軟管2連接飛機裝配廠的壓縮氣源1和座艙壓力控制車3，飛機進氣軟管5連接座艙壓力控制車3和試驗飛機7，座艙壓力反饋軟管4連接座艙壓力控制車3和試驗飛機7，旁通排氣軟管6連接座艙壓力控制車3和消音器8。試驗準備工作完成后，開啟電源開關11，由上位機觸摸屏9啟動試驗操作程序。(2)自動打開氣動球閥23和34，壓縮氣源進入座艙壓力控制車3，此時電氣比例閥31無壓力信號輸出，氣動流量調節(jié)閥20處于關閉，電氣比例閥四根據飛機座艙的壓力傳感器32的反饋信號調節(jié)氣動減壓閥22的控制壓力，調節(jié)氣動減壓閥22的開度。(3)經氣動減壓閥22調壓后的壓縮空氣流經過流量計21和氣動球閥34后，通過飛機進氣軟管5進入試驗飛機7，向座艙充壓。G)PLC控制器27依據座艙壓力傳感器32的壓力信號，不斷調節(jié)控制電氣比例閥 29的輸出壓力大小，從而控制氣動減壓閥22的開度，以試驗規(guī)定的充壓速度向飛機座艙充壓，直至飛機座艙壓力達到規(guī)定值并保持穩(wěn)定。(5)當觸摸屏9顯示試驗飛機7的座艙壓力已達到規(guī)定值并保持穩(wěn)定時，此時流量計21測量到的管道流量會顯示在觸摸屏9上，通過該流量來判斷飛機座艙泄漏量是否符合標準、釋壓能力是否正常以及座艙調壓功能是否正常。(6)當座艙試驗出現異常時，可通過觸摸屏9暫停試驗，PLC控制器27控制電氣比例閥四輸出壓力為零將氣動減壓閥22關閉，控制電氣比例閥31輸出壓力緩慢打開氣動調節(jié)閥20，將飛機座艙余氣通過消音器8排出，當座艙壓力為零時，由試驗人員對飛機進行檢修排故。(7)排故完成后，通過觸摸屏9重復上述3至5步驟。試驗完成后，通過觸摸屏9 退出試驗，PLC控制器27控制氣動球閥23關閉，控制電氣比例閥四輸出壓力為零關閉氣動球閥23，關閉電磁閥觀，控制電氣比例閥31調節(jié)氣動調節(jié)閥20的開度，將飛機座艙余壓空氣按要求速率排出，之后控制電氣比例閥31輸出壓力為零關閉氣動調節(jié)閥20，關閉電磁閥30，關閉氣動球閥34。(8)整個試驗過程的試驗數據由觸摸屏9全程記錄存檔，并且可拷貝至可移動存儲設備，方便對數據進行整理總結。本試驗裝置采用了 PLC控制技術和自動控制技術，實現環(huán)控系統(tǒng)座艙功能試驗的多參數集中控制和自動控制，應用質量流量法檢測飛機座艙的氣密性，提高了試驗精度，同時降低了試驗時間，可移動的試驗裝置快捷了試驗的現場準備，提高試驗效率。
權利要求
1.一種用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，包括氣源進氣軟管、 座艙壓力控制車、飛機進氣軟管、座艙壓力反饋軟管和旁通排氣軟管，其中座艙壓力控制車為可移動的，氣源進氣軟管將座艙壓力控制車的氣源進氣口與飛機裝配廠的壓縮氣源相連接，用于將飛機裝配廠的壓縮氣源通入座艙壓力控制車進行調節(jié)控制；飛機進氣軟管將座艙壓力控制車的座艙進氣口與試驗飛機的座艙相連接，用于將經過座艙壓力控制車調節(jié)后的壓縮空氣通入試驗飛機的座艙；座艙壓力反饋軟管將試驗飛機的座艙取壓口與座艙壓力控制車的座艙壓力反饋口相連接，用于在對試驗飛機的座艙進行充壓時，將試驗飛機的座艙壓力反饋至座艙壓力控制車的座艙壓力反饋口，座艙壓力控制車通過對座艙壓力反饋口的壓力測量，實現對試驗飛機的座艙壓力的實時監(jiān)測；旁通排氣軟管將座艙壓力控制車的旁通排氣口與消音器相連接，用于在完成飛機座艙試驗后，通過旁通排氣軟管對試驗飛機進行排氣泄壓，通過與消音器相連，降低現場噪聲，改善試驗環(huán)境。
2.根據權利要求1所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的氣源進氣軟管一端連接飛機裝配廠經過濾后的壓縮氣源。
3.根據權利要求1所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的座艙壓力控制車為三層結構最下層為空氣調節(jié)管路系統(tǒng)，對進入座艙壓力控制車的壓縮空氣進行調節(jié)；中間層為氣動閥控制組件和壓力傳感器，用于測量和控制壓力；上層為控制器，用于接收空氣調節(jié)管路系統(tǒng)、氣動閥控制組件和壓力傳感器的信號并發(fā)送控制信號。
4.根據權利要求3所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的控制器為PLC控制器。
5.根據權利要求4所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的座艙壓力控制車還包括一操作面板，所述的操作面板上包括觸摸屏、電源開關、電源指示燈和壓力顯示儀表，所述的PLC控制器與觸摸屏相連接，進行通信和數據交換，觸摸屏作為上位機連接PLC控制器，用于控制座艙試驗的流程，實時顯示試驗系統(tǒng)中的設備工作狀態(tài)和試驗參數，并可進行數據存檔。
6.根據權利要求4所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的空氣調節(jié)管路系統(tǒng)上依次為氣源進氣口、第一個氣動球閥、氣動減壓閥和質量流量計，質量流量計之后分為三條管路，一路為第二個氣動球閥和座艙進氣口，另一路為氣動流量調節(jié)閥和旁通排氣口，第三路為安全閥和旁通排氣口，其中飛機裝配廠的壓縮氣源通過氣源進氣口進入空氣調節(jié)管路系統(tǒng)，調節(jié)后的壓縮空氣從座艙進氣口流出空氣調節(jié)管路系統(tǒng)進入試驗飛機，排氣泄壓時的壓縮空氣從旁通排氣口流出空氣調節(jié)管路系統(tǒng)進入消音器，質量流量計與PLC控制器相連接用于傳輸管道的空氣流量信號，氣動球閥與PLC 控制器相連接用于傳輸氣動球閥的開關狀態(tài)信號與控制信號，氣動流量調節(jié)閥用于調節(jié)排氣泄壓時的速率，安全閥用于設定座艙進氣口的最大壓力。
7.根據權利要求6所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的氣動閥控制組件包括一個空氣過濾器、一個精密減壓閥、兩個電氣比例閥和兩個電磁閥，其中空氣過濾器的入口在氣源進氣口與第一個氣動球閥之間，空氣過濾器的出口端連接精密減壓閥，精密減壓閥出口端并聯連接二條氣動管路，每條氣動管路上依次連接一個電磁閥和電氣比例閥；第一條氣動管路的電氣比例閥出口端連接到空氣調節(jié)管路系統(tǒng)的氣動減壓閥上；第二條氣動管路的電氣比例閥出口端連接到空氣調節(jié)管路系統(tǒng)的氣動流量調節(jié)閥上；二個電磁閥和二個電氣比例閥分別與PLC控制器相連接并傳輸閥的狀態(tài)信號與控制信號，通過調節(jié)電氣比例閥的輸入信號可控制電氣比例閥的輸出壓力，進而控制氣動減壓閥和氣動流量調節(jié)閥的開度，從而達到控制氣動減壓閥輸出壓力和氣動流量調節(jié)閥輸出流量的目的，連接電氣比例閥與精密減壓閥之間的電磁閥用于控制氣控回路的通斷。
8.根據權利要求6所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的壓力傳感器包括氣源進氣壓力電子式傳感器與機械式傳感器，用于測量座艙壓力控制車的氣源進氣口的壓力；飛機進氣壓力傳感器，用于測量座艙壓力控制車的飛機進氣口的壓力；座艙壓力電子式傳感器與機械式傳感器，用于測量座艙壓力控制車的座艙壓力反饋口的壓力；其中，電子式壓力傳感器與PLC控制器相連接并傳遞測量到的壓力信號，機械式壓力傳感器直接用于機械式指針儀表的顯示。
9.根據權利要求1所述的用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，其特征在于，所述的座艙壓力控制車的車體下方安裝有腳輪，便于設備的移動。
全文摘要
用于民用飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗的自動化裝置，包括可移動的座艙壓力控制車，其氣源進氣口通過氣源進氣軟管與飛機裝配廠的壓縮氣源相連接；其座艙進氣口通過飛機進氣軟管與試驗飛機的座艙相連接；其座艙壓力反饋口通過座艙壓力反饋軟管與試驗飛機的座艙取壓口相連接；其旁通排氣口通過旁通排氣軟管與消音器相連接。本發(fā)明利用飛機裝配廠的現場氣源，進行飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗，實現對飛機環(huán)境控制系統(tǒng)座艙功能試驗過程中各參數的集中測量和自動控制，實現座艙功能試驗過程的自動化，有效地提高飛機座艙功能試驗測試的效率與精度，滿足飛機批生產對總裝過程中環(huán)控系統(tǒng)功能試驗質量與效率提升的需求。
文檔編號G05B23/02GK102436258SQ201110401598
公開日2012年5月2日 申請日期2011年12月6日 優(yōu)先權日2011年12月6日
發(fā)明者嚴志剛, 姚振強, 崔耀鵬, 方剛, 王建華, 羅磊, 胡永祥, 陳永康 申請人:上海交通大學, 上海飛機制造有限公司