飞机大气数据系统传感器加温测试技术研究

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飞机大气数据系统传感器加温测试技术
研究
【摘要】本文通过对飞机大气数据系统的传感器加温试验流程及传感器
类型进行分析,研究出一种传感器加温测试方法,替代传统检查方法。

使用新方
法进行测试时,可让测试人员能够精准判断传感器温度变化趋势,在缩短试验周期、提高效率的同时,也确保了测试人员的人身安全和飞机安全,具有一定的应
用推广价值。

【关键词】大气数据系统;传感器加温;机上试验。

1 大气数据系统简介
大气数据系统能够感受飞机所处环境的总压、静压、总温、攻角、侧滑角,
并根据测量结果解算出气压高度、垂直速度、马赫数、指示空速、真空速、大气
密度比、总温、静温、攻角、侧滑角等大气参数,通过总线向飞机航电、飞控、
导航、环控等系统输出。

由于高空气温低,飞机在空中飞行穿云时空气中湿度大,会形成结冰现象。

大气数据系统的各类传感器在结冰条件下工作,会出现数据异常、不准确等情况,严重影响大气系统功能,因此飞机上的大气数据系统传感器
都具有加温功能,为了保障飞行安全,在地面需进行传感器加温功能检查。

大气数据系统由3台大气数据计算机、1台加温监控盒、1台加温控制盒、2
个攻角传感器、1个侧滑角传感器、3个全压受感器、1个全压智能探头、6个静
压受感器、2个静压智能探头和4个总温传感器组成。

其中大气数据计算机、加
温监控盒和加温控制盒安装在驾驶舱内,19个传感器分别安装在机头左右两侧8
框~9框蒙皮和13框~14框蒙皮上。

1.1 工作原理
加温监控盒和加温控制盒控制19个传感器实现自动加温和手动加温。

自动
加温模式下,大气数据计算机根据当前空速及起落架状态进行判断,自动下发加
温控制指令至监控盒和控制盒,并由监控盒与控制盒向各个传感器下发加温指令。

手动加温模式下,由飞机上的“强制加温”开关控制监控盒和控制盒,由监控盒
及控制盒控制各个传感器进行加温动作。

监控盒不仅具备下发加温控制指令的作用,还可以实时采集各个传感器的加温状态,反馈至大气数据计算机中;控制盒
为加温热备份,当监控盒失效时,替代监控盒接收大气数据计算机下发的加温控
制指令,控制各个传感器进行加温,但不监控传感器实际加温状态。

因此在进行
自动加温和手动加温功能检查时,需分别对监控盒与控制盒进行检查。

2 加温测试流程及现状
为保障飞机大气数据系统传感器在空中能够正常加温,在地面需进行6次自
动加温和2次手动加温,以确保3台大气数据计算机、加温监控盒与加温控制盒
工作正常。

进行大气系统传感器加温检查前,测试人员需在机头左右两侧提前布置好工
作梯,用于测试人员能触摸到高处传感器。

进行测试时,机外测试人员首先用手
背触摸各传感器感受传感器当前温度后,机内测试人员对19个传感器加温10~
15s后停止加温,机外测试人员再用手背触摸各传感器,此时传感器应有温热的
感觉,随后间隔约30min使传感器自然降温(防止再次加温后温度过高,造成人
员烫伤),重复上述工作,直至完成8次加温检查,整个试验过程耗时约4h。

目前的检查方法是靠测试人员触摸所有传感器感受温度变化,无法客观的评
价温度变化,由于每个人对温度的感觉会有所不同,经常出现传感器已经加温,
测试人员触摸后未感觉到温度有明显变化,导致重新进行加温检查的情况,严重
影响检查效率。

2.1 其他机型加温测试流程
2.1.1 A型飞机
需对13个大气传感器(4个总温传感器、2个攻角传感器、1个侧滑角传感器、3个全压受感器、1个全压智能探头和2个静压智能探头)进行强制加温检
查2次和自动加温检查6次。

2.1.2 B型飞机
需对6个大气传感器(2个总温传感器、4个智能探头)进行强制加温功能
检查1次和自动加温检查5次。

2.1.3 C型飞机
需对3个大气传感器(1个机头锥补偿式总静压受感器、1个机身备用空速管、1个攻角传感器)进行强制加温检查1次。

2.1.4 D型飞机
需对3个大气传感器(1个全压受感器、左/右空速管各1个)进行强制加温
功能检查1次。

2.1.5 E型飞机
需对6个大气传感器(1个左/全压受感器、1个右/全压受感器、2个大气机、2个防冰大气总温传感器)进行强制加温功能检查3次。

2.1.6大气系统加温检查遇到的瓶颈
通过对各型机大气系统加温检查工作进行梳理,各型机需进行加温检查的传
感器及加温次数见表1所示:
表1 在产机型加温检查工作梳理
对表1数据进行分析,B、C、D、E相比A型及本文介绍飞机,对机上需进行
加温检查的大气传感器数量较少且加温次数较少,使用目前用手触摸检查的方式,虽然可以满足B、C、D、E型飞机生产线连续生产需要,但同样存在测试人员无
法客观评价温度变化的情况。

针对A型及本文介绍飞机需对飞机大气数据传感器加温测试技术进行研究,
提升加温检查效率,使合格判据可视化,满足生产线连续生产需要。

3 测试技术研究
为了能精准判断传感器温度变化趋势,同时提升工作效率,对传感器加温测
试技术进行研究,研制出测试装置和测试夹具,形成了一种测试方法,能完成大
气系统传感器加温检查,使合格判据可视化。

3.1 测试需求分析
测试装置能够完成飞机试飞前19个传感器加温的定性测试工作。

温度测量
为单路接线,测试位置在飞机蒙皮外,被测传感器形状为管状(全压受感器、全
压智能探头、总温传感器)和片状(攻角传感器、侧滑角传感器、静压受感器、
静压智能探头),测试夹具具有快速布置和拆除,且不能造成测试部位表面损伤。

测试装置应为外场便携式设备,具备内置电池供电和外部供电2种方式,显示页
面应醒目,同时具备存储功能。

测试路数为20路,其中1路为备份,方便后续
扩展。

在机上使用测温枪按照传感器加温10s,每次间隔5min进行测试,过程中
最高温度为106℃,因此测试装置量程范围应-20℃~200℃,温度测试精度±2℃。

3.2测试装置设计
测试装置主体部分由风暴箱内嵌面板以及电路和接口组成,包括处理器电路、温度处理电路,显示及控制电路,供电电源电路,充放电电路以及电池组。

测试
装置系统框图与布局图件图1。

图1 传感器加温测试装置系统框图与风暴箱箱内布局图
测试装置的核心是温度处理电路和处理器电路。

温度处理电路中单个温度传
感器的输入阻值通过精密电阻网络变换成对应电压信号,通过模拟开关分时切换
通道,完成多达114路温度电压信号采集,经过AD生成数字信号供处理器电路
处理。

处理器电路选用32位系统,处理温度传感器信号,有效信号选择,滤波
处理,温度值变换;接收界面触摸以及按键操作,并执行命令。

3.3测试夹具设计
传感器形状为管状或片状,为了能够快速部署和拆除,测试夹具可使用夹子
和圆盘形式。

夹子形式的夹具用来测试攻角传感器、侧滑角传感器、全压受感器、全压智能探头和总温传感器,内嵌两个测试点,分别布置在夹子的圆弧处开口,对应每个测试点埋入三个并列的温度传感器,通过尾端引线输出六路传感器信号,温度值按3选2获得信号值。

圆盘形式的夹具用来测试静压受感器和静压智能探头,由于静压受感器和静压智能探头位于机身前侧无气流干扰的平滑处且与蒙皮齐平,两个圆盘形式的夹具通过连接杆组合,连接杆上设置长杆螺栓,长杆螺栓借用机身两个静压受感器之间的防护用具定位孔,使圆盘形式的夹具与静压受感器和静压智能探头贴合,内嵌1个测试点,布置在圆盘中心,埋入三个并列的温度传感器,通过尾端引线输出三路传感器信号,温度值按3选2获得信号值。

4 应用情况
使用测试装置在机上进行了19路加温测试,试验流程按照传感器加温10~15s后停止,间隔10min,重复进行8次试验。

试验过程中,测试装置检测最高温度为160℃,试验结束后取下测试夹具进行检查,测试夹具和机上传感器外观均良好,满足传感器加温测试技术要求。

5 结束语
通过对飞机大气数据系统进行分析,研制一套传感器加温测试装置,形成一种传感器加温测试方法,替代原有“用手背触摸各传感器应有温热感觉”的检查方法。

使用新方法进行测试既能提升了测试技术能力和水平,又能使合格判据可视化,同时也节省了传感器自然降温的时间,能将原本4h的测试时间缩短至
1.5h,工作效率提升6
2.25%。

同时,该测试装置也可推广到其它在产飞机的大气传感器加温试验。

参考文献
[1] 马银才,张兴媛. 航空机载电子设备[M]. 清华大学出版社,2012.
[2] 上海航空测控技术研究所主编.航空故障诊断段与健康管理技术.航空工业出版社, 2013.
[3] 支超有, 秦成等译. 飞机航空电子系统(第2版). 国防工业出版社.2015.
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