CN106441906A - 一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔 - Google Patents

一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，包括腔壳、防爆箱、温度开关、空气压力开关、空气减压阀、防爆排风机、用于为待防爆航空发动机部件试验设备提供电源的正压防爆腔电源、以及用于检测腔壳内的空气压力与外界空气的压力之差的空气压差开关；防爆电磁阀的出气口与空气减压阀的入气口相连通，空气减压阀的出气口与腔壳的入气口相连通，空气压力开关的入气口与防爆电磁阀的出气口相连通，温度开关位于腔壳内，防爆排风机位于腔壳的外部，防爆箱与空气压差开关、温度开关、正压防爆腔电源、空气压力开关及防爆排风机相连接，能够对燃油介质试验中产生的燃油气同步防爆隔离，满足航空发动机部件试验设备的工作环境要求。

Description

一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，涉及一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔。
背景技术
采用燃油介质进行航空发动机部件试验，应该在防爆环境中进行。但目前，试验设备上用于观察部件工作情况的冷光源照明装置中，其发生器不防爆，需将光导纤维加长以便于进行防爆隔间安装，造成开关机、调光不能就近方便操作，照度也大幅衰减。此外，试验设备控制面板上用于参数检测的盘装数字仪表不防爆，只能改用机械指针式仪表，人为判读误差大，尤其是调节试验压力、温度等工作，由于自动调节控制仪表不防爆，只能采用阀门手动调节，劳动强度大。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，该防爆腔能够对燃油介质试验中产生的燃油气同步防爆隔离，满足航空发动机部件试验设备的工作环境要求。
为达到上述目的，本发明所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔包括腔壳、防爆箱、温度开关、空气压力开关、空气减压阀、防爆排风机、用于为待防爆航空发动机部件试验设备提供电源的正压防爆腔电源、以及用于检测腔壳内的空气压力与外界空气的压力之差的空气压差开关；
防爆电磁阀的出气口与空气减压阀的入气口相连通，空气减压阀的出气口与腔壳的入气口相连通，空气压力开关的入气口与防爆电磁阀的出气口相连通，温度开关位于腔壳内，防爆排风机位于腔壳的外部，防爆箱与空气压差开关、温度开关、正压防爆腔电源、空气压力开关及防爆排风机相连接。
防爆箱内设有控制电路，所述控制电路包括防爆启动按钮、防爆停止按钮、防爆复位按钮、第一时间继电器、第二时间继电器、第一继电器、第二继电器、第三继电器、防爆隔离栅、电源及用于控制防爆排风机的接触器；
电源的火线与防爆停止按钮的一端、防爆复位按钮的一端、第二继电器常闭触点的一端及第三继电器的常开触点的一端相连接；
防爆停止按钮的另一端与防爆启动按钮的一端及接触器常开触点的一端相连接，防爆启动按钮的另一端及接触器常开触点的另一端与第一继电器常闭触点的一端相连接，第一继电器常闭触点的另一端与接触器中线圈的一端、防爆电磁阀的一端及第二时间继电器中线圈的一端相连接；
防爆复位按钮的另一端与第一继电器常开触点的一端及第一时间继电器常开触点的一端相连接，第一时间继电器常开触点的另一端与第一开关的一端、第二开关的一端及第二继电器常开触点的一端相连接，第一开关的另一端与第一继电器常开触点的另一端及第一继电器中线圈的一端相连接，第二开关的另一端与第二继电器常开触点的另一端及第二继电器中线圈的一端相连接；
第二继电器常闭触点的另一端经第一时间继电器的常开触点与第二时间继电器中线圈的一端及第二时间继电器常开触点的一端相连接，第二时间继电器常开触点的另一端与第三继电器中线圈的一端相连接；
第三继电器常开触点的另一端与正压防爆腔电源的火线相连接，电源的零线与接触器中线圈的另一端、防爆电磁阀的另一端、第一时间继电器中线圈的另一端、第一继电器中线圈的另一端、第二继电器中线圈的另一端、第二时间继电器中线圈的另一端、第三继电器中线圈的另一端及正压防爆腔电源的零线相连接，空气压差开关的常开触点与温度开关的常闭触点组成的串联电路与第二开关之间、以及第一开关与空气压力开关之间均通过防爆隔离栅F耦合连接。
还包括第一防爆信号灯及第二防爆信号灯，其中，第一防爆信号灯与第一继电器中的线圈并联连接，第二防爆信号灯与第二继电器中的线圈并联连接。
还包括第三防爆信号灯，第三防爆信号灯的一端与第二时间继电器中常闭触点相连接，第三防爆信号灯的另一端与电源的零线相连接。
空气减压阀的出气口与腔壳的入气口相连通，经消音器向腔壳内输送压缩空气。
腔壳通过法兰与试验设备的操作面板盘装非防爆电器相连接。
本发明具有以下有益效果：
本发明所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔在具体操作时，只需将该正压防爆腔套装在航空发动机部件试验设备的操作面板盘装非防爆电器后部，其他非防爆电器放置到该正压防爆腔中，再用防爆电磁阀接通气源，气源输出的压缩气体经空气减压阀减压后进入到腔壳内，从而对腔壳内的燃油气体进行吹扫换气，同时通过温度开关、空气压差开关及空气压力开关对腔壳内的温度及压力进行检测，符合要求后才对腔壳内的试验设备进行供电，同时在腔壳内的试验设备工作期间，通过防爆箱控制防爆电磁阀使腔壳内保持正压空气，为试验设备提供正压防爆环境，当防爆环境失效时，则切断正压防爆腔电源对试验设备进行停机，减少电器工作火花、发热引起的爆炸危险，结构简单，易于用自动化数字仪表进行试验压力、温度自动化调节，试验数据精度高，试验设备整体布局紧凑，节省场地，施工量小，现场操作安全，使用方便。
附图说明
图1为本发明的原理图；
图2为本发明中控制电路的电路图。
其中，1为腔壳、2为防爆箱、3为温度开关、4为空气压差开关、5为法兰、6为消音器、7为防爆电磁阀、8为空气压力开关、9为空气减压阀。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细描述：
参考图1及图2，本发明所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔包括腔壳1、防爆箱2、温度开关3、空气压力开关8、空气减压阀9、防爆排风机、用于为待防爆航空发动机部件试验设备提供电源的正压防爆腔电源、以及用于检测腔壳1内的空气压力与外界空气的压力之差的空气压差开关4；防爆电磁阀7的出气口与空气减压阀9的入气口相连通，空气减压阀9的出气口与腔壳1的入气口相连通，空气压力开关8的入气口与防爆电磁阀7的出气口相连通，温度开关3位于腔壳1内，防爆排风机位于腔壳1的外部，防爆箱2与空气压差开关4、温度开关3、正压防爆腔电源、空气压力开关8及防爆排风机相连接。
防爆箱2内设有控制电路，所述控制电路包括防爆启动按钮SB1、防爆停止按钮SB2、防爆复位按钮SB3、第一时间继电器KT1、第二时间继电器KT2、第一继电器KA1、第二继电器KA2、第三继电器KA3、防爆隔离栅F、电源及用于控制防爆排风机的接触器KM；电源的火线与防爆停止按钮SB2的一端、防爆复位按钮SB3的一端、第二继电器KA2常闭触点的一端及第三继电器KA3的常开触点的一端相连接；防爆停止按钮SB2的另一端与防爆启动按钮SB1的一端及接触器KM常开触点的一端相连接，防爆启动按钮SB1的另一端及接触器KM常开触点的另一端与第一继电器KA1常闭触点的一端相连接，第一继电器KA1常闭触点的另一端与接触器KM中线圈的一端、防爆电磁阀7的一端及第二时间继电器KT2中线圈的一端相连接；防爆复位按钮SB3的另一端与第一继电器KA1常开触点的一端及第一时间继电器KT1常开触点的一端相连接，第一时间继电器KT1常开触点的另一端与第一开关F1的一端、第二开关F2的一端及第二继电器KA2常开触点的一端相连接，第一开关F1的另一端与第一继电器KA1常开触点的另一端及第一继电器KA1中线圈的一端相连接，第二开关F2的另一端与第二继电器KA2常开触点的另一端及第二继电器KA2中线圈的一端相连接；第二继电器KA2常闭触点的另一端经第一时间继电器KT1的常开触点与第二时间继电器KT2中线圈的一端及第二时间继电器KT2常开触点的一端相连接，第二时间继电器KT2常开触点的另一端与第三继电器KA3中线圈的一端相连接；第三继电器KA3常开触点的另一端与正压防爆腔电源的火线相连接，电源的零线与接触器KM中线圈的另一端、防爆电磁阀7的另一端、第一时间继电器KT1中线圈的另一端、第一继电器KA1中线圈的另一端、第二继电器KA2中线圈的另一端、第二时间继电器KT2中线圈的另一端、第三继电器KA3中线圈的另一端及正压防爆腔电源的零线相连接，空气压差开关4的常开触点与温度开关3的常闭触点组成的串联电路与第二开关F2之间、以及第一开关F1与空气压力开关8之间均通过防爆隔离栅F耦合连接。
本发明还包括第一防爆信号灯HL1、第二防爆信号灯HL2及第三防爆信号灯HL3，其中，第一防爆信号灯HL1与第一继电器KA1中的线圈并联连接，第二防爆信号灯HL2与第二继电器KA2中的线圈并联连接；第三防爆信号灯HL3的一端与第二时间继电器KT2中常闭触点相连接，第三防爆信号灯HL3的另一端与电源的零线相连接；空气减压阀9的出气口与腔壳1的入气口相连通，腔壳1的入气口经消音器6向腔壳1内输送压缩空气；腔壳1通过法兰5与试验设备的操作面板盘装非防爆电器相连接。
按压防爆启动按钮SB1，接触器KM的线圈通电，防爆排风机运转，防爆排风机排出腔壳1周边空气中的挥发燃油气体，同时防爆电磁阀7的线圈及第一时间继电器KT1通电，防爆电磁阀7的阀门打开：
压缩空气通过防爆电磁阀7经空气减压阀9减压后对腔壳1进行吹扫换气，同时，第一时间继电器KT1开始计时；空气压力开关8受到的压力大于等于预设试验设备工作压力时，空气压力开关8动作；直至第一时间继电器KT1计时完成为止，试验设备气源压力建立成功。
当第一时间继电器KT1的延时闭合触点接通时管道中的空气没有达到航空发动机部件试验设备的工作压力或者第一时间继电器KT1计时过短时，则将造成空气压力开关8处于初始状态或者没来得及动作，第一继电器KA1中的线圈通电，常开触点自锁，第一防爆信号灯HL1亮起，第一继电器KA1的常闭触点断开启动电路，航空发动机部件试验设备启动失败；此时用户检查并排除气源压力建立失败的故障，然后按压防爆复位按钮SB3，第一继电器KA1自锁释放，第一防爆信号灯HL1灭，重新启动航空发动机部件试验设备。
b.压缩空气对腔壳1进行持续吹扫换气，当腔壳1内部气压高于国家规定的PZ型正压设备的最低正压25Pa并且腔壳1内部的温度低于60℃时，空气压差开关4的常开触点和温度开关3的常闭触点同时接通，正压防爆腔正压建立成功；第二继电器KA2的常闭触点接通，第二时间继电器KT2开始计时，第三防爆信号灯HL3亮起，进行5倍腔壳1容积的保护气体置换吹扫换气；当第二时间继电器KT2记录的时间达到预设时间时，置换吹扫换气完成。第三防爆信号灯HL3灭，腔壳1从危险区域2区降低为非危险区，同时，第二时间继电器KT2的延时闭合触点接通，第三继电器KA3中的线圈通电，第三继电器KA3的常开触点接通，电源接通到正压防爆腔电源上，确保在符合国家防爆标准要求后才可对腔壳1内部的航空发动机部件试验设备供电。
当正压防爆腔后盖没有可靠关闭或腔壳1内漏气过大时，腔壳1内的空气压力达不到最低正压25Pa的安全极限，空气压差开关4的常开触点将无法接通，第二继电器KA2中的线圈通电，第二继电器KA2的常开触点自锁，第二防爆信号灯HL2亮起，同时，第二继电器KA2的常闭触点断开，第二时间继电器KT2无法通电，无法进行5倍腔壳1容积的保护气体置换正压吹扫换气计时，第三继电器KA3中的线圈也无法通电，第三继电器KA3的常开触点断开，电源无法接通到正压防爆腔电源，腔壳1内部的航空发动机部件试验设备无法通电。同理，当腔壳1内电器故障，造成腔壳1内环境温度超出60℃的安全极限，温度开关3的常闭触点断开，第二防爆信号灯HL2亮起，腔壳1内部的航空发动机部件试验设备无法通电。此时检查并排除腔排出压低/腔内环境温度高的故障后，按压防爆复位按钮SB3，第二继电器KA2自锁释放，第二防爆信号灯HL2灭，重新启动航空发动机部件试验设备。

Claims (6)

1.一种航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，其特征在于，包括腔壳(1)、防爆箱(2)、温度开关(3)、空气压力开关(8)、空气减压阀(9)、防爆排风机、用于为待防爆航空发动机部件试验设备提供电源的正压防爆腔电源、以及用于检测腔壳(1)内的空气压力与外界空气的压力之差的空气压差开关(4)；
防爆电磁阀(7)的出气口与空气减压阀(9)的入气口相连通，空气减压阀(9)的出气口与腔壳(1)的入气口相连通，空气压力开关(8)的入气口与防爆电磁阀(7)的出气口相连通，温度开关(3)位于腔壳(1)内，防爆排风机位于腔壳(1)的外部，防爆箱(2)与空气压差开关(4)、温度开关(3)、正压防爆腔电源、空气压力开关(8)及防爆排风机相连接。
2.根据权利要求1所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，其特征在于，防爆箱(2)内设有控制电路，所述控制电路包括防爆启动按钮(SB1)、防爆停止按钮(SB2)、防爆复位按钮(SB3)、第一时间继电器(KT1)、第二时间继电器(KT2)、第一继电器(KA1)、第二继电器(KA2)、第三继电器(KA3)、防爆隔离栅(F)、电源及用于控制防爆排风机的接触器(KM)；
电源的火线与防爆停止按钮(SB2)的一端、防爆复位按钮(SB3)的一端、第二继电器(KA2)常闭触点的一端及第三继电器(KA3)的常开触点的一端相连接；
防爆停止按钮(SB2)的另一端与防爆启动按钮(SB1)的一端及接触器(KM)常开触点的一端相连接，防爆启动按钮(SB1)的另一端及接触器(KM)常开触点的另一端与第一继电器(KA1)常闭触点的一端相连接，第一继电器(KA1)常闭触点的另一端与接触器(KM)中线圈的一端、防爆电磁阀(7)的一端及第二时间继电器(KT2)中线圈的一端相连接；
防爆复位按钮(SB3)的另一端与第一继电器(KA1)常开触点的一端及第一时间继电器(KT1)常开触点的一端相连接，第一时间继电器(KT1)常开触点的另一端与第一开关(F1)的一端、第二开关(F2)的一端及第二继电器(KA2)常开触点的一端相连接，第一开关(F1)的另一端与第一继电器(KA1)常开触点的另一端及第一继电器(KA1)中线圈的一端相连接，第二开关(F2)的另一端与第二继电器(KA2)常开触点的另一端及第二继电器(KA2)中线圈的一端相连接；
第二继电器(KA2)常闭触点的另一端经第一时间继电器(KT1)的常开触点与第二时间继电器(KT2)中线圈的一端及第二时间继电器(KT2)常开触点的一端相连接，第二时间继电器(KT2)常开触点的另一端与第三继电器(KA3)中线圈的一端相连接；
第三继电器(KA3)常开触点的另一端与正压防爆腔电源的火线相连接，电源的零线与接触器(KM)中线圈的另一端、防爆电磁阀(7)的另一端、第一时间继电器KT1)中线圈的另一端、第一继电器(KA1)中线圈的另一端、第二继电器(KA2)中线圈的另一端、第二时间继电器(KT2)中线圈的另一端、第三继电器(KA3)中线圈的另一端及正压防爆腔电源的零线相连接，空气压差开关(4)的常开触点与温度开关(3)的常闭触点组成的串联电路与第二开关(F2)之间、以及第一开关(F1)与空气压力开关(8)之间均通过防爆隔离栅(F)耦合连接。
3.根据权利要求2所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，其特征在于，还包括第一防爆信号灯(HL1)及第二防爆信号灯(HL2)，其中，第一防爆信号灯(HL1)与第一继电器(KA1)中的线圈并联连接，第二防爆信号灯(HL2)与第二继电器(KA2)中的线圈并联连接。
4.根据权利要求3所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，其特征在于，还包括第三防爆信号灯(HL3)，第三防爆信号灯(HL3)的一端与第二时间继电器(KT2)中常闭触点相连接，第三防爆信号灯(HL3)的另一端与电源的零线相连接。
5.根据权利要求1所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，其特征在于，空气减压阀(9)的出气口与腔壳(1)的入气口相连通，腔壳(1)的入气口经消音器(6)向腔壳(1)内输送压缩空气。
6.根据权利要求1所述的航空发动机部件试验设备的正压防爆腔，其特征在于，腔壳(1)通过法兰(5)与试验设备的操作面板的盘装非防爆电器相连接。
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