CN106706236A - 一种座舱气密试验器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种座舱气密试验器，其特征在于，包括进气系统、座舱系统、气密带气密性检测系统和雷达增压系统，其中，进气系统包括JT‑7B充气嘴1、单向活门2、冷气滤3和一级减压器4，座舱系统包括数码显示器5，座舱进气开关6，安全活门7，控制电路8，座舱压力传感器9，座舱回气软管10，座舱进气软管11；气密带气密性检测系统包括二级减压器18，气密带进气开关16、气密带进气软管13和气密带压力传感器14；雷达增压系统包括雷达增压系统软管12、雷达压力传感器15，雷达增压系统进气开关19，冷气滤20，充气嘴21；本发明不仅能够实现对飞机座舱气密性的检查还能够对飞机雷达舱和气密带进行气密性的检验，多功能合一，精巧方便。

Description

一种座舱气密试验器
技术领域
本发明属于航空测试机械技术领域，具体涉及一种座舱气密试验器。
背景技术
座舱气密试验器是通过模拟飞机座舱、气密带、雷达增压系统的实际使用情况，按照规定的条件，对其进行充气和保压，并对其压力、充气速度进行测量，按照一定的标准判断飞机座舱、气密带、雷达增压系统气密性。
飞机座舱、气密带以及雷达增压系统的气密性直接关系到飞机性能以及飞行员的生命安全。
当前，气密试验器主要分为机械式和电子式两种。机械式设备重量重、体积大，测量精度差，已经逐渐被淘汰，电子式设备重量轻，体积小，测量精度高，正逐渐替代机械式设备；目前，电子式设备的供电方式主要为蓄电池供电。本发明在原有机械式设备的基础上进行了电子化升级，采用蓄电池和机上电源两种方式对设备进行供电；同时，设备内部安装有安全活门，用以保护飞机座舱内部有关仪器仪表的性能。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种座舱气密试验器。
技术方案：
一种座舱气密试验器，其特征在于，包括进气系统、座舱系统、气密带气密性检测系统和雷达增压系统，其中，
进气系统包括JT-7B充气嘴(1)、单向活门(2)、第一冷气滤(3)和一级减压器(4)，其中，JT-7B充气嘴一端(1)连接外部管路，另一端通过管道依次连接单向活门(2)，第一冷气滤(3)，和一级减压器(4)，一级减压器(4)将气源从15MPa减至5MPa；
座舱系统包括数码显示器(5)，座舱进气开关(6)，安全活门(7)，控制电路(8)，座舱压力传感器(9)，座舱回气软管(10)，座舱进气软管(11)，其中，座舱进气开关(6)一端通过管道与进气系统中的一级减压器(4)相连，另一端通过通过管道和座舱进气软管(11)相连，座舱进气软管(11)另一端与飞机座舱相通，座舱回气软管(10)一端与飞机座舱相通，负责回气，另一端通过管道连接座舱压力传感器(9)，座舱压力传感器(9)另一端通过管道依次连接控制电路(8)和数码显示器(5)，座舱回气软管(10)和座舱压力传感器(9)相连的管道上设置有一个安全活门(7)，保护飞机座舱内部仪表安全；
气密带气密性检测系统包括二级减压器(18)，气密带进气开关(16)、气密带进气软管(13)和气密带压力传感器(14)，其中，二级减压器(18)一端与进气系统中的一级减压器(4)相连，二级减压器(4)将一级减压器(4)的气源从5MPa继续减至0.2MPa，二级减压器(4)另一端通过管道与气密带进气开关(16)相通，气密带进气开关(16)另一端通过管道与气密带进气软管(13)相通，气密带进气软管(13)另一端与飞机气密带相通，气密带压力传感器(14)设置在气密带进气开关(16)和气密带进气软管(13)之间的管道上；
雷达增压系统包括雷达增压系统软管(12)、雷达压力传感器(15)，雷达增压系统进气开关(19)，第二冷气滤(20)，充气嘴(21)，其中，充气嘴(21)通过管道依次连接第二冷气滤(20)、雷达增压系统进气开关(19)，雷达增压系统进气开关(19)通过管道连接雷达增压系统软管(12)，雷达增压系统软管(12)另一端与雷达增压系统相通，雷达压力传感器(15)设置在雷达增压系统进气开关(19)和雷达增压系统软管(12)之间的管道上。
有益效果
本发明不仅能够实现对飞机座舱气密性的检查还能够对飞机雷达舱和气密带进行气密性的检验，多功能合一，精巧方便；本发明具有两种供电方式：24V蓄电池供电以及机上28V电源供电，两种供电方式能够更好的适应飞机外场条件，能耗低；本发明装置中在座舱回气气路安装有安全活门，当超出飞机座舱所能承受的气压上线范围时就会自动打开进行放气，以保护飞机座舱能有关仪器仪表的安全。
附图说明
图1为本发明系统原理示意图。
图2为本发明数码显示器电路部分原理图。
图3为本发明仪表板。
其中，1.JT-7B充气嘴、2.单向活门3.第一冷气滤、4.一级减压器、5.数码显示器、6.座舱进气开关、7.安全活门、8.控制电路、9.座舱压力传感器、10.座舱回气软管、11.座舱进气软管、12.雷达增压系统软管、13.气密带进气软管、14.气密带压力传感器、15.雷达压力传感器、16.气密带进气开关、17.座舱放气开关、18.二级减压器、19.雷达增压系统进气开关、20.第二冷气滤、21.充气嘴。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。
本发明工作原理介绍如下：
1、工作原理
气密试验器是通过模拟飞机座舱、气密带、雷达增压系统的实际使用情况，按照规定的条件，对其进行充气和保压，并对其压力、充气速度进行测量，按照一定的标准判断飞机座舱、气密带、雷达增压系统气密性。
2、座舱气密性检查原理
如图1所示，标准气源通过JT-7B充气嘴1进入试验器，气源经防止气体倒流的单向活门2后进入第一冷气滤3，确保进入座舱内的气体为清洁气体；过滤后的气体进入一级减压器4减压，输出两路5MPa压力的清洁气源。(一路进入座舱，一路进入气密带)
关闭仪表板(图3)上的气密带进气开关16和座舱放气开关17，打开仪表板上的座舱进气开关6，则试验器处于检查座舱气密性的工作状态。5MPa压力的清洁气源通过座舱进气开关、座舱放气开关和箱体上的座舱进气接口以及座舱进气软管11，进入座舱内给座舱充气。座舱充气压力的大小由座舱进气开关6控制，座舱压力和充压速度由座舱压力传感器9测量、数码显示器5监测。试验时通过调节座舱进气开关的流量，保证座舱内的压力增高率不得超过0.01MPa/min。该路装有一个安全活门7，当座舱压力为0.032MPa时开始放气，确保座舱内有关仪表和附件的安全性。当座舱压力充到0.031MPa时，立即关闭座舱进气开关和气源，测出座舱压力由0.030MPa降到0.010MPa的时间，根据座舱气密性要求，这个时间不得小于5min，压力保持时间由数码显示器中的时间窗格读取。试验过程中，如果由于某种原因使得座舱压力过大，可以通过适度打开座舱放气开关17来调节座舱压力的大小，试验结束后，缓慢打开座舱放气开关，卸掉座舱内的气压，放气时要保证座舱内的压力减小率不得超过0.01MPa/min。
3、气密带气密性检查原理
如图1所示，关闭仪表板上的座舱进气开关6，打开仪表板上的气密带进气开关18，则试验器处于检查气密带气密性的工作状态。5MPa压力的清洁气源通过二级减压器18减压后输出0.2MPa的压力，试验压力由气密带压力传感器14测量、数码显示器5监测，当气密带内压力达到0.176MPa～0.25MPa时，关闭气密带进气开关16，根据气密带密封性能技术要求，保持30min，气密带进气压力表示值应不变。
4、雷达增压系统气密性检查原理
雷达增压系统由打气筒单独供气，如图1所示，打开仪表板上的雷达增压系统进气开关19，则试验器处于检查雷达增压系统气密性的工作状态。气源由充气嘴21进入试验器，通过第二冷气滤20过滤后为雷达增压系统打压。试验时，缓慢打开雷达增压系统进气开关，确保压力增高率不得超过0.05MPa/min。当雷达增压系统的压力达到0.1MPa±0.01MPa时，关闭开关雷达增压系统进气开关，保持30min后观测其压降应不大于0.015MPa。试验压力、充压速度由雷达压力传感器15测量、数码显示器5监测。
数码显示器采用蓄电池和机上电源两种方式对设备进行供电，5电路原理如图2所示，包括电源模块、电平转换电路、信号调理电路、微控制器和数码显示电路组成。根据试验器的功能及性能要求，3路压力传感器的压力信号通过调理电路采集，将采集到的压力值经微控制器处理后通过数码管进行显示。当输入的时间启动信号有效时，对时间进行测量、显示。显示采用三排四位数码管显示，第一排显示当前模式下的压力值，第二排显示当前模式下的保压时间，第三排显示当前模式下的充气速度。
本发明的工作过程如下：
座舱气密性：
1.打开座舱压力保持开关，关闭其余所有开关；
2.拆下和堵死飞机上的有关仪表和附件；
3.拆下试验器及座舱气密试验用的供气及回气接管嘴堵帽，并通过试验软管将试验器与飞机上相应接头相连；
4.检查气源的初始工作压力在13MPa～15MPa后，将气源管路与试验器连接，打开气源开关及管路开关；
5.打开座舱进气开关；
6.关闭放气开关；
7.试验时通过调节座舱进气开关的流量，保证座舱内的压力增高率不得超过0.01MPa/min。该路装有一个安全活门，当座舱压力为0.032MPa时开始放气，确保座舱内有关仪表和附件的安全性；
8.当座舱压力充到0.031MPa时，立即关闭座舱进气开关和气源，测出座舱压力由0.030MPa降到0.010MPa的时间不得小于5min。
气密带气密性：
1.关闭所有开关。拆下试验器及气密带接管嘴堵帽，通过试验软管将试验器与气密带接头相连；
2.将气源管路与试验器接通；
3.检查气源初始工作压力在13MPa～15MPa，将气源开关及管路开关打开；
4.打开气密带进气开关；
5.调节减压活门开关，数码显示器监测，当气密带内压力达到0.176MPa～0.25MPa时，关闭气密带进气开关。
6.根据气密带密封性能技术要求，保持30min。
雷达增压舱气密性：
1.雷达增压系统由打气筒单独供气，试验时，缓慢打开雷达增压系统进气开关，确保压力增高率不得超过0.05MPa/min。
3.当雷达增压系统的压力达到0.1MPa±0.01MPa时，关闭开关雷达增压系统进气开关，保持30min后观测其压降应不大于0.015MPa。

Claims (1)

1.一种座舱气密试验器，其特征在于，包括进气系统、座舱系统、气密带气密性检测系统和雷达增压系统，其中，
进气系统包括JT-7B充气嘴(1)、单向活门(2)、第一冷气滤(3)和一级减压器(4)，其中，JT-7B充气嘴一端(1)连接外部管路，另一端通过管道依次连接单向活门(2)，第一冷气滤(3)，和一级减压器(4)，一级减压器(4)将气源从15MPa减至5MPa；
座舱系统包括数码显示器(5)，座舱进气开关(6)，安全活门(7)，控制电路(8)，座舱压力传感器(9)，座舱回气软管(10)，座舱进气软管(11)，其中，座舱进气开关(6)一端通过管道与进气系统中的一级减压器(4)相连，另一端通过通过管道和座舱进气软管(11)相连，座舱进气软管(11)另一端与飞机座舱相通，座舱回气软管(10)一端与飞机座舱相通，负责回气，另一端通过管道连接座舱压力传感器(9)，座舱压力传感器(9)另一端通过管道依次连接控制电路(8)和数码显示器(5)，座舱回气软管(10)和座舱压力传感器(9)相连的管道上设置有一个安全活门(7)，保护飞机座舱内部仪表安全；
气密带气密性检测系统包括二级减压器(18)，气密带进气开关(16)、气密带进气软管(13)和气密带压力传感器(14)，其中，二级减压器(18)一端与进气系统中的一级减压器(4)相连，二级减压器(4)将一级减压器(4)的气源从5MPa继续减至0.2MPa，二级减压器(4)另一端通过管道与气密带进气开关(16)相通，气密带进气开关(16)另一端通过管道与气密带进气软管(13)相通，气密带进气软管(13)另一端与飞机气密带相通，气密带压力传感器(14)设置在气密带进气开关(16)和气密带进气软管(13)之间的管道上；
雷达增压系统包括雷达增压系统软管(12)、雷达压力传感器(15)，雷达增压系统进气开关(19)，第二冷气滤(20)，充气嘴(21)，其中，充气嘴(21)通过管道依次连接第二冷气滤(20)、雷达增压系统进气开关(19)，雷达增压系统进气开关(19)通过管道连接雷达增压系统软管(12)，雷达增压系统软管(12)另一端与雷达增压系统相通，雷达压力传感器(15)设置在雷达增压系统进气开关(19)和雷达增压系统软管(12)之间的管道上。
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