CN110641728A - 一种飞机氧气系统性能检测设备 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机保障测试技术，具体涉及一种机载氧气系统性能检测设备。所述飞机氧气系统性能检测设备包括进气功能接嘴、传感装置、管路、吸气装置、流量调节阀、出气功能接嘴、控制器。其中，所述出气功能接嘴设置在吸气装置出口，所述吸气装置设置在管路出口端，所述进气功能接嘴设置在管路进口端，对接飞机供氧系统，所述传感装置设置在管路上，所述控制器分别与传感装置及吸气装置连接，所述吸气装置为适氧防护装置。本发明飞机氧气系统性能检测设备高度集成，便携轻便，易操作；能够主动产生吸气负压达到较大吸气流量并同步测试流量值和负压值，实现现役飞机氧气系统性能的机上原位测试，具有较大的实际应用价值。

Description

一种飞机氧气系统性能检测设备
技术领域
本发明属于飞机保障测试技术，具体涉及一种机载氧气系统性能检测设备。
技术背景
飞机供氧系统为机载重要保障系统，为飞行员提供氧气，保障飞行安全。现有飞机氧气系统的供氧方式均为“肺式供氧”，特点是需要从氧气出口主动吸才能供气，不吸则停止供气，即需要有吸气动作对供氧活门产生有效触发条件(达到一定的负压)才能有氧气输出。所以单纯的流量计、压差计等测试仪器无法测试该类型飞机氧气系统供氧性能(如吸气阻力、供氧能力、系统低压段负压气密性等)。
发明内容
本发明的目的是：提供一种结构简单、使用方便、测试精准快捷的飞机氧气系统性能检测设备。
本发明的技术方案是：一种飞机氧气系统性能检测设备，其包括进气功能接嘴、传感装置、管路、吸气装置、流量调节阀、出气功能接嘴、控制器，其中，所述出气功能接嘴设置在吸气装置出口，所述吸气装置设置在管路出口端，所述进气功能接嘴设置在管路进口端，对接飞机供氧系统，所述传感装置设置在管路上，所述控制器分别与传感装置及吸气装置连接，所述吸气装置为适氧防护装置。
所述飞机氧气系统性能检测设备还包括综合显示器，该综合显示器连接传感装置以及控制器。
所述吸气装置为电控涡轮泵，其在控制器控制下沿出气方向高速运转，实现对氧气的抽气功能。
所述涡轮泵采用适氧设计，其包括电机、转子、定子、线圈及壳体，其中，电机、线圈和定子采用密封设计，与氧气流通隔离。
所述电机、转子、定子、线圈表面设置有惰性涂层。
所述涡轮泵最大吸气负压不低于20kPa，最大吸气流量不低于250L/min。
所述涡轮泵无叶片，由高速马达吸入空气，空气通过环形孔径加速，形成空气喷射流并经出风槽吹出，产生引射效应，带动环形风道产生吸气功能。
所述传感装置包括压力传感器、流量传感器、气体浓度传感器等，分别设置在管路侧面或管路内部。
所述进气功能接嘴和出气功能接嘴由接头、垫片、卡套组成，其中，卡套为锁扣设置在接头上，与机上供氧系统出口对接，垫片设置在接头上用于氧气密封。
所述控制器还集成有电源。
本发明的优点是：本发明基于电控涡轮泵的吸气装置，集成了压力传感器、流量传感器、气体浓度传感器等的便携式设备，以及连接管路组成的综合测试系统，实现“肺式供氧”飞机氧气系统供氧性能(如“吸气阻力”、“供氧能力”以及“负压气密性”等)的机上原位测试。
本发明飞机氧气系统性能检测设备高度集成，便携轻便，易操作；能够主动产生吸气负压达到较大吸气流量并同步测试流量值和负压值，实现现役飞机氧气系统性能的机上原位测试，具有较大的实际应用价值。
附图说明
图1是本发明飞机氧气系统性能检测设备的结构示意图，
图2是本发明飞机氧气系统性能检测设备实际安装使用示意图，
其中，1-进气功能接嘴；2-流量传感器；3-流量调节阀；4-吸气装置；5-出气功能接嘴；6-控制器；7-综合显示器；8-压力传感器；9-连接管；10-被测机载供氧系统。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明：
实施例1，参见图2，本发明飞机氧气系统性能检测设备包括进气功能接嘴、传感装置、管路、吸气装置、出气功能接嘴、控制器、综合显示器。其中，所述出气功能接嘴设置在吸气装置出口，所述吸气装置设置在管路出口端，所述进气功能接嘴设置在管路进口端，对接飞机供氧系统，所述传感装置设置在管路上，所述控制器分别与传感装置及吸气装置连接，所述吸气装置为适氧防护装置。该综合显示器连接传感装置以及控制器。
所述传感装置包括压力传感器、流量传感器、气体浓度传感器等，分别设置在管路侧面或管路内部。
所述进气功能接嘴和出气功能接嘴由接头、垫片、卡套组成，其中，卡套为锁扣设置在接头上，与机上供氧系统出口对接，垫片设置在接头上用于氧气密封。
所述控制器还集成有电源，用于各部件供电。
所述吸气装置为电控涡轮泵，其在控制器控制下沿出气方向逆时针旋转，实现对氧气的抽气功能。
本实施例1中，所述涡轮泵采用适氧设计，其包括电机、转子、定子、线圈及壳体，其中，电机、线圈和定子采用密封设计，与氧气流通隔离。
所述电机、转子、定子、线圈表面设置有惰性涂层。
所述涡轮泵最大吸气负压不低于20kPa，最大吸气流量不低于250L/min。
本发明飞机氧气系统性能检测设备由控制器6提供的信号，供给吸气装置4(电控涡轮泵)，产生一定转速，从而形成相应吸气负压。将进气功能接嘴1通过连接管9连接到被测飞机氧气系统出口，通过调节流量调节阀3建立所需的吸气流量，通过综合显示器7就可与读出对应的“吸气流量值”、“吸气负压值”或“气体浓度值”、“供气温度”等结果，这样就实现了从氧气系统出口吸出氧气的同时又测出了“吸气阻力”、“供氧能力”以及“负压气密性”等。
实施例2
该实施例与实施例1类似，只是所述涡轮泵采用无叶片结构设计，所述涡轮泵无叶片，由高速马达吸入空气，空气通过环形孔径加速，形成空气喷射流并经出风槽吹出，产生引射效应，带动环形风道产生吸气功能。
所述涡轮泵无叶片，最大吸气负压不低于20kPa，最大吸气流量不低于250L/min。

Claims (10)

1.一种飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，包括进气功能接嘴、传感装置、管路、吸气装置、流量调节阀、出气功能接嘴、控制器，其中，所述出气功能接嘴设置在吸气装置出口，所述吸气装置设置在管路出口端，所述进气功能接嘴设置在管路进口端，对接飞机供氧系统，所述传感装置设置在管路上，所述控制器分别与传感装置及吸气装置连接，所述吸气装置为适氧防护装置。
2.根据权利要求1所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，还包括综合显示器，该综合显示器连接传感装置以及控制器。
3.根据权利要求2所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述吸气装置为电控涡轮泵，其在控制器控制下沿出气方向高速运转，实现对氧气的抽气功能。
4.根据权利要求3所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述涡轮泵采用适氧设计，其包括电机、转子、定子、线圈及壳体，其中，电机、线圈和定子采用密封设计，与氧气流通隔离。
5.根据权利要求3所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述电机、转子、定子、线圈表面设置有惰性涂层。
6.根据权利要求3所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述涡轮泵最大吸气负压不低于20kPa，最大吸气流量不低于250L/min。
7.根据权利要求3所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述涡轮泵无叶片，由高速马达吸入空气，空气通过环形孔径加速，形成空气喷射流并经出风槽吹出，产生引射效应，带动环形风道产生吸气功能。
8.根据权利要求3所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述传感装置包括压力传感器、流量传感器、气体浓度传感器等，分别设置在管路侧面或管路内部。
9.根据权利要求1所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述进气功能接嘴和出气功能接嘴由接头、垫片、卡套组成，其中，卡套为锁扣设置在接头上，与机上供氧系统出口对接，垫片设置在接头上用于氧气密封。
10.根据权利要求1所述的飞机氧气系统性能检测设备，其特征在于，所述控制器还集成有电源。
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