CN114878098A - 一种飞机气密性试验设备及气密性试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机气密性试验设备及气密性试验方法，设备包括至少两个依次连通的气密性试验模块，位于首端的气密性试验模块的进气口与气源连通，各气密性试验模块均设有比例调压阀、关断阀、压力传感器和气体输出接头，比例调压阀用于调节气密性试验模块中的气压，关断阀用于切断或连通比例调压阀气体输出的通道，压力传感器用于检测气体的压力值，气体输出接头用于与飞机对接并输出气体。方法包括以下步骤：S1、对设备进行充压；S2、保压测试；S3、完成测试。本发明集成了至少两个气密性试验模块，可以单独进行某项气密性试验工作，也可同时进行多项气密性试验工作，不需要频繁更换气压软管和试验设备，大大缩短了试验时间，提高了工作效率。

Description

一种飞机气密性试验设备及气密性试验方法

技术领域

本发明涉及飞机气密性试验技术领域，具体涉及一种飞机气密性试验设备及气密性试验方法。

背景技术

飞机维修过程中，需要对飞机的气动系统、油箱增压值及管路系统、机翼副油箱增压系统、座舱系统、全机燃油系统进行气密性试验，确保这五项工作合格才能保证飞行安全。

目前，座舱系统气密性试验、全机燃油系统系统气密性试验可以通用一台试验设备，其余每种气密性试验都分别对应一台试验设备，四台设备相互之间不可通用。由于一个试验工位无法同时摆放多台试验设备，且一个工位只有一个气源、一套气压输入装置，因此只有等上一个气密性试验完成后才能做下一个气密性试验，一架飞机做这几个气密性试验的时间是累加的，无法并线工作，试验效率低。

鉴于传统气密性试验都是采用单独的气密性试验设备，那么就需要通过以下方法进行检测，每项气密性试验的操作步骤基本相同，具体操作步骤如下：S1、将设备分别与气源和飞机通过气压软管进行连接；S2、关闭设备的输出阀门，打开设备的输入阀门，打开气源对设备充压；S3、调节设备的输出压力到指定数值；S4、打开设备输出阀门，待飞机上的压力达到指定值后关闭设备输出阀门进行保压测试并计时，若是机上气密系统的气压下降量超过标准值则需要采用“冒泡法”对系统的漏压点进行逐段排查，待修复完成后再重复该步骤进行气密性试验，直至试验合格；S5、卸除压力，拆除设备连接软管，进行下一个气密性试验。

上述的设备和方法存在以下几个问题：

1、整个气密性试验过程为单线试验，需要频繁更换气压软管和试验设备，五个试验完成的周期实际为4-7天，试验的时间周期较长，工作效率低。

2、现有试验设备体积庞大，不便于运输，运输成本高。

3、气压控制为人工控制且无法精确判读需要来回调试，试验结果以人工目视机上仪表指针指示结果为准，所以存在人为差错的可能性，可靠性低，准确度不高。

4、需要依靠人工控制阀门的开启或关闭，有可能会出现调节不当导致过压而损坏设备或飞机的情况，存在安全隐患。

发明内容

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种可同时进行多项气密性试验工作，提高工作效率的飞机气密性试验设备及气密性试验方法。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种飞机气密性试验设备，包括至少两个依次连通的气密性试验模块，位于首端的所述气密性试验模块的进气口与气源连通，各所述气密性试验模块均设有比例调压阀、关断阀、压力传感器和气体输出接头；

所述比例调压阀用于调节所述气密性试验模块中的气压；

所述关断阀用于切断或连通所述比例调压阀气体输出的通道；

所述压力传感器用于检测气体的压力值；

所述气体输出接头用于与飞机对接并输出气体。

作为上述技术方案的进一步改进：各所述气密性试验模块还设有用于在线计量所输出气体流量的在线计量器。

作为上述技术方案的进一步改进：所述试验设备还包括处理器单元和人机交互单元，所述处理器单元与所述人机交互单元双向连接，所述比例调压阀和所述关断阀的控制端分别与所述处理器单元的输出端连接，所述压力传感器和所述在线计量器的输出端分别与所述处理器单元的输入端连接。

作为上述技术方案的进一步改进：所述试验设备还包括报警单元，所述处理器单元的输出端与所述报警单元的控制端连接。

作为上述技术方案的进一步改进：所述试验设备还包括用于释放设备气体压力的排气单元，所述处理器单元的输出端与所述排气单元的控制端连接。

作为上述技术方案的进一步改进：所述排气单元配设有用于消除排气时噪音的消音器。

作为上述技术方案的进一步改进：所述气密性试验模块设有五个，分别为第一气密性试验模块、第二气密性试验模块、第三气密性试验模块、第四气密性试验模块和第五气密性试验模块，所述第一气密性试验模块的进气口与气源连通，所述第二气密性试验模块和所述第三气密性试验模块的进气口分别与所述第一气密性试验模块的出气口连通，所述第四气密性试验模块和所述第五气密性试验模块的进气口分别与所述第三气密性试验模块的出气口连通。

作为上述技术方案的进一步改进：所述第一气密性试验模块包括用于过滤气体中杂质的过滤器。

作为上述技术方案的进一步改进：所述第四气密性试验模块和所述第五气密性试验模块上均设有用于在气压值超过安全值后进行卸压的安全阀。

一种飞机气密性试验方法，采用上述的飞机气密性试验设备，所述方法包括以下步骤：

S1、对设备进行充压：将飞机各系统与对应的气密性试验模块的气体输出接头相连，通过比例调压阀调节各气密性试验模块的气压参数，打开气源对上一级气密性试验模块进行充压，待压力传感器检测到气压值达到指定压力后，逐级打开下一级气密性试验模块的关断阀，对下一级气密性试验模块进行充压；

S2、保压测试：关闭各气密性试验模块的关断阀，分别对各系统进行保压测试并计时，观测各系统的气压下降值是否超过标准值，若各系统气压下降值都合格则完成气密性试验，若其中一个或多个系统的气压下降值超过标准值，则分别对这些系统的漏气点进行排查，待修复完成后，再对气密不合格的飞机系统进行气密性试验，直至所有气密性试验合格；

S3、完成测试：卸除压力，将飞机各系统与对应的气密性试验模块的气体输出接头分离，测试结束。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1、本发明公开的飞机气密性试验设备，集成了至少两个气密性试验模块，能够实现并线工作，使设备小型化，便于携带运输，可以单独进行某项气密性试验工作，也可同时进行多项气密性试验工作，不需要频繁更换气压软管和试验设备，大大缩短了试验时间，提高了工作效率。

2、本发明公开的飞机气密性试验设备，进一步通过处理器单元实现自动化控制，操作人员只需要启动设备，选择测试项目并点击测试开始选项即可，避免出现人为操作差错的可能性，提高了测试的可靠性和准确度，避免出现人工调节不当而导致损坏设备或飞机的情况。

3、本发明公开的飞机气密性试验方法，集成了至少两个气密性试验模块，能够实现并线工作，使设备小型化，便于携带运输，可以单独进行某项气密性试验工作，也可同时进行多项的气密性试验工作，不需要频繁更换气压软管和试验设备，操作简单，大大缩短了试验时间，提高了工作效率。

附图说明

图1为本发明飞机气密性试验设备中壳体的结构示意图。

图2为本发明飞机气密性试验设备的电路结构框图。

图3为本发明飞机气密性试验设备的内部结构示意图。

图4为本发明飞机气密性试验方法的示意图。

图中各标号表示：10、气密性试验模块；101、比例调压阀；102、关断阀；103、压力传感器；104、在线计量器；105、气体输出接头；106、第一气密性试验模块；107、第二气密性试验模块；108、第三气密性试验模块；109、第四气密性试验模块；110、第五气密性试验模块；111、过滤器；112、安全阀；113、单向阀；114、12MPa输出接头；115、5MPa输出接头；116、0.3MPa输出接头；117、0.03MPa输出接头；118、0.03MPa输出接头；20、处理器单元；30、人机交互单元；40、报警单元；50、排气单元；501、消音器；60、壳体；601、开关；602、紧急停止按钮；603、电源插孔；604、设备进气口；90、气源。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。

如本公开和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。同样，“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。

图1至图3示出了本发明一种飞机气密性试验设备的一种实施例，本实施例的飞机气密性试验设备，包括至少两个依次连通的气密性试验模块10，位于首端的气密性试验模块10的进气口与气源90连通，各气密性试验模块10均设有比例调压阀101、关断阀102、压力传感器103和气体输出接头105；

比例调压阀101用于调节气密性试验模块10中的气压；

关断阀102用于切断或连通比例调压阀101气体输出的通道；

压力传感器103用于检测气体的压力值；

气体输出接头105用于与飞机对接并输出气体。

该飞机气密性试验设备，集成了至少两个气密性试验模块10，能够实现并线工作，使设备小型化，便于携带运输，可以单独进行某项气密性试验工作，也可同时进行多项的气密性试验工作，不需要频繁更换气压软管和试验设备，大大缩短了试验时间，提高了工作效率。

本实施例中，各气密性试验模块10还设有用于在线计量所输出气体流量和保压时间的在线计量器104，便于工作人员观察。

本实施例中，试验设备还包括处理器单元20和人机交互单元30，处理器单元20与人机交互单元30双向连接，比例调压阀101和关断阀102的控制端分别与处理器单元20的输出端连接，压力传感器103和在线计量器104的输出端与处理器单元20的输入端连接。

人机交互单元30可以选用显示屏、平板或其他具有GUI的设备，用于实时显示气压值、气流量、报警指示和保压时间等信息，以及用于设置气压值、气流量和保压时间等参数，可以提供多种不同的气压单位选项，满足不同客户需求。处理器单元20优选为PLC工控机，用于与人机交互单元30和各气密性试验模块10交换信息，实现自动化控制，压力传感器103和在线计量器104通过模数转换器向PLC工控机传输气压值、气流量和保压时间等信息，然后显示于人机交互单元30上，判读更加方便，更加精准，PLC工控机通过数模转换器可方便将设定的参数传递给比例调压阀101和关断阀102等执行部件，便于控制。

在设备与气源90连通后，PLC工控机先关闭所有气密性试验模块10的关断阀102，待上一级气密性试验模块10的气压值到达指定压力时，再逐级打开下一级气密性试验模块10的关断阀102，在进行保压测试时，PLC工控机先关闭低气压气密性试验模块10与飞机系统之间的关断阀102，再逐级关闭高气压气密性试验模块10与飞机系统之间的关断阀102，提高低气压试验工作的安全性。在测试过程中，操作人员只需要启动设备，选择测试项目并点击测试开始选项即可，避免出现人为操作差错的可能性，提高了测试的可靠性和准确度，避免出现人工调节不当而导致损坏设备或飞机的情况。

本实施例中，试验设备还包括报警单元40和用于释放设备气体压力的排气单元50，处理器单元20的输出端分别与报警单元40和排气单元50的控制端连接。当压力超过警戒值时，PLC工控机向报警单元40发送报警信号，同时人机交互单元30上显示红色报警信息，实现自动报警功能。排气单元50优选为排气阀，当设备试验结束或者紧急停止时，PLC工控机依次打开各气密性试验模块10的关断阀102并打开排气阀进行泄压，提高设备工作的安全性。排气单元50还配设有用于消除排气时噪音的消音器501，减少噪音污染。

本实施例中，气密性试验模块10设有五个，分别为第一气密性试验模块106、第二气密性试验模块107、第三气密性试验模块108、第四气密性试验模块109和第五气密性试验模块110，第一气密性试验模块106的进气口与气源90连通，第二气密性试验模块107和第三气密性试验模块108的进气口分别与第一气密性试验模块106的出气口连通，第四气密性试验模块109和第五气密性试验模块110的进气口分别与第三气密性试验模块108的出气口连通。

优选地，第一气密性试验模块106用于飞机气动系统的气密性试验，第一气密性试验模块106中的比例调压阀101的调节范围优选为为0-27.5MPa，初始设定为12MPa，第一气密性试验模块106中的气体输出接头105为12MPa输出接头114；

第二气密性试验模块107用于飞机油箱增压值及管路系统的气密性试验，第二气密性试验模块107中的比例调压阀101的调节范围优选为0-17.2MPa，初始设定为5MPa，第二气密性试验模块107中的气体输出接头105为5MPa输出接头115；

第三气密性试验模块108用于飞机机翼副油箱增压系统的气密性试验，第三气密性试验模块108中的比例调压阀101的调节范围优选为0-1.72MPa，初始设定为0.3MPa，第三气密性试验模块108中的气体输出接头105为0.3MPa输出接头116；

第四气密性试验模块109用于飞机座舱系统的气密性试验，第四气密性试验模块109中的比例调压阀101的调节范围优选为0-0.172MPa，初始设定为0.03MPa，第四气密性试验模块109中的气体输出接头105为0.03MPa输出接头117，第四气密性试验模块109中的压力传感器103优选为精度较高的气压传感器；

第五气密性试验模块110用于全机燃油系统的气密性试验，第五气密性试验模块110中的比例调压阀101的调节范围优选为为0-0.172MPa，初始设定为0.03MPa，第五气密性试验模块110中的气体输出接头105为0.03MPa输出接头118，第五气密性试验模块110中的压力传感器103优选为精度较高的气压传感器；

第一气密性试验模块106至第五气密性试验模块110采用逐级降压的方式，提高低气压试验工作的安全性，便于精密调节。

本实施例中，第一气密性试验模块106包括用于过滤气体中杂质的过滤器111，避免杂质堵塞气体通道。过滤器111和第一气密性试验模块106的关断阀102之间还设有单向阀113，避免气体反向流动。

本实施例中，第四气密性试验模块109和第五气密性试验模块110上均设有用于在气压值超过安全值后进行卸压的安全阀112，安全阀112的控制端与处理器单元20的输出端连接。当对应模块中的压力传感器103检测到的气压值超过安全值后，PLC工控机打开安全阀112卸压，进一步保障设备和飞机的安全。

本实施例中，试验设备还包括壳体60，处理器单元20和各气密性试验模块10均设于壳体60内，人机交互单元30设于壳体60上。壳体60用于保护安装在其内部的气密性试验模块10和PLC工控机等部件，壳体60上还设有开关601、紧急停止按钮602、电源插孔603和设备进气口604。

一种飞机气密性试验方法，采用上述的飞机气密性试验设备，本发明当集成了两个以上的气密性试验模块10后，就能够同时完成两项以上的气密性检测。如图4所示，本实施例以集成五个气密性试验模块10，同时完成五项气密性试验工作为例，该试验设备的气密性试验方法的操作步骤如下：

S1、对设备进行充压：将飞机各系统与对应的气密性试验模块10的气体输出接头105通过连接软管相连，通过比例调压阀101调节各气密性试验模块10的气压参数，打开气源90对第一气密性试验模块106进行充压，待压力传感器103检测到气压值达到指定压力后，逐级打开下一级气密性试验模块10的关断阀102，对下一级气密性试验模块10进行充压；

S2、保压测试：关闭各气密性试验模块10的关断阀102，分别对五个系统进行保压测试并计时，观测各系统的气压下降值是否超过标准值。若五个系统气压下降值都合格则完成气密性试验；若其中一个或多个系统的气压下降值超过标准值，则分别对这些系统的漏气点进行排查，待修复完成后，再对气密不合格的飞机系统进行气密性试验，直至所有气密性试验合格；其中，在关闭各气密性试验模块10的关断阀102时，优先从低气压试验模块向高气压试验模块依次进行，从而保障低气压试验工作的安全性；

S3、完成测试：卸除压力，拆除飞机各系统与对应的气密性试验模块10之间的连接软管，测试结束。

当设置其他数量的气密性试验模块10时，依据上述方法操作，具体步骤不再赘述。

该飞机气密性试验方法，集成了至少两个气密性试验模块10，能够实现并线工作，使设备小型化，便于携带运输，可以单独进行某项气密性试验工作，也可同时进行多项的气密性试验工作，不需要频繁更换气压软管和试验设备，操作简单，大大缩短了试验时间，提高了工作效率。

虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。

Claims (10)

1.一种飞机气密性试验设备，其特征在于：包括至少两个依次连通的气密性试验模块(10)，位于首端的所述气密性试验模块(10)的进气口与气源(90)连通，各所述气密性试验模块(10)均设有比例调压阀(101)、关断阀(102)、压力传感器(103)和气体输出接头(105)；

所述比例调压阀(101)用于调节所述气密性试验模块(10)中的气压；

所述关断阀(102)用于切断或连通所述比例调压阀(101)气体输出的通道；

所述压力传感器(103)用于检测气体的压力值；

所述气体输出接头(105)用于与飞机对接并输出气体。

2.根据权利要求1所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：各所述气密性试验模块(10)还设有用于在线计量所输出气体流量的在线计量器(104)。

3.根据权利要求2所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述试验设备还包括处理器单元(20)和人机交互单元(30)，所述处理器单元(20)与所述人机交互单元(30)双向连接，所述比例调压阀(101)和所述关断阀(102)的控制端分别与所述处理器单元(20)的输出端连接，所述压力传感器(103)和所述在线计量器(104)的输出端分别与所述处理器单元(20)的输入端连接。

4.根据权利要求3所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述试验设备还包括报警单元(40)，所述处理器单元(20)的输出端与所述报警单元(40)的控制端连接。

5.根据权利要求3所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述试验设备还包括用于释放设备气体压力的排气单元(50)，所述处理器单元(20)的输出端与所述排气单元(50)的控制端连接。

6.根据权利要求5所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述排气单元(50)配设有用于消除排气时噪音的消音器(501)。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述气密性试验模块(10)设有五个，分别为第一气密性试验模块(106)、第二气密性试验模块(107)、第三气密性试验模块(108)、第四气密性试验模块(109)和第五气密性试验模块(110)，所述第一气密性试验模块(106)的进气口与气源(90)连通，所述第二气密性试验模块(107)和所述第三气密性试验模块(108)的进气口分别与所述第一气密性试验模块(106)的出气口连通，所述第四气密性试验模块(109)和所述第五气密性试验模块(110)的进气口分别与所述第三气密性试验模块(108)的出气口连通。

8.根据权利要求7所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述第一气密性试验模块(106)包括用于过滤气体中杂质的过滤器(111)。

9.根据权利要求7所述的飞机气密性试验设备，其特征在于：所述第四气密性试验模块(109)和所述第五气密性试验模块(110)上均设有用于在气压值超过安全值后进行卸压的安全阀(112)。

10.一种飞机气密性试验方法，其特征在于：采用权利要求1至9中任一项所述的飞机气密性试验设备，所述方法包括以下步骤：

S1、对设备进行充压：将飞机各系统与对应的气密性试验模块(10)的气体输出接头(105)相连，通过比例调压阀(101)调节各气密性试验模块(10)的气压参数，打开气源(90)对上一级气密性试验模块(10)进行充压，待压力传感器(103)检测到气压值达到指定压力后，逐级打开下一级气密性试验模块(10)的关断阀(102)，对下一级气密性试验模块(10)进行充压；

S2、保压测试：关闭各气密性试验模块(10)的关断阀(102)，分别对各系统进行保压测试并计时，观测各系统的气压下降值是否超过标准值，若各系统气压下降值都合格则完成气密性试验，若其中一个或多个系统的气压下降值超过标准值，则分别对这些系统的漏气点进行排查，待修复完成后，再对气密不合格的飞机系统进行气密性试验，直至所有气密性试验合格；

S3、完成测试：卸除压力，将飞机各系统与对应的气密性试验模块(10)的气体输出接头(105)分离，测试结束。

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