CN115791011A - 一种多功能飞机系统气密性试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种多功能飞机系统气密性试验装置，包括装置本体、燃油系统显示板、供气总管、燃油系统供气分管、液压系统显示板、液压系统供气分管、电磁阀一、座舱系统显示板、座舱系统供气分管、电磁阀二、刹车系统显示板、刹车系供气分管、电磁阀三、着陆减速伞系统显示板、着陆减速伞系统供气分管、电磁阀四、应急收放起落架系统显示板、应急收放起落架供气分管、电磁阀五、水汽分离器、进气口、设备间、定期检测模块、控制器、氮气发生器、电磁阀六、压力传感器一、充气接嘴一、压力传感器二。该多功能飞机系统气密性试验装置对飞机燃油、液压、座舱、刹车、着陆减速伞、应急收放起落架系统进行气密性试验，提高飞机各相关系统试验效率。

Description

一种多功能飞机系统气密性试验装置

技术领域

本发明涉及飞机系统气密性试验技术领域，特别涉及一种多功能飞机系统气密性试验装置。

背景技术

在飞机生产制造过程中需要对其各系统进行试验验证，例如，燃油系统输油顺序试验、发动机系统试车测试、起落架系统收放试验等。飞机系统试验验证是利用各种专门的试验设备对飞机系统进行地面试验，用以考察和鉴定飞机飞行性能、使用性能和可靠性，确保飞机的飞行安全。在各类飞机调试试验中，飞机系统气密性试验（也称密封性）是较为关键的试验调试工作之一，气密性试验是指为防止飞机各系统发生泄漏，避免影响飞机各系统的基本使用功能，以确保飞机在滑行和飞行使用的安全性。涉及飞机系统气密性试验的主要包括飞机燃油、液压、座舱、刹车、着陆减速伞、应急收放起落架等系统。目前，对飞机各相关系统气密性试验较为分散，各系统气密试验均需各自制一套设备进行试验验证，耗费的成本高，试验验证效率低下，严重影响飞机的生产制造进度。并且，是通过压力表来观察表值变化，操作程序复杂，消耗时间较长，试验验证效率低，无法满足现代飞机生产制造需求。另外，其功能单一，需将各类表或传感器拆卸后进行定期计量检测，致使设备使用率低，同样影响飞机的正常试验验证工作。

发明内容

本发明主要目的是解决以上不足，提供了一种能对飞机各相关系统进行气密性试验，确保飞机各系统试验的可靠性，提高飞机生产制造效率的多功能飞机系统气密性试验装置。

一种多功能飞机系统气密性试验装置，包括装置本体、燃油系统显示板、供气总管、燃油系统供气分管、液压系统显示板、液压系统供气分管、电磁阀一、座舱系统显示板、座舱系统供气分管、电磁阀二、刹车系统显示板、刹车系供气分管、电磁阀三、着陆减速伞系统显示板、着陆减速伞系统供气分管、电磁阀四、应急收放起落架系统显示板、应急收放起落架供气分管、电磁阀五、水汽分离器、进气口、设备间、定期检测模块、控制器、氮气发生器、电磁阀六、压力传感器一、充气接嘴一、压力传感器二、充气接嘴二、充气接嘴三、压力传感器三、充气接嘴四、压力传感器四、充气接嘴五、压力传感器五、充气接嘴六、压力传感器六和电磁阀六，设备间设置在装置本体前部，定期检测模块、控制器和氮气发生器设置在设备间内部，水汽分离器设置在氮气发生器内上部，进气口设置在水汽分离器下部，供气总管设置在装置本体内中部并与水汽分离器连接，电磁阀五设置在供气总管上并靠近水汽分离器端，燃油系统显示板、液压系统显示板、座舱系统显示板、刹车系统显示板、着陆减速伞系统显示板和应急收放起落架系统显示板依次设置在装置本体中部并位于供气总管上方，油系统供气分管上部与供气总管连接并位于燃油系统显示板下部，液压系统供气分管上部与供气总管连接并位于液压系统显示板下部，座舱系统供气分管上部与供气总管连接并位于座舱系统显示板下部，刹车系供气分管上部与供气总管连接并位于刹车系统显示板下部，着陆减速伞系统供气分管上部与供气总管连接并位于着陆减速伞系统显示板下部，应急收放起落架供气分管上部与供气总管连接并位于应急收放起落架系统显示板下部，充气接嘴一设置在应急收放起落架供气分管下部，电磁阀六和压力传感器一设置在应急收放起落架供气分管上，充气接嘴二设置在着陆减速伞系统供气分管下部，电磁阀四和压力传感器二设置在着陆减速伞系统供气分管上，充气接嘴三设置在刹车系供气分管下部，电磁阀三和压力传感器三设置在刹车系供气分管上，充气接嘴四设置在座舱系统供气分管下部，电磁阀二和压力传感器四设置在座舱系统供气分管上，充气接嘴五设置在液压系统供气分管下部，电磁阀一和压力传感器五设置在液压系统供气分管上，充气接嘴六设置在燃油系统供气分管下部，电磁阀六和压力传感器六设置在燃油系统供气分管上，燃油系统显示板、液压系统显示板、电磁阀一、座舱系统显示板、电磁阀二、刹车系统显示板、电磁阀三、着陆减速伞系统显示板、电磁阀四、应急收放起落架系统显示板、电磁阀五、水汽分离器、定期检测模块、氮气发生器、电磁阀六、压力传感器一、压力传感器二、压力传感器三、压力传感器四、压力传感器五、压力传感器六和电磁阀六通过电缆与控制器电性连接。

进一步，该多功能飞机系统气密性试验装置还包括流速传感器一、流速传感器二、流速传感器三、流速传感器四、流速传感器五和流速传感器六，流速传感器一设置在燃油系统供气分管上，流速传感器二设置在液压系统供气分管上，流速传感器三设置在应急收放起落架供气分管上，流速传感器四设置在着陆减速伞系统供气分管上，流速传感器五设置在刹车系供气分管上，流速传感器六设置在座舱系统供气分管上，流速传感器一、流速传感器二、流速传感器三、流速传感器四、流速传感器五和流速传感器六通过电缆与控制器电性连接。

进一步，该多功能飞机系统气密性试验装置还包括车头、舱门和车轮车轮设置在装置本体下部，车头设置在装置本体下前部，舱门设置在车头上。

进一步，多功能飞机系统气密性试验装置还包括泄漏报警检测模块，泄漏报警检测模块设置在设备间内，泄漏报警检测模块通过电缆与控制器电性连接。

进一步，该多功能飞机系统气密性试验装置的控制器为单片机处理器、MCU处理器或PLC处理器。

相对于现有技术，本发明取得的有益技术效果为：该多功能飞机系统气密性试验装置结构简单，使用操作方便，能实现对飞机燃油、液压、座舱、刹车、着陆减速伞、应急收放起落架等系统进行气密性试验，统筹试验较好的提高了飞机各相关系统的试验效率，确保了飞机生产制造顺利实施。并且，能较好的通过传感手段实时监测试验过程，试验检测精度高，实现了自动控制，确保了飞机各系统气密性试验的可靠性，保证了飞机安全使用性能，也保障了飞机的飞行安全。另外，能根据试验设备特点，合理设置定期计量检测功能，极大的提高了该试验设备的使用效率，为飞机各系统气密性试验提供了可靠保障，适合推广使用。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

在图中，1、装置本体；2、燃油系统显示板；3、供气总管；4、燃油系统供气分管；5、流速传感器一；6、液压系统显示板；7、液压系统供气分管；8、电磁阀一；9、流速传感器二；10、座舱系统显示板；11、座舱系统供气分管；12、电磁阀二；13、刹车系统显示板； 14、刹车系供气分管；15、电磁阀三；16、着陆减速伞系统显示板；17、着陆减速伞系统供气分管；18、电磁阀四；19、应急收放起落架系统显示板；20、应急收放起落架供气分管；21、电磁阀五；22、水汽分离器；23、进气口；24、设备间；25、定期检测模块；26、泄漏报警检测模块；27、车头；28、舱门；29、车轮；30、控制器；31、氮气发生器；32、电磁阀六；33、流速传感器三；34、压力传感器一；35、充气接嘴一；36、流速传感器四；37、压力传感器二；38、充气接嘴二；39、充气接嘴三；40、压力传感器三；41、流速传感器五；42、充气接嘴四；43、压力传感器四；44、流速传感器六；45、充气接嘴五；46、压力传感器五；47、充气接嘴六；48、压力传感器六；49、电磁阀六。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释发明，并非用于限定本发明的范围。

一种多功能飞机系统气密性试验装置，包括装置本体1、燃油系统显示板2、供气总管3、燃油系统供气分管4、液压系统显示板6、液压系统供气分管7、电磁阀一8、座舱系统显示板10、座舱系统供气分管11、电磁阀二12、刹车系统显示板13、刹车系供气分管14、电磁阀三15、着陆减速伞系统显示板16、着陆减速伞系统供气分管17、电磁阀四18、应急收放起落架系统显示板19、应急收放起落架供气分管20、电磁阀五21、水汽分离器22、进气口23、设备间24、定期检测模块25、控制器30、氮气发生器31、电磁阀六32、压力传感器一34、充气接嘴一35、压力传感器二37、充气接嘴二38、充气接嘴三39、压力传感器三40、充气接嘴四42、压力传感器四43、充气接嘴五45、压力传感器五46、充气接嘴六47、压力传感器六48和电磁阀六49，设备间24设置在装置本体1前部，定期检测模块25、控制器30和氮气发生器31设置在设备间24内部，水汽分离器22设置在氮气发生器31内上部，进气口23设置在水汽分离器22下部，供气总管3设置在装置本体1内中部并与水汽分离器22连接，电磁阀五21设置在供气总管3上并靠近水汽分离器22端，燃油系统显示板2、液压系统显示板6、座舱系统显示板10、刹车系统显示板13、着陆减速伞系统显示板16和应急收放起落架系统显示板19依次设置在装置本体1中部并位于供气总管3上方，油系统供气分管4上部与供气总管3连接并位于燃油系统显示板2下部，液压系统供气分管7上部与供气总管3连接并位于液压系统显示板6下部，座舱系统供气分管11上部与供气总管3连接并位于座舱系统显示板10下部，刹车系供气分管14上部与供气总管3连接并位于刹车系统显示板13下部，着陆减速伞系统供气分管17上部与供气总管3连接并位于着陆减速伞系统显示板16下部，应急收放起落架供气分管20上部与供气总管3连接并位于应急收放起落架系统显示板19下部，充气接嘴一35设置在应急收放起落架供气分管20下部，电磁阀六32和压力传感器一34设置在应急收放起落架供气分管20上，充气接嘴二38设置在着陆减速伞系统供气分管17下部，电磁阀四18和压力传感器二37设置在着陆减速伞系统供气分管17上，充气接嘴三39设置在刹车系供气分管14下部，电磁阀三15和压力传感器三40设置在刹车系供气分管14上，充气接嘴四42设置在座舱系统供气分管11下部，电磁阀二12和压力传感器四43设置在座舱系统供气分管11上，充气接嘴五45设置在液压系统供气分管7下部，电磁阀一8和压力传感器五46设置在液压系统供气分管7上，充气接嘴六47设置在燃油系统供气分管4下部，电磁阀六49和压力传感器六48设置在燃油系统供气分管4上，燃油系统显示板2、液压系统显示板6、电磁阀一8、座舱系统显示板10、电磁阀二12、刹车系统显示板13、电磁阀三15、着陆减速伞系统显示板16、电磁阀四18、应急收放起落架系统显示板19、电磁阀五21、水汽分离器22、定期检测模块25、氮气发生器31、电磁阀六32、压力传感器一34、压力传感器二37、压力传感器三40、压力传感器四43、压力传感器五46、压力传感器六48和电磁阀六49通过电缆与控制器30电性连接。

为使能在飞机相关系统气密性试验过程中控制充气流速，确保其充气的气密性试验的安全性。该多功能飞机系统气密性试验装置还包括流速传感器一5、流速传感器二9、流速传感器三33、流速传感器四36、流速传感器五41和流速传感器六44，流速传感器一5设置在燃油系统供气分管4上，流速传感器二9设置在液压系统供气分管7上，流速传感器三33设置在应急收放起落架供气分管20上，流速传感器四36设置在着陆减速伞系统供气分管17上，流速传感器五41设置在刹车系供气分管14上，流速传感器六44设置在座舱系统供气分管11上，流速传感器一5、流速传感器二9、流速传感器三33、流速传感器四36、流速传感器五41和流速传感器六44通过电缆与控制器30电性连接。

为使便于移动使用，提高飞机相关系统试验的效率。该多功能飞机系统气密性试验装置还包括车头27、舱门28和车轮29车轮29设置在装置本体1下部，车头27设置在装置本体1下前部，舱门28设置在车头27上。

为使能更好的监测飞机相关系统气密性试验的可靠性，确保试验的安全性。该多功能飞机系统气密性试验装置还包括泄漏报警检测模块26，泄漏报警检测模块26设置在设备间24内，泄漏报警检测模块26通过电缆与控制器30电性连接。

为使能满足不同型号的处理器，提高其适应性。该多功能飞机系统气密性试验装置的控制器30为单片机处理器、MCU处理器或PLC处理器。

本发明的工作原理为：当需要对座舱系统进行气密性试验时，将充气接嘴四42与飞机座舱系统充气头连接，通过控制器30控制氮气发生器31工作，氮气发生器31产生氮气后由水汽分离器22对氮气中的水份进行清除，控制器30控制电磁阀五21和电磁阀二12打开，氮气向飞机座舱系统供气进行气密性试验，压力传感器四43实时监测向飞机座舱系统充入氮气压力，检测气密性试验，在座舱系统显示板10实时显示气密性试验相关数据情况。同理飞机燃油、液压、刹车、着陆减速伞、应急收放起落架等系统均与座舱系统气密性试验一致。当需要对各传感器进行定期检测时，则通过定期检测模块25对各传感器进行定检。本发明中的显示板、电磁阀、水汽分离器、定期检测模块、氮气发生器、压力传感器以及控制器等部件都为现有技术下的通用设备，本发明的用意在于把上述各个通用设备整合于一体，用于实现对飞机相关系统进行气密性试验。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种多功能飞机系统气密性试验装置，其特征在于：所述多功能飞机系统气密性试验装置包括装置本体（1）、燃油系统显示板（2）、供气总管（3）、燃油系统供气分管（4）、液压系统显示板（6）、液压系统供气分管（7）、电磁阀一（8）、座舱系统显示板（10）、座舱系统供气分管（11）、电磁阀二（12）、刹车系统显示板（13）、刹车系供气分管（14）、电磁阀三（15）、着陆减速伞系统显示板（16）、着陆减速伞系统供气分管（17）、电磁阀四（18）、应急收放起落架系统显示板（19）、应急收放起落架供气分管（20）、电磁阀五（21）、水汽分离器（22）、进气口（23）、设备间（24）、定期检测模块（25）、控制器（30）、氮气发生器（31）、电磁阀六（32）、压力传感器一（34）、充气接嘴一（35）、压力传感器二（37）、充气接嘴二（38）、充气接嘴三（39）、压力传感器三（40）、充气接嘴四（42）、压力传感器四（43）、充气接嘴五（45）、压力传感器五（46）、充气接嘴六（47）、压力传感器六（48）和电磁阀六（49），所述设备间（24）设置在装置本体（1）前部，所述定期检测模块（25）、控制器（30）和氮气发生器（31）设置在设备间（24）内部，所述水汽分离器（22）设置在氮气发生器（31）内上部，所述进气口（23）设置在水汽分离器（22）下部，所述供气总管（3）设置在装置本体（1）内中部并与水汽分离器（22）连接，所述电磁阀五（21）设置在供气总管（3）上并靠近水汽分离器（22）端，所述燃油系统显示板（2）、液压系统显示板（6）、座舱系统显示板（10）、刹车系统显示板（13）、着陆减速伞系统显示板（16）和应急收放起落架系统显示板（19）依次设置在装置本体（1）中部并位于供气总管（3）上方，所述油系统供气分管（4）上部与供气总管（3）连接并位于燃油系统显示板（2）下部，所述液压系统供气分管（7）上部与供气总管（3）连接并位于液压系统显示板（6）下部，所述座舱系统供气分管（11）上部与供气总管（3）连接并位于座舱系统显示板（10）下部，所述刹车系供气分管（14）上部与供气总管（3）连接并位于刹车系统显示板（13）下部，所述着陆减速伞系统供气分管（17）上部与供气总管（3）连接并位于着陆减速伞系统显示板（16）下部，所述应急收放起落架供气分管（20）上部与供气总管（3）连接并位于应急收放起落架系统显示板（19）下部，所述充气接嘴一（35）设置在应急收放起落架供气分管（20）下部，所述电磁阀六（32）和压力传感器一（34）设置在应急收放起落架供气分管（20）上，所述充气接嘴二（38）设置在着陆减速伞系统供气分管（17）下部，所述电磁阀四（18）和压力传感器二（37）设置在着陆减速伞系统供气分管（17）上，所述充气接嘴三（39）设置在刹车系供气分管（14）下部，所述电磁阀三（15）和压力传感器三（40）设置在刹车系供气分管（14）上，所述充气接嘴四（42）设置在座舱系统供气分管（11）下部，所述电磁阀二（12）和压力传感器四（43）设置在座舱系统供气分管（11）上，所述充气接嘴五（45）设置在液压系统供气分管（7）下部，所述电磁阀一（8）和压力传感器五（46）设置在液压系统供气分管（7）上，所述充气接嘴六（47）设置在燃油系统供气分管（4）下部，所述电磁阀六（49）和压力传感器六（48）设置在燃油系统供气分管（4）上，所述燃油系统显示板（2）、液压系统显示板（6）、电磁阀一（8）、座舱系统显示板（10）、电磁阀二（12）、刹车系统显示板（13）、电磁阀三（15）、着陆减速伞系统显示板（16）、电磁阀四（18）、应急收放起落架系统显示板（19）、电磁阀五（21）、水汽分离器（22）、定期检测模块（25）、氮气发生器（31）、电磁阀六（32）、压力传感器一（34）、压力传感器二（37）、压力传感器三（40）、压力传感器四（43）、压力传感器五（46）、压力传感器六（48）和电磁阀六（49）通过电缆与控制器（30）电性连接。

2.根据权利要求1所述的多功能飞机系统气密性试验装置，其特征在于：所述多功能飞机系统气密性试验装置还包括流速传感器一（5）、流速传感器二（9）、流速传感器三（33）、流速传感器四（36）、流速传感器五（41）和流速传感器六（44），所述流速传感器一（5）设置在燃油系统供气分管（4）上，所述流速传感器二（9）设置在液压系统供气分管（7）上，所述流速传感器三（33）设置在应急收放起落架供气分管（20）上，所述流速传感器四（36）设置在着陆减速伞系统供气分管（17）上，所述流速传感器五（41）设置在刹车系供气分管（14）上，所述流速传感器六（44）设置在座舱系统供气分管（11）上，所述流速传感器一（5）、流速传感器二（9）、流速传感器三（33）、流速传感器四（36）、流速传感器五（41）和流速传感器六（44）通过电缆与控制器（30）电性连接。

3.根据权利要求1或2所述的多功能飞机系统气密性试验装置，其特征在于：所述多功能飞机系统气密性试验装置还包括车头（27）、舱门（28）和车轮（29）所述车轮（29）设置在装置本体（1）下部，所述车头（27）设置在装置本体（1）下前部，所述舱门（28）设置在车头（27）上。

4.根据权利要求3所述的多功能飞机系统气密性试验装置，其特征在于：所述多功能飞机系统气密性试验装置还包括泄漏报警检测模块（26），所述泄漏报警检测模块（26）设置在设备间（24）内，所述泄漏报警检测模块（26）通过电缆与控制器（30）电性连接。

5.根据权利要求4所述的多功能飞机系统气密性试验装置，其特征在于：所述控制器（30）为单片机处理器、MCU处理器或PLC处理器。

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