CN220743365U - 一种发动机补氧系统试验器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种发动机补氧系统试验器，试验器包括充氧组件、三通管、氧气瓶、供氧开关、减压组件和补氧组件；所述充氧组件与三通管的第一端连通，所述三通管的第二端与氧气瓶连通，所述三通管的第三端与供氧开关的一端连通，所述供氧开关的另一端与减压组件的一端连通，所述减压组件的另一端与补氧组件的一端连通，补氧组件的另一端与发动机的补氧导管连通。本实用新型具有结构简单、试验效率高等优点。

Description

一种发动机补氧系统试验器

技术领域

本实用新型主要涉及飞机补氧系统试验技术领域，具体涉及一种发动机补氧系统试验器。

背景技术

飞机补氧系统是与飞行员供氧系统相互无关的独立系统，为了提高发动机在空中起动的可靠性，飞机采用主燃烧室起动点火器自动补氧系统。在空中起动发动机时，接通空中起动开关，补氧电磁活门工作，氧气流向发动机点火器，以保证发动机可靠起动。

二代机补氧系统的现有检查方法都是装机后进行通电和试车检查，一旦出现飞机补氧系统发动机部分堵塞的故障，排除飞机补氧系统发动机部分的氧气导管和单向活门堵塞的故障，需要脱开飞机后机身和发动机才能进行排故工作，造成人力的极大浪费。另外，传统的工艺检查方法都是装机后进行通电和试车检查，一旦发现故障只能进行复杂性、难度大的拆装工作。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本实用新型提供一种结构简单、试验效率高的发动机补氧系统试验器。

为解决上述技术问题，本实用新型提出的技术方案为：

一种发动机补氧系统试验器，包括充氧组件、三通管、氧气瓶、供氧开关、减压组件和补氧组件；所述充氧组件与三通管的第一端连通，所述三通管的第二端与氧气瓶连通，所述三通管的第三端与供氧开关的一端连通，所述供氧开关的另一端与减压组件的一端连通，所述减压组件的另一端与补氧组件的一端连通，补氧组件的另一端与发动机的补氧导管连通。

作为上述技术方案的进一步改进：

所述充氧组件包括充氧嘴和充氧开关，所述充氧嘴安装在所述充氧开关的一端，所述充氧开关的另一端三通管的一端连通。

所述补氧组件包括电磁活门。

所述减压组件包括减压器和压力表，所述压力表与减压器的输出侧连通。

所述充氧组件、三通管、氧气瓶、供氧开关、减压组件和补氧组件均安装于一箱体内。

所述箱体包括控制面板，所述供氧开关安装于所述控制面板上。

与现有技术相比，本实用新型的优点在于：

本实用新型的发动机补氧系统试验器，能在发动机装机前对其补氧系统进行检查，能尽早发现补氧系统堵塞的故障，以便能及时通知发动机维修厂来进行排除，很大程度上节约了排除此故障所用的时间，及时保证装配车间飞机交付的周期，提高了飞机补氧系统的可靠性。

附图说明

图1为本实用新型的试验器在实施例的管路原理图。

图2为本实用新型中的补氧组件在实施例的控制线路图。

图3为本实用新型中的试验器在实施例的结构示意图。

图4为本实用新型中的氧气瓶在实施例的安装结构图。

图5为本实用新型中的补氧组件在实施例的结构示意图。

图6为本实用新型中的减压组件在实施例的结构示意图。

图例说明：1、箱体；2、供氧开关；3、压力表；4、电源指示灯；5、电源保险丝座；6、电源连接座头；7、供氧接头；8、补氧组件；801、第一固定支架；802、第一固定螺钉；9、减压器；901、第三固定支架；902、螺母；903、螺钉；904、堵头；905、供气接头；906、供氧接头；907、托板螺母；10、氧气瓶；101、第二固定支架；11、充氧开关；12、充氧嘴；13、电源导线；14、电源开关；15、氧气导管；16、固定支架；17、三通管。

具体实施方式

以下结合说明书附图和具体实施例对本实用新型作进一步描述。

如图1所示，本实用新型实施例的发动机补氧系统试验器，包括充氧组件、三通管、氧气瓶10、供氧开关2、减压组件和补氧组件8；充氧组件与三通管的第一端连通，三通管的第二端与氧气瓶10连通，三通管的第三端与供氧开关2的一端连通，供氧开关2的另一端与减压组件的一端连通，减压组件的另一端与补氧组件8的一端连通，补氧组件8的另一端与发动机的补氧导管连通。

具体地，充氧组件包括充氧嘴12和充氧开关11，充氧嘴12安装在充氧开关11的一端，充氧开关11的另一端三通管的一端连通。

具体地，减压组件包括减压器9和压力表3，用来将氧气瓶10内14.7MPa(150kg/cm2)的氧气压力降低为0.88MPa～1.03MPa(9kg/cm2～10.5kg/cm2)，具体由减压机构和安全活门两部分组成。低压压力表3用来指示经减压器9减压后的氧气压力，工作范围为0MPa～2.94MPa(0kg/cm2～30kg/cm2)，刻度范围为0MPa～3.92MPa(0kg/cm2～40kg/cm2)，每小格表示0.19MPa(2kg/cm2)，每5格标一数字。

具体地，补氧组件8包括补氧电磁活门QDF-10A,用来控制从减压器9通往发动机启动点火器的补氧导管的通断，它主要由电磁铁线圈、铁心、进气活门和放气活门等组成。当电磁铁未通电时，线圈不产生磁场，在弹簧的作用下，进气活门关闭，氧气不能通过活门流出；进气活门关闭时，在弹簧的作用下，经顶杆顶开放气活门使出口接头与大气相通。当通电电磁铁线圈电路后，线圈产生磁场后，吸下铁心，经推杆关闭放气活门，使出口接头与大气隔绝；同时，经推杆压缩弹簧，并通过弹簧的缓冲压缩弹簧，打放气活门，由减压器9来的氧气，便从电磁活门的入口接头流入，经进气活门从出口接头流向发动机的补氧导管。在线圈断电后，在弹簧的作用下，活门和铁心均恢复原位，出口接头重新与大气相连通，出口接头以后管路中剩余的氧气则可以经过放气活门流入大气。

系统工作原理：氧气瓶10充入足够的氧气后，打开供氧开关2，氧气就由氧气瓶10流入氧气减压器9，经减压后的氧气分两路：一路流至低压压力表3，使其指示减压后的氧气压力；另一路流至电磁活门。电磁活门未通电时，氧气不能通过，当电磁活门通电后，氧气便通过电磁活门流向发动机补氧导管，经过发动机的单向活门流入发动机点火器。

本实用新型的发动机补氧系统试验器，能在发动机装机前对其补氧系统进行检查，能尽早发现补氧系统堵塞的故障，以便能及时通知发动机维修厂来进行排除，很大程度上节约了排除此故障所用的时间，及时保证装配车间飞机交付的周期，提高了飞机补氧系统的可靠性。

其中发动机补氧系统试验器的控制电路连接由补氧电磁活门QDF-10A、电源指示灯4、电磁阀通断控制开关JK-1、电路保险丝10A、对接插头XK11 K4E/Z、CX-4插头和AP-250的高温电缆组成。具体控制线路原理如图2所示。

如图3所示，充氧组件、三通管17、氧气瓶10、供氧开关2、减压组件和补氧组件8均安装于一箱体1内。其中氧气瓶10通过第二固定支架101固定在箱体1上：对箱体1的底部进行钻孔，采用卡箍、一字圆柱螺钉、螺母和弹簧垫圈对氧气瓶10进行固定。

氧气减压器9通过第三固定支架901安装在箱体1上：对箱体1的底部进行钻孔，采用螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对氧气减压器9进行固定。其中减压器9上有堵头904、供气接头905、供氧接头906和托板螺母907。

补氧电磁阀的固定：对箱体1的底部进行钻孔，采用卡箍、一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对补氧电磁阀进行固定。其中补氧电磁阀通过第一固定螺钉802固定在第一固定支架801上。

充氧开关11的固定：对箱体1的控制面板进行钻孔，采用三向卡箍、一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对补氧电磁阀进行固定。

供氧开关2YJ-6的固定：对控制面板进行钻孔，采用三向卡箍、一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对充氧开关11YJ-6进行固定。

充氧嘴12的固定：采用一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对充氧嘴12进行固定。

低压压力表3的固定：对控制面板进行钻孔，采用自制四向卡箍、一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对低压压力表3进行固定。

控制开关JK-1的固定：采用一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对控制开关JK-1进行固定。

XK11 K4Z插头的固定：采用一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对XK11 K4Z插头进行固定。

电源保险丝座5的固定，利用保险丝座自带的并紧螺帽将保险丝座固定在控制面板上。

按照系统原理图进行氧气导管15的连接和固定。

控制面板的固定：对箱体1侧面进行钻孔，采用三向卡箍、一字圆柱螺钉903、螺母902和弹簧垫圈对控制面板进行固定。

另外箱体1还设有电源连接座头6、供氧接头7、电源导线13、电源开关14和氧气导管15。

上述发动机补氧系统试验器在进行测试时，具体包括步骤：将发动机补氧试验器与发动机连接好，连接好27V直流供电线路；利用氮气和氧气试验器对发动机补氧系统试验器内的氧气瓶10充氮，打开发动机补氧系统试验器上的充氧开关11，通过充氧嘴12，同时向发动机补氧系统试验器内的氧气瓶10充氮，充氮完毕后关上充氧开关11。试验前，将供氧开关2打开，氮气便进入氧气减压器9的低压腔，氧气压力被降到883kPa～1030kPa，氮气在这一压力下流向补氧电磁活门QDF-10A，再利用补氧系统控制线路的控制开关，手动控制补氧电磁活门QDF-10A打开，使氮气经过补氧电磁活门QDF-10A从发动机补氧系统试验器的供氧嘴输出氮气，供发动机补氧系统检测。通过观察氧气低压表压力的下降速度以此来判断发动机补氧导管和单向活门有无堵塞，如果低压压力表3下降的很慢或者不下降，则表明发动机补氧导管或单向活门堵塞，解决方法是用氮气吹洗发动机补氧单向活门后端的测压接头堵帽，并同时用氮气吹洗补氧导管和单向活门；反之，则表明发动机补氧导管的通畅性是好的。

注：补氧电磁活门QDF-10A通电时间不应超过30s，以免电磁铁过热损坏。

本实用新型实现在发动机装机前对其补氧系统进行检查，能尽早发现补氧系统堵塞的故障和排除故障，及时保证飞机交付的周期，提高飞机补氧系统的可靠性，确保系统的完好性。

本实用新型具有可靠性和先进性。该设备模拟能输出与飞机安全输出相同气压，能有效防止过大气压对飞机发动机的附件造成影响。采用座舱同型号开关控制按钮，采用与飞机电流相同的直流稳压供电，加装电源指示灯4和增加保险丝进行电路限流保险，保护飞机及设备附件。

本实用新型美观、环保、便携式。该设备外壳是用飞机某附件安装后剩余包装盒制成，面板采用不锈钢钻孔后制成，内部产品及管路整洁有序，具有易携带等优点。

以上仅是本实用新型的优选实施方式，本实用新型的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本实用新型思路下的技术方案均属于本实用新型的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理前提下的若干改进和润饰，应视为本实用新型的保护范围。

Claims (6)

1.一种发动机补氧系统试验器，其特征在于，包括充氧组件、三通管、氧气瓶(10)、供氧开关(2)、减压组件和补氧组件(8)；所述充氧组件与三通管(17)的第一端连通，所述三通管(17)的第二端与氧气瓶(10)连通，所述三通管(17)的第三端与供氧开关(2)的一端连通，所述供氧开关(2)的另一端与减压组件的一端连通，所述减压组件的另一端与补氧组件(8)的一端连通，补氧组件(8)的另一端与发动机的补氧导管连通。

2.根据权利要求1所述的发动机补氧系统试验器，其特征在于，所述充氧组件包括充氧嘴(12)和充氧开关(11)，所述充氧嘴(12)安装在所述充氧开关(11)的一端，所述充氧开关(11)的另一端三通管(17)的一端连通。

3.根据权利要求1或2所述的发动机补氧系统试验器，其特征在于，所述补氧组件(8)包括电磁活门。

4.根据权利要求1或2所述的发动机补氧系统试验器，其特征在于，所述减压组件包括减压器(9)和压力表(3)，所述压力表(3)与减压器(9)的输出侧连通。

5.根据权利要求1或2所述的发动机补氧系统试验器，其特征在于，所述充氧组件、三通管、氧气瓶(10)、供氧开关(2)、减压组件和补氧组件(8)均安装于一箱体(1)内。

6.根据权利要求5所述的发动机补氧系统试验器，其特征在于，所述箱体(1)包括控制面板，所述供氧开关(2)安装于所述控制面板上。