CN221123749U - 一种飞机燃油系统气密性检测装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种飞机燃油系统气密性检测装置,包括通气管路、检测管路、气源开关、通气开关,通气管路用气源开关与气源相连,通气管路安装有减压阀、微压锁闭开关、微压表和通气开关,位于微压锁闭开关和微压表之间的通气管路位置连接有泄压阀和安全阀,检测管路与通气开关相连,检测管路设有至少一个测试口,每个测试口均设有测试口开关,该装置测试过程安全性高,成本低,结构简单。
Description
技术领域
本实用新型属于气密性检测设备的技术领域,尤其涉及一种飞机燃油系统气密性检测装置。
背景技术
油箱密封对飞机在飞行过程中的安全至关重要,飞机燃油系统的泄漏通常是轻微且不易于察觉的,地面停放时间过长时,轻微的燃油泄漏会造成零部件污染和损坏;在飞行过程中,燃油系统如果有泄漏现象,有可能会分散到发动机上;在发动机舱高温区域,以汽油燃点为427℃为例,发动机高温部件温度可达800℃以上,因此汽油会有自燃的风险,不利于飞行安全。因此,需要研发设计一套地面检测装置对飞机燃油系统的气密性进行检测。
实用新型内容
本实用新型的目的就是解决背景技术中的问题,提出一种飞机燃油系统气密性检测装置。
为实现上述目的,本实用新型提出了一种飞机燃油系统气密性检测装置,包括通气管路、检测管路、气源开关、通气开关,所述通气管路用气源开关与气源相连,通气管路安装有减压阀、微压锁闭开关、微压表和通气开关,位于微压锁闭开关和微压表之间的通气管路位置连接有泄压阀和安全阀,所述检测管路与通气开关相连,检测管路设有至少一个测试口,每个测试口均设有测试口开关。
作为优选,所述测试口的数量为2,两个测试口分别与飞机燃油系统的两个油箱相连以测试气密性。
作为优选,所述气源的供压最大压力不超过减压阀最大量程对应的气压。
作为优选,所述微压表为YN60压力表。
作为优选,所述减压阀的输入压力为0.05MPa~1MPa,输出压力为0.005MPa~0.4MPa。
作为优选,所述安全阀控制通气管路内压力不超过0.015MPa。
作为优选,所述气源用快拆接头与气源泵相连,气源泵与通气管路相连。
本实用新型的有益效果:本实用新型通过调节气源开关、通气开关、减压阀、微压锁闭开关、微压表和通气开关的工作状态,气密性测试时通气管路、检测管路和飞机燃油系统处于保压状态,通过微压表的示数变化判断飞机燃油系统是否存在泄漏情况,整个测试过程安全性高,成本低,结构简单,操作方便。
本实用新型的特征及优点将通过实施例结合附图进行详细说明。
附图说明
图1是本实用新型实施例的原结构示意图。
图中:1-气源、2-气源开关、3-减压阀、4-微压锁闭开关、5-安全阀、6-微压表、7-泄压阀、8-通气开关、9-测试口、91-测试口开关。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本申请实施例中的附图,对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然,所描述的实施例是本申请一部分实施例,而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。在本申请的描述中,需要说明的是,术语“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系,或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系,仅是为了便于描述本申请和简化描述,而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作,因此不能理解为对本申请的限制。此外,术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述,而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本申请的描述中,还需要说明的是,除非另有明确的规定和限定,术语“设置”、“连接”应做广义理解,例如,可以是固定连接,也可以是可拆卸连接,或一体地连接;可以是直接相连,也可以通过中间媒介间接相连,可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言,可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合各附图,对本实用新型做详细描述。
参阅图1,本实施例提供了一种飞机燃油系统气密性检测装置,包括通气管路、检测管路、气源开关2、通气开关8,通气管路用气源开关2与气源1相连,通气管路安装有减压阀3、微压锁闭开关4、微压表6和通气开关8,位于微压锁闭开关4和微压表6之间的通气管路位置连接有泄压阀7和安全阀5,检测管路与通气开关8相连,检测管路设有至少一个测试口9,每个测试口9均设有测试口开关91,其中,测试口9连接飞机燃油系统的油箱以测试气密性,测试口开关91和通气开关8用于控制流向飞机燃油系统的空气流量,泄压阀7用于通气管路的泄压,气源开关2用于控制气源流向通气管路的空气流量,微压锁闭开关4用于实现装置与飞机燃油系统的保压,安全阀5能够防止意外开启气源1而导致飞机燃油系统或飞机部件因压力膨胀造成损坏,保证飞机安全。
作为本实施例的一种实施方式,测试口9的数量为2,两个测试口9分别与飞机燃油系统的两个油箱相连以测试气密性。根据测试部件数量,测试口9的数量亦可设置为1或3或4或5.
作为本实施例的一种实施方式,通气时,气源1的供压最大压力不超过减压阀3最大量程对应的气压。
作为本实施例的一种实施方式,微压表6为YN60压力表。
作为本实施例的一种实施方式,减压阀3的输入压力为0.05MPa~1MPa,输出压力为0.005MPa~0.4MPa。
作为本实施例的一种实施方式,安全阀5控制通气管路内压力不超过0.015MPa。
作为本实施例的一种实施方式,气源1用快拆接头与气源泵相连,气源泵与通气管路相连。
本实用新型工作过程:
本飞机燃油系统气密性检测装置在工作过程中,气源1通过气源泵向通气管路供气,减压阀3将管内气压调节至所测试飞机燃油系统能够承受的最大安全气压,待系统内部气压稳定后,打开通气开关8和测试口开关9,通气管路内的气体流向检测管路,最后由检测口流向飞机燃油系统的油箱,关闭气源开关2和微压锁闭开关4,防止外部干扰,整个系统开始保持压力,保压30分钟,通过监控微压表6示数的变化,可以判断燃油系统是否存在泄漏的状况,若微压表6示数变小,则说明燃油系统存在泄漏情况。
上述实施例是对本实用新型的说明,不是对本实用新型的限定,任何对本实用新型简单变换后的方案均属于本实用新型的保护范围。
Claims (7)
1.一种飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:包括通气管路、检测管路、气源开关、通气开关,所述通气管路用气源开关与气源相连,通气管路安装有减压阀、微压锁闭开关、微压表和通气开关,位于微压锁闭开关和微压表之间的通气管路位置连接有泄压阀和安全阀,所述检测管路与通气开关相连,检测管路设有至少一个测试口,每个测试口均设有测试口开关。
2.如权利要求1所述的飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:所述测试口的数量为2,两个测试口分别与飞机燃油系统的两个油箱相连以测试气密性。
3.如权利要求1所述的飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:所述气源的供压最大压力不超过减压阀最大量程对应的气压。
4.如权利要求1所述的飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:所述微压表为YN60压力表。
5.如权利要求1所述的飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:所述减压阀的输入压力为0.05MPa~1MPa,输出压力为0.005MPa~0.4MPa。
6.如权利要求1所述的飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:所述安全阀控制通气管路内压力不超过0.015MPa。
7.如权利要求1所述的飞机燃油系统气密性检测装置,其特征在于:所述气源用快拆接头与气源泵相连,气源泵与通气管路相连。
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