飞机发动机引气系统故障模拟装置的制造方法
【专利摘要】本发明提供了一种飞机发动机引气系统故障模拟装置，包括引气调节系统、预冷器控制系统和高压级调节系统；引气调节系统包第三压力调节器M3、电磁阀F0、第四流量控制阀F4、第五流量控制阀F5；预冷器控制系统包括第二压力调节器M2、第三流量控制阀F3；高压级调节系统包括第一压力调节器M1、第一流量控制阀F1、第二流量控制阀F2；该飞机发动机引气系统故障模拟装置是通过市场上购买到的低成本气动元件来实现引气原理，具有成本低廉，原理清晰，可操作性强，方便教师教学和排故训练等优点。
【专利说明】
飞机发动机弓I气系统故障模拟装置
技术领域
[0001]本发明属于故障模拟技术领域，特别涉及一种飞机发动机引气系统故障模拟装置。
【背景技术】
[0002]飞机发动机引气系统是一个由预冷器控制活门、压力调节器和关断活门、引气调节器、高压级活门、高压级调节器、390°F恒温器、450°F恒温器和490°F超温电门等众多部件组成的电控气动系统，包含多个调节器、活门、传感器和附属电器，以及与其连接的管线。据航空公司的故障汇编手册的调查和数据统计，飞机引气系统构成复杂，故障发生率占到总体故障的1/3，且重复率高、排故时间长、难度大，再加上维修人员对其内部工作原理缺乏深入认识，发生故障时，若只是盲目地更换部件，而不能对故障进行准确的定位，这样就会耗费人力和航材，增加维修成本，甚至会影响到飞行安全。
[0003]美国西雅图的Philip M.Terming和Greg Cass提出一种飞机发动机引气系统训练装置，该装置是将引气系统附件从发动机上拆卸下来并组装而成，便于在地面或室内进行功能展示和教学，但其结构复杂，价格昂贵，且不能任意设置引气系统故障，而国内未见与飞机发动机引气系统故障模拟装置相关的文献报道。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是提供一种飞机发动机引气系统故障模拟装置。
[0005]为此，本发明技术方案如下:
[0006]—种飞机发动机引气系统故障模拟装置包括引气调节系统、预冷器控制系统和高压级调节系统；
[0007 ]引气调节系统包括第三压力调节器M3、电磁阀FO、第四流量控制阀F4、第五流量控制阀F5 ；第三压力调节器M3的右侧出气口通过管道连接到电磁阀FO的上端；电磁阀FO的下端通过管道连接到第五流量控制阀F5的上侧进气口，第五流量控制阀F5的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路;第四流量控制阀F4的上侧进气口通过管道连接到电磁阀FO的下端，第四流量控制阀F4的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路；电磁阀FO与第五流量控制阀F5之间的管道上设有第三快速接头k3、第四快速接头k4，电磁阀FO与第四流量控制阀F4之间的管道上设有第一快速接头kl和第二快速接头k2;
[0008]预冷器控制系统包括第二压力调节器M2、第三流量控制阀F3;第二压力调节器M2的右侧进气口通过管道连接到引气调节系统的第三压力调节器M3，第二压力调节器M2的左侧出气口通过管道连接到第三流量控制阀F3的上侧进气口，第三流量控制阀F3的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路;第二压力调节器M2的右侧进气管道上设有第二引气口A2，第二压力调节器M2与第三流量控制阀F3之间的管道上设有第五快速接头k5和第六快速接头k6;
[0009]高压级调节系统包括第一压力调节器Ml、第一流量控制阀Fl、第二流量控制阀F2，所述的第一压力调节器Ml的左侧进气口通过管道连接到高压级引气管路;第一压力调节器Ml的右侧出气口通过管道连接到第二流量控制阀F2的左侧进气口 ；第二流量控制阀F2的右侧出气口通过管路连接到低压级引气管路;第一流量控制阀Fl的上侧进气口通过管道连接到第一压力调节器Ml的右侧出气口；第一流量控制阀Fl的下侧出气口通过管道连接到高压级引气管路;第一压力调节器Ml的左侧进气口与高压级引气管路接口之间的管路上设有第三引气口 A3，第二流量控制阀F2与低压级引气管路接口之间的管道上设有第九快速接头k9和第十快速接头klO;第一流量控制阀Fl与第一压力调节器Ml之间的管道上设有第七快速接头k7和第八快速接头k8。
[0010]所述的第一压力调节器Ml、第二压力调节器M2、第三压力调节器M3均采用ASC-08型压力调节器，电磁阀H)采用2V025-08型电磁阀。
[0011]与现有技术相比，该飞机发动机引气系统故障模拟装置是通过在市场上购买到的低成本气动元件的组合来模拟实现引气原理，具有成本低廉，原理清晰，可操作性强，方便教师教学和排故训练等优点。
【附图说明】
[0012]图1为本发明飞机发动机引气系统故障模拟装置的示意图。
【具体实施方式】
[0013]下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的说明，但下述实施例绝非对本发明有任何限制。
[0014]如图1示，该飞机发动机引气系统故障模拟装置包括引气调节系统、预冷器控制系统和高压级调节系统；
[0015]引气调节系统包括第三压力调节器M3、电磁阀F0、第四流量控制阀F4、第五流量控制阀F5 ；第三压力调节器M3的右侧出气口通过管道连接到电磁阀FO的上端；电磁阀FO的下端通过管道连接到第五流量控制阀F5的上侧进气口，第五流量控制阀F5的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路2;第四流量控制阀F4的上侧进气口通过管道连接到电磁阀FO的下端，第四流量控制阀F4的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路2;电磁阀FO与第五流量控制阀F5之间的管道上设有第三快速接头k3、第四快速接头k4，电磁阀FO与第四流量控制阀F4之间的管道上设有第一快速接头kl和第二快速接头k2;
[0016]预冷器控制系统包括第二压力调节器M2、第三流量控制阀F3;第二压力调节器M2的右侧进气口通过管道连接到引气调节系统的第三压力调节器M3，第二压力调节器M2的左侧出气口通过管道连接到第三流量控制阀F3的上侧进气口，第三流量控制阀F3的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路2;第二压力调节器M2的右侧进气管道上设有第二引气口 A2，第二压力调节器M2与第三流量控制阀F3之间的管道上设有第五快速接头k5和第六快速接头k6;
[0017]高压级调节系统包括第一压力调节器Ml、第一流量控制阀Fl、第二流量控制阀F2，所述的第一压力调节器Ml的左侧进气口通过管道连接到高压级引气管路I;第一压力调节器Ml的右侧出气口通过管道连接到第二流量控制阀F2的左侧进气口 ；第二流量控制阀F2的右侧出气口通过管道连接到低压级引气管路2;第一流量控制阀Fl的上侧进气口通过管道连接到第一压力调节器Ml的右侧出气口；第一流量控制阀Fl的下侧出气口通过管道连接到高压级引气管路I;第一压力调节器Ml的左侧进气口与高压级引气管路I接口之间的管道上设有第三引气口 A3，第二流量控制阀F2与低压级引气管路2接口之间的管道上设有第九快速接头k9和第十快速接头klO;第一流量控制阀Fl与第一压力调节器Ml之间的管道上设有第七快速接头k7和第八快速接头k8。
[0018]低压级引气管路2和高压级引气管路I均连接到发动机W。
[0019]所述的第一压力调节器Ml、第二压力调节器M2、第三压力调节器M3均采用ASC-08型压力调节器，电磁阀H)采用2V025-08型电磁阀。
[0020]本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置的使用方法如下:
[0021]第一压力调节器Ml相当于飞机发动机引气系统中的高压级调节阀，第二压力调节器M2相当于飞机发动机引气系统中的预冷器控制器，第三压力调节器M3和电磁阀FO相当于飞机发动机引气系统中的引气控制器，第一流量控制阀Fl相当于飞机发动机引气系统中的高压级关断活门，第二流量控制阀F2相当于飞机发动机引气系统中的反流膜，第三流量控制阀F3相当于飞机发动机引气系统中的预冷器温度传感器，第四流量控制阀F4相当于飞机发动机引气系统中的450°F恒温器，第五流量控制阀F5相当于飞机发动机引气系统中的的压力调节与关断活门；
[0022]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置用来模拟引气调节系统正常工作的状态时，首先用气管将气栗与第二引气口 A2连接，将电磁阀FO通电并使其导通，关闭第四流量控制阀F4和第五流量控制阀F5，然后将第三压力调节器M3调到最小，并断开第三快速接头k3和第四快速接头k4，取下它们之间的管路，同时将压力表串接到第三快速接头k3和第四快速接头k4之间；接通气栗的电源，并将气栗输出压力调到70?75PSI;最后手动调整第三压力调节器M3，使压力表示数为20?28PSI，模拟引气调节系统正常工作的状态；
[0023]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟引气调节系统中引气控制器故障时，首先用气管将气栗与第二引气口 A2连接，将电磁阀FO通电并使其导通，关闭第四流量控制阀F4和第五流量控制阀F5，然后将第三压力调节器M3调到最小，断开第三快速接头k3和第四快速接头k4，取下它们之间的管路，并将压力表串接到第三快速接头k3和第四快速接头k4之间；接通气栗电源，将气栗输出压力调到70?75PSI;最后手动调整第三压力调节器M3，使压力表示数高于28PSI，模拟引气调节系统中引气控制器故障；
[0024]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟引气调节系统中压力调节与关断活门故障时，首先用气管将气栗与第二引气口A2连接，将电磁阀FO通电并使其导通，关闭第四流量控制阀F4和第五流量控制阀F5，然后将第三压力调节器M3调到最小，断开第三快速接头k3和第四快速接头k4，取下它们之间的管路，并将压力表串接到第三快速接头k3和第四快速接头k4之间；接通气栗电源，将气栗输出压力调到70?75PSI;手动调整第三压力调节器M3，使压力表示数为20?28PSI;关闭气栗电源，去掉压力表，重新连接上第三快速接头k3和第四快速接头k4之间的管路，最后打开第五流量控制阀F5，模拟引气调节系统中压力调节与关断活门漏气；
[0025]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟调节引气系统中450°F恒温器故障时，首先用气管将气栗与第二引气口A2连接，将电磁阀FO通电并使其导通，关闭第四流量控制阀F4和第五流量控制阀F5，然后将第三压力调节器M3调到最小，断开第一快速接头kl和第二快速接头k2，取下它们之间的管路，并将压力表串接到第一快速接头kl和第二快速接头k2之间；接通气栗电源，将气栗输出压力调到70?75PSI;手动调整第三压力调节器M3，使压力表示数为20?28PSI;关闭气栗电源，去掉压力表，重新连接上第一快速接头kl和第二快速接头k2之间的管路，最后打开第四流量控制阀F4，模拟调节引气系统中450° F恒温器漏气；
[0026]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟预冷器控制系统正常工作的状态时，将气栗接至第一引气口 Al，关闭第三流量控制阀F3，同时断开第五快速接头k5和第六快速接头k6，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第五快速接头k5和第六快速接头k6之间；然后给气栗上电，将气栗输出压力增加至14?15PSI;最后手动调节第二压力调节器M2，使压力表示数变为6?11PSI，模拟预冷器控制系统正常工作的状态；
[0027]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟预冷器控制系统中预冷器温度传感器故障时，将气栗接至第一引气口 Al，关闭第三流量控制阀F3，同时断开第五快速接头k5和第六快速接头k6，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第五快速接头k5和第六快速接头k6之间；然后给气栗上电，将气栗输出压力增加至14?15PSI;最后手动调节第二压力调节器M2，使压力表示数变为6?IIPSI，打开第三流量控制阀F3，模拟预冷器控制系统中预冷器温度传感器故障；
[0028]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟预冷器控制系统中预冷器控制器故障时，将气栗接至第一引气口 Al，关闭第三流量控制阀F3，同时断开第五快速接头k5和第六快速接头k6，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第五快速接头k5和第六快速接头k6之间；然后给气栗上电，将气栗输出压力增加至14?15PSI;最后手动调节第二压力调节器M2，使压力表示数大于IlPSI，模拟预冷器控制系统中预冷器控制器故障；
[0029]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟高压级调节系统正常工作的状态时，将气栗接至第三引气口 A3，关闭第一流量控制阀Fl和第二流量控制阀F2;断开第七快速接头k7和第八快速接头k8之间的管路，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第七快速接头k7和第八快速接头k8之间；然后给气栗上电，将气栗压力增加至70?75PSI，手动调节第一压力调节器Ml，使压力表示数为14?18PSI，模拟高压级调节系统正常工作的状态；
[0030]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟高压级调节系统中高压级关断活门故障时，将气栗接至第三引气口A3，关闭第一流量控制阀Fl和第二流量控制阀F2;断开第七快速接头k7和第八快速接头k8之间的管路，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第七快速接头k7和第八快速接头k8之间；然后给气栗上电，将气栗压力增加至70?75PSI，手动调节第一压力调节器Ml，使压力表示数为14?18PSI;最后打开第一流量控制阀Fl，模拟高压级调节系统中高压级关断活门故障；
[0031]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟高压级调节系统中反流膜故障时，将气栗接至第三引气口 A3，关闭第一流量控制阀Fl和第二流量控制阀F2;断开第七快速接头k7和第八快速接头k8之间的管路，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第七快速接头k7和第八快速接头k8之间；然后给气栗上电，将气栗压力增加至70?75PSI，手动调节第一压力调节器M1，使压力表示数为14?18PSI;最后打开第二流量控制阀F2，模拟高压级调节系统中反流膜故障；
[0032]当利用本发明提供的飞机发动机引气系统故障模拟装置来模拟高压级调节系统中高压级调节器故障时，将气栗接至第三引气口A3，关闭第一流量控制阀Fl和第二流量控制阀F2;断开第七快速接头k7和第八快速接头k8之间的管路，取下它们之间的管路，并将压力表串接至第七快速接头k7和第八快速接头k8之间；然后给气栗上电，将气栗压力增加至70?75PSI，手动调节第一压力调节器Ml，使压力表示数小于14PSI或大于18PSI，模拟高压级调节系统中高压级调节器故障。
【主权项】
1.一种飞机发动机引气系统故障模拟装置，其特征在于，所述的飞机发动机引气系统故障模拟装置包括引气调节系统、预冷器控制系统和高压级调节系统； 弓丨气调节系统包括第三压力调节器M3、电磁阀F0、第四流量控制阀F4、第五流量控制阀F5;第三压力调节器M3的右侧出气口通过管道连接到电磁阀FO的上端；电磁阀FO的下端通过管道连接到第五流量控制阀F5的上侧进气口，第五流量控制阀F5的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路(2);第四流量控制阀F4的上侧进气口通过管道连接到电磁阀FO的下端，第四流量控制阀F4的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路(2);电磁阀FO与第五流量控制阀F5之间的管道上设有第三快速接头k3、第四快速接头k4，电磁阀FO与第四流量控制阀F4之间的管道上设有第一快速接头kl和第二快速接头k2; 预冷器控制系统包括第二压力调节器M2、第三流量控制阀F3;第二压力调节器M2的右侧进气口通过管道连接到引气调节系统的第三压力调节器M3，第二压力调节器M2的左侧出气口通过管道连接到第三流量控制阀F3的上侧进气口，第三流量控制阀F3的下侧出气口通过管道连接到低压级引气管路(2);第二压力调节器M2的右侧进气管道上设有第二引气口A2，第二压力调节器M2与第三流量控制阀F3之间的管道上设有第五快速接头k5和第六快速接头k6 ； 高压级调节系统包括第一压力调节器M1、第一流量控制阀F1、第二流量控制阀F2，所述的第一压力调节器Ml的左侧进气口通过管道连接到高压级引气管路(I);第一压力调节器Ml的右侧出气口通过管道连接到第二流量控制阀F2的左侧进气口 ；第二流量控制阀F2的右侧出气口通过管道连接到低压级引气管路(2);第一流量控制阀Fl的上侧进气口通过管道连接到第一压力调节器Ml的右侧出气口；第一流量控制阀Fl的下侧出气口通过管道连接到高压级引气管路(I);第一压力调节器Ml的左侧进气口与高压级引气管路(I)接口之间的管道上设有第三引气口 A3，第二流量控制阀F2与低压级引气管路(2)接口之间的管道上设有第九快速接头k9和第十快速接头klO;第一流量控制阀Fl与第一压力调节器Ml之间的管道上设有第七快速接头k7和第八快速接头k8。2.根据权利要求1所述的飞机发动机引气系统故障模拟装置，其特征在于，所述的第一压力调节器M1、第二压力调节器M2、第三压力调节器M3均采用ASC-08型压力调节器，电磁阀H)采用2V025-08型电磁阀。
【文档编号】G09B25/02GK105957418SQ201610286743
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年4月29日
【发明人】张长勇, 王兴财, 蔡成海, 陈新云
【申请人】中国民航大学