本发明涉及飞行器通风系统试验，特别是涉及一种飞机地面通风活门的试验系统，用于对飞机地面通风活门进行流阻测试及耐久性试验。
背景技术：
1、飞机地面通风活门是飞机环控系统中的重要组成部分，其研制生产过程中必须进行流阻测试及耐久性试验，以验证其是否满足设计功能性能及耐久性要求。
2、其中，飞机地面通风活门的流阻测试试验，是指飞机地面通风活门在模拟使用工况下，测试活门两侧的压差。流阻测试主要用于检定飞机地面通风活门的流阻性能是否满足设计指标。
3、其中，飞机地面通风活门的耐久性试验，是指飞机地面通风活门在模拟使用工况下，进行多次开关循环，以验证其可靠性和性能。飞机地面通风活门耐久性试验主要目的是验证其可靠性和性能，暴露设计和制造中的缺陷，为改进提供依据。
4、目前，传统的飞机地面通风活门流阻测试验，主要是依靠现有传统的飞机环控试验系统和专用测试工装实现，通常一次只能进行一件活门的测试。但是，飞机地面通风活门根据装机要求，其耐久性要求应能完成多次(例如通常是4000次以上)工作循环。现有传统的飞机环控试验系统难以快速自动化的转换，需要人工操作。同时，针对飞机建立的传统专用环控试验系统往往使用成本高昂，系统复杂，进行飞机地面通风活门的流阻和耐久性试验针对性差，效率低。
5、因而，针对飞机地面通风活门建立专用流阻和耐久性试验系统，成为开展飞机地面通风活门研制生产的重要保障技术。
6、因此，目前迫切需要开发出一种技术，其可以解决以上技术问题。
技术实现思路
1、本发明的目的是针对现有技术存在的技术缺陷，提供一种飞机地面通风活门的试验系统。
2、为此，本发明提供了一种飞机地面通风活门的试验系统，包括气源系统和试验管路系统；
3、气源系统，与试验管路系统相连接，用于向试验管路系统输出压缩空气；
4、试验管路系统，包括气源气路端口阀门、气源气路端口压力传感器、安全阀、压力调节阀、流量计、气动三通阀、两个专用试验工装和两个流量调节阀；
5、气源系统的出气口与气源气路端口阀门的一侧接口相连接；
6、气源气路端口阀门的另一侧接口通过一条依次设置有气源气路端口压力传感器、安全阀、压力调节阀和流量计的试验管路，与气动三通阀的第一接口相连接；
7、气动三通阀的第二接口和第三接口，分别与一个专用试验工装的前端接口相连接；
8、每个专用试验工装的后端接口，分别与一个流量调节阀相连接；
9、每个专用试验工装中密封安装有一个待测试的飞机地面通风活门。
10、由以上本发明提供的技术方案可见，与现有技术相比较，本发明提供了一种飞机地面通风活门的试验系统，设计科学，能够方便可靠地对飞机地面通风活门进行流阻测试及耐久性试验，显著提高了试验效率，节约了试验人力成本，具有重大的实践意义。
1.一种飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，包括气源系统(1)和试验管路系统(2)；
2.如权利要求1所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，专用试验工装(11)前端设置有绝压变送器(10)；
3.如权利要求1所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，每个专用试验工装(11)，包括一个专用工装进气弯管(22)、一个产品安装管路(23)和一个专用工装排气弯管(24)；
4.如权利要求3所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，产品安装管路(23)包括产品安装前端管路(25)和产品安装后端管路(26)；
5.如权利要求4所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，产品安装前端管路(25)和产品安装后端管路(26)上，分别设置有一个压差变送器接口(27)；
6.如权利要求3所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，专用工装进气弯管(22)前段平直段设置有绝压变送器接口(21)；
7.如权利要求1所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，试验管路的前端设置有试验管路系统进气口(17)；
8.如权利要求1所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，试验管路在试验管路系统进气口(17)与压力调节阀(7)之间的位置设置有安全阀安装接口(18)；
9.如权利要求1所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，试验管路位于压力调节阀(7)和气动三通阀(9)的管路部分是流量测量管路(19)；
10.如权利要求1至9中任一项所述的飞机地面通风活门的试验系统，其特征在于，还包括测控系统(3)；