一种飞机系统气密试验装置的制作方法

本实用新型涉及航空飞行试验技术领域，具体的，涉及一种飞机系统气密试验装置。

背景技术：

为完成飞机设计定型试飞，需对各型各类飞机进行不同程度改装。改装施工有时会对飞机气密性有不同程度破坏，后期修复工作完成后机舱气密性检查成为关键一环。如果气密性不符合标准会造成机舱在高空失压，危及飞行员生命安全。

飞机系统气密性是通过对某一封闭空间(包含临时封闭的管路或结构)进行充气或抽气形成气压差进行气密性检查的手段，通过对管路或结构进行规定压力的气密性检查能够验证管路系统和结构密封性。由于各系统管路或结构的工作压力不同，使得气密试验压力从10.5Kpa到3.5Mpa，针对不同试验压力需设置不同压力输出端，按照传统方法设计多台试验台，成本大，试验台功能单一，无普适性。

因此，一台具有综合性能，试验压力跨度大的试验台能够节约成本，精简操作，对于飞机各系统的气密试验十分必要。

技术实现要素：

本实用新型的主要目的是提供一种安全可靠，综合性强，试验压力跨度大，具有普适性的飞机系统气密试验装置。

为了实现上述的主要目的，本实用新型提供的一种飞机系统气密试验装置，包括气源入口端、增压管路以及减压管路，气源入口端分别与增压管路和减压管路连接；增压管路包括第一调压阀、第一手拉阀、节流阀、增压泵、高压减压阀、第一路压力输出端、第二路压力输出端以及第三路压力输出端，第一调压阀的进气端与气源入口端连接，第一调压阀的出气端与第一手拉阀之间设置有第一调压表，第一手拉阀通过节流阀与增压泵的进气端连接，增压泵的出气端与高压减压阀的进气端之间连接有储气容器，高压减压阀的输出端分别通过高压开关与第一路压力输出端、第二路压力输出端以及第三路压力输出端连接。

进一步的方案是，高压减压阀的进气端与储气容器之间连接有第一压力表，高压减压阀的出气端连接有第二压力表。

更进一步的方案是，减压管路包括第二调压阀、第二手拉阀、精密减压阀、流量计模块、第四路压力输出端，第二调压阀的进气端与气源入口端连接，第二调压阀的出气端与第二手拉阀之间设置有第二调压表，第二手拉阀与精密减压阀的进气端连接，精密减压阀的出气端与流量计模块的输入端连接，流量计模块的输出端与第四路压力输出端连接。

更进一步的方案是，减压管路还设置有旁通阀，旁通阀并联在流量计模块的两端。

更进一步的方案是，流量计模块包括流量计前开关、流量计、流量计后开关，流量计前开关和流量计后开关用于控制流量计气体的开关。

更进一步的方案是，流量计后开关与第四路压力输出端之间还连接有第一卸荷阀。

由此可见，本实用新型提供的一种飞机系统气密试验装置可以使用厂房压缩空气为动力源，通过增压泵对厂房气源增压并储于储气容器内。其中，高压减压阀实现对储气容器内的其他压力进行精确调节，调节好压力的气体分为高压、中压、低压三路压力输出端，能够满足动力环控各系统气密试验的要求。此外，还增加对输出气体压力、供气速率的实时监测和调整功能。

所以，上述试验装置可以检测飞机油箱、燃油管路、防冰管路、灭火管路等的气密性，该装置采用手动调压与气动增压相结合的方式实现调节、输出多种精确稳定的压力值。

【附图说明】

图1是本实用新型一种飞机系统气密试验装置实施例的原理图。

【具体实施方式】

为了使实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不限用于本实用新型。

参见图1，本实用新型的一种飞机系统气密试验装置，包括气源入口端10、增压管路以及减压管路，气源入口端10分别与增压管路和减压管路连接。具体地，增压管路包括第一调压阀11、第一手拉阀12、节流阀13、增压泵14、高压减压阀15、第一路压力输出端1、第二路压力输出端2、第三路压力输出端3以及第二卸荷阀19，第一调压阀11的进气端与气源入口端10连接，第一调压阀11的出气端与第一手拉阀12之间设置有第一调压表16，第一手拉阀12通过节流阀13与增压泵14的进气端连接，增压泵14的出气端与高压减压阀15的进气端之间连接有储气容器17，高压减压阀15的输出端分别通过高压开关与第一路压力输出端1、第二路压力输出端2以及第三路压力输出端3连接。其中，高压开关包括第一高压开关181、第二高压开关182、第三高压开关183，高压减压阀15的输出端依次通过第一高压开关181、第二高压开关182、第三高压开关183与第一路压力输出端1、第二路压力输出端2、第三路压力输出端3连接。高压减压阀15的进气端与储气容器17之间连接有第一压力表41，高压减压阀15的出气端连接有第二压力表42。

在本实施例中，增压管路包括依次连接的第一调压阀11、第一调压表16、第一手拉阀12、节流阀13、增压泵14、储气容器17、第一压力表41、高压减压阀15、第二压力表42、高压开关、第三压力表43和三路压力输出端。其中，第一调压阀11用于调节输入压力的大小，第一调压表16用于显示输入压力的数值，第一手拉阀12为输入压力开关，节流阀13用于控制输入流量，增压泵14对输入气体进行增压，储气容器17用于存储增压后的其他压力，第一压力表41为高压减压阀前压力表，用于显示气瓶存储其他压力，高压减压阀15用于调节输入压力的大小，第二压力表42为高压减压阀后压力表，用于显示输出压力大小，高压开关为输出压力开关，第三压力表43为测量压力表，用于检测试验件的压力变化。因此，通过高压减压阀15可将输出压力调节值不同的试验压力，调节好压力的气体分为高中低压三路压力输出端：低压输出端(0－1MPa)、中压输出端(0－4MPa)、高压输出端(0－25MPa)。因此，能够满足AG300和AG600动力环控各系统气密试验的要求，可以实现对不同试验压力的试验件进行气密试验。此外，还增加对输出气体压力、供气速率的实时监测和调整功能，其中包括被测容器内的实时压力的显示。

减压管路包括第二调压阀21、第二手拉阀22、精密减压阀23、流量计模块、第四路压力输出端4，第二调压阀21的进气端与气源入口端10连接，第二调压阀21的出气端与第二手拉阀22之间设置有第二调压表27，第二手拉阀22与精密减压阀23的进气端连接，精密减压阀23的出气端与流量计模块的输入端连接，流量计模块的输出端与第四路压力输出端4连接。其中，减压管路还设置有旁通阀28，旁通阀28并联在流量计模块的两端，流量计模块包括流量计前开关24、流量计25、流量计后开关26，流量计前开关24和流量计后开关26用于控制流量计25气体的开关。流量计后开关26与第四路压力输出端4之间还连接有第一卸荷阀29。

在本实施例中，减压管路包括依次连接的第二调压阀21、第二调压表27、第二手拉阀21、精密减压阀23、减压阀后压力表44、流量计前开关24、流量计25、流量计后开关26、测量压力表45和第四路压力输出端4。其中，第二调压阀21用于调节输入压力的大小，第二调压表27用于显示输入压力的数值，第二手拉阀21为输入压力开关，精密减压阀23用于对输入压力减压，减压阀后压力表44用于显示输出压力大小的数值，流量计前开关24和流量计后开关26控制通过流量计25气体的开关，流量计25用于测量气体，测量压力表45用于测量试验件压力。同时，与流量计前后开关并联一路的旁通阀28可在无需测量流量时使用。此外，该试验装置还包括第三管路，第三管路包括第三卸荷阀51、卸荷阀后压力表52和第五路压力输出端5，第五路压力输出端5为试验件压力测量点和卸压点。

在具体应用中，首先，配套安装各系统所需的堵头和充气接头，连接充气管路，接通厂房气源，开启增压泵14对储气容器17进行增压储气，通过高压减压阀15调节试验压力至设计要求值，接通气源进行充气至设计要求值。然后，开始进行保压试验，保压试验结束后开启泄压阀排气，再将飞机恢复至初始状态，即试验结束。

由此可见，本实用新型提供的一种飞机系统气密试验装置可以使用厂房压缩空气为动力源，通过增压泵14对厂房气源增压并储于储气容器17内。其中，高压减压阀15实现对储气容器17内的其他压力进行精确调节，调节好压力的气体分为高压、中压、低压三路压力输出端，能够满足各种充气压力(10.5Kpa－3.5Mpa)，可覆盖多型号飞机、能够满足动力环控各系统气密试验的要求。此外，还增加对输出气体压力、供气速率的实时监测和调整功能。

所以，上述试验装置可以检测飞机油箱、燃油管路、防冰管路、灭火管路等的气密性，该装置采用手动调压与气动增压相结合的方式实现调节、输出多种精确稳定的压力值。同时，该试验装置自身泄漏小于每小时1Kpa，具有漏电保护功能。

需要说明的是，以上仅为本实用新型的优选实施例，但实用新型的设计构思并不局限于此，凡利用此构思对本实用新型做出的非实质性修改，也均落入本实用新型的保护范围之内。