专利名称：飞机发动机引气系统检测仪的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种飞机发动机气源系统的检测装置，尤其是具有补气构造、便于携带的飞机发动机气源系统的检测装置。
背景技术：
发动机引气系统的功能是从发动机或APU上引气，为机上空调，机翼和整流罩的热防冰、饮用水和液压系统增压，并为发动机启动系统提供具有一定温度和一定压力的高温高压空气。它的正常运转不仅为座舱和驾驶舱提供安全、舒适的飞行环境及正常的供水功能，还为发动机安全提供热防冰的热源以及发动机启动过程中的动力源。如该引气系统在万米高失控，将导致机舱内压力和温度的失常，轻则压耳，重则引起对旅客的伤害。
发动机引气系统是一个复杂的电控气动系统，包括预冷器控制活门，压力调节和关断活门，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超温电门等众多组件，具有众多的调节器，活门，传感器和附属电器，以及与其连接的管线，其中任何一个零件出问题，都会引起引气系统的故障，在这众多零部件组成的系统中想查出问题零件，就成了困难的事，袭用的现场检修工作是凭经验来判断问题出现在哪个部件上用替换部件的办法一个一个排查，经过反复的拆装观察，来确定问题所在。
已公开的中国专利01247057.0介绍了一种压力测试仪。是由空气压缩组件、压力测量显示组件、控制组件和供电组件构成，所述空气压缩组件包括泵和电机，所述控制组件包括与空气压缩组件中蓄压瓶通过管路连通的全压接口、静压接口，以及管路上的全压调节阀静压保护阀，其中所述空气压缩组件中所使用的泵是无油真空压力泵；所述压力测量显示组件包括压力传感器和与之连接的单片机、显示器和功能控制键盘。用于检查飞机全静压系统的气密性、膜盒式仪表，还可用于各种管道压力的测量和压力表的校准。它技术属于计算机控制的大气数据测试系统。不能解决飞机发动机引气系统的检测。
业界亟待一种既方便操作者随身携带、又可以在翼判别飞机发动机引气系统部件是否正常的检测设备问世。

发明内容
本实用新型所要解决的问题在于应市场之亟，克服现有技术的不足，提供一种飞机发动机引气系统的检测仪，便于针对飞机发动机引气系统的故障对各部件进行在翼检测；本实用新型的首要目的在于，提供一种随仪器配置供气组件的飞机发动机引气系统的检测仪；本实用新型的又一目的在于，提供一种箱体型便携式飞机发动机引气系统的检测仪；本实用新型的再一目的在于，提供一种安全可靠的、可移动的便携式飞机发动机引气系统的检测仪。
本实用新型解决其技术问题是采取以下技术方案实现的依据本实用新型提供的一种飞机发动机引气系统检测仪，包括测试口和符合精度要求的压力表、调节器，其中一主减压器高压端通过管线与一高压供气组件联接，主减压器具有显示其高压和低压侧读数一油阻尼压力表和一主压力表，该主减压器的低压端依次与一供气放气选择活门和一系统选择活门串接，一针阀与该供气放气选择活门一端接装；所述的系统选择活门一端与一号测试口接通；由系统选择活门的另一路出气端通过管线串接一号调节器，该一号调节器的输出端经由管线接装一号压力氖该输出端通过管线与四号测试口接通在一号调节器与一号压力表之间通过管线分支，依次串接三号关断活门、四号关断活门，在该两关断活门之间通过管线与六号测试口接通；在三号关断活门与六号测试口接通的管线处通过管线分支，依次串接的二号关断活门、压差表，且与五号测试口接通；在所述的分支管线处到六号测试口之间通过管线分支，依次串接的七号关断活门和三号针阀；由系统选择活门的出气端分出的另一路通过管线依次串接一号关断活门、二号调节器、五号关断活门、二号压力表；在五号关断活门与二号压力表之间通过管线分支，与二号测试口相连，而六号关断活门和二号针阀亦通过管线与二号测试口相通。
所述的二号调节器通过管线与三号测试口接通。
本实用新型解决其技术问题是采取以下技术方案进一步实现前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述高压供气组件，由适配的高压储气瓶和气瓶灌气装置构成。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述的高压储气瓶的输气端配置开关装置；前述的气瓶灌气装置的充气的入口处配置空气过滤器。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述的各仪表安装在第一装置面板上，所述的各测试口和调控元件安装在与第一装置面板呈可开合构造的第二装置面板上，构成便携式的箱体。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述箱体内配置有与前述气瓶灌气装置相匹配的充气适配器。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述的箱体装置在行走车中。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述的行走车具有装置箱体的减振凹槽，该凹槽内装置减震内层。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述的行走车的四个行走轮分别装置止动装置。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中，所述的主压力表为200磅/平方英寸，一压力表、二号压力表均为60磅/平方英寸，压差表为25英寸汞柱，高压储气瓶容量为4升。
本实用新型与现有技术相比具有显著的优点和有益效果。
由以上技术方案可知，在其优异的结构配置下，至少有如下的优点本实用新型中高精度的仪表以及仪表与控气元件的合理构造，可使仪器能快速准确地针对飞机发动机引气系统进行在翼测试，还可实现进行反流测试；由于本实用新型配置了随机的高压气瓶，从而构成了自身含气源的有源测试系统；由于配置了气瓶灌气装置，可实现测试仪的气瓶灌气口“瓶对瓶”的补气，使有源性与方便的补气作业相结合，可确保气源，供气作业；在气瓶灌气装置的充气入口处，配置了空气过滤器，用于去除氮气瓶中的任何杂质颗粒，以保证仪器的检测精度。
本实用新型将各仪表和各测试口和调控元件安装在呈可开合构造的装置面板上，构成便携的箱体，且在箱体内配置有充气适配器，实现了方便、可携的目的；本实用新型结合一具有防震构造行走车，进一步实现了安全可靠的、可灵活移动的技术目的。
本实用新型的具体实施方式
由以下实施例及其附图详细给出。


图1是本实用新型测试系统结构原理示意图；图2是本实用新型整体结构示意图。
具体实施方式
以下结合较佳实施例，对依据本发明提供的具体实施方式
、特征及其功效，详细说明如后；为了简单和清楚的目的，下文恰当的省略了公知技术的描述，以免那些不必要的细节影响对本技术方案的描述。
飞机B737发动机引气系统是从发动机5级或9级或APU供气，其出口提供的是温度和压力经过调节的动力源，给后接的空调、机翼和整流罩的热防冰，水和液压系统的增压以及发动机启动过程中提供具有一定温度和压力的高温高压空气。
请参见图1-2所示一种飞机发动机引气系统检测仪，包括数个测试口51-56和符合精度要求的数个压力表、调节器，其中，主压力表81和油阻尼压力表80分别接在主减压器2的低压和高压端，该主减压器通过管线与一高压供气组件1联接，该主减压器的低压端依次与供气放气选择活门41和系统选择活门42串接，一号针阀91与该供气放气选择活门B端接装，用于放气；所述的系统选择活门42与一号测试口51接通，此路提供0-200磅/平方英寸压力的输出，通过主减压器调整，由一号测试口输出；由系统选择活门42的输出端D分出两路，已经过主减压器调整的气压，经由各调节器精密调节，再由相应的测试口输出，由此提供从0-60磅/平方英寸压力输出，具体是由系统选择活门42的出气端D分出的一路通过管线串接一号调节器61，该一号调节器的输出端经由管线接装一号压力表83，此输出端同时通过管线与四号测试口54接通；在一号调节器61与二号压力表83之间通过管线分支，依次串接的三号关断活门73、四号关断活门74，在该两关断活门之间通过管线与六号测试口56接通；在三号关断活门73与六号测试口56接通的管线E处通过管线分支，依次串接的二号关断活门72、压差表82，且与五号测试口55接通；在所述的分支管线E处到六号测试口56之间通过管线分支，依次串接的七号关断活门77和二号针阀93；由系统选择活门42的出气端D分出的另一路通过管线依次串接一号关断活门71、二号调节器62、五号关断活门75、二号压力表84；在五号关断活门75与二号压力表84之间通过管线分支，与二号测试口52相联，而六号关断活门76和二号针阀92亦通过管线与二号测试口52相联。
所述的二号调节器62通过管线与三号测试口53接通；前述的高压供气组件1，由一高压储气瓶11和气瓶灌气装置10构成，12为储气瓶11的开关装置；在储气瓶与主减压器之间的管路上装置气瓶灌气装置，可在高压储气瓶11气量不足时，及时给高压气瓶进行补气作业，保证检测作业的气源供应；前述的气瓶灌气装置10的充气的入口处配置空气过滤器。
前述飞机发动机引气系统检测仪，其中各个仪表安装在一号装置面板21，各测试口和调控元件安装在与一号装置面板呈可开合构造的二号装置面板22上，构成便携的箱体I；所述附件箱体内配置有与前述气瓶灌气装置相匹配的充气适配器；前述飞机发动机引气系统检测仪，其中所述的箱体I装置在具有减振凹槽31的行走车II中，减震凹槽内设减震内层311，行走车的四个行走轮32分别装置止动装置321，以防止测试作业时，测试仪器在外力作用下移动，造成飞机或发动机的碰撞损坏；所述的减振凹槽和行走轮的止动装置为习知的技术，不予赘述；前述飞机发动机引气系统检测仪，可以习知的技术给行走车配置防尘罩。
至此，飞机发动机引气系统检测仪可以便携的箱体型，与行走车结合成一个可移动的整体构造，即可在机坪或机库中灵活地移动，方便作业。
本实用新型可通过三个检验过程，对引气系统的预冷器控制活门、压力调节和关闭阀门、引气调节器、高级关断活门、高级调节器、390°F恒温器(予冷器)、450°F恒温器等7个部件进行在翼测试；依本实用新型的合理配置还可进行反流测试，并可以完成故障隔离作业。
以下通过“检测预冷器控制活门”的实例，详细地叙述本实用新型工作原理。
预冷器控制活门是弹簧加载在开(冷)位及气动驱动到关(热)位的一个控制单元。
首先检查预冷器控制活门的初始状态，即没有给气时的状态。如果初始处于关位，即可判断预冷器控制活门故障，更换它；由本实用新型的测试口54向预冷器控制活门供压口输入一个气压，调节精密减压器2使主压力表81指示为(50±5)磅/平方英寸，由于用本测试仪进行的测试工作其读数都带有误差范围，所以它是一个计量型的测试仪表。调节调节器61使压力表83指示(12.0±2.0)磅/平方英寸，此时预冷器控制活门应在全关位的30°范围内。如果不在此范围内，需要检查390°恒温器，大翼热气放冰电磁线圈及关联的接头和管道是否有渗漏，检查方法是由本实用新型的测试口54向预冷器控制活门传感器口输入一个10.0磅/平方英寸压力，如果没有渗漏，即可确认预冷器控制活门有故障，就要将其换掉。
如果检查出渗漏并修理好，从预冷器控制活门控制压力口输入一个气压，主压力表81指示(95.0±2.0)磅/平方英寸，这个压力是由本实用新型的测试口51供给的，并将预冷器控制活门的传感器口连接一支测试管到本实用新型的测试口56上，此时应确认预冷器控制活门位置指示器在全关位的30°范围之内，然后慢慢打开关断活门72，确认压差表82指示是(20.5±2.0)英寸汞柱，在保持供气压力不变条件下，慢慢调整与测试口56连接的放气针阀93来调节压差表82指示，当压差表指示(16+0，-1)英寸汞柱时，应该对应于“预冷器控制活门开始打开的最小压力”。而当压差表指示(7.0)英寸汞柱时，预冷器控制活门应为全开状态。如果不满足上述所呈述的开启和全开的压力限的话，就要更换预冷器控制活门。
显然，最后一步测定的是预冷器控制活门的全控制功能，给出了从刚刚开启到全打开状态的压力限。
在详细说明的较佳实施例之后，熟悉该项技术人士可清楚的了解，在不脱离所述申请专利范围与精神下可进行各种变化与修改，且本实用新型亦不受限于说明书中所举实施例的实施方式。
权利要求1.一种飞机发动机引气系统检测仪，包括测试口和符合精度要求的压力表、调节器，其特征在于一主减压器(2)高压端通过管线与一高压供气组件(1)联接，主减压器(2)具有显示其高压和低压侧读数一油阻尼压力表(80)和一主压力表(81)，该主减压器的低压端依次与一供气放气选择活门(41)和一系统选择活门(42)串接，一针阀(91)与该供气放气选择活门一端(B)接装；所述的系统选择活门一端(C)与一号测试口(51)接通；由系统选择活门(42)的另一路出气端(D)通过管线串接一号调节器(61)，该一号调节器的输出端经由管线接装一号压力表(83)，此输出端同时通过管线与四号测试口(54)接通；在一号调节器(61)与一号压力表(83)之间通过管线分支，依次串接三号关断活门(73)、四号关断活门(74)，在该两关断活门之间通过管线与六号测试口(56)接通；在三号关断活门(73)与六号测试口(56)接通的管线(E)处通过管线分支，依次串接的二号关断活门(72)、压差表(82)，且与五号测试口(55)接通；在所述的分支管线(E)处到六号测试口(56)之间通过管线分支，依次串接的七号关断活门(77)和三号针阀(93)；由系统选择活门(42)的出气端(D)分出的另一路通过管线依次串接一号关断活门(71)、二号调节器(62)、五号关断活门(75)、二号压力表(84)；在五号关断活门(75)与二号压力表(84)之间通过管线分支，与二号测试口(52)相连，而六号关断活门(76)和二号针阀(92)亦通过管线与二号测试口相通。所述的二号调节器(62)通过管线与三号测试口(53)接通。
2.如权利要求1所述飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，前述高压供气组件(1)，由适配的高压储气瓶(11)和气瓶灌气装置(10)构成。
3.如权利要求2所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，前述的高压储气瓶(11)的输气端配置开关装置；前述的气瓶灌气装置(10)的充气的入口处配置空气过滤器。
4.如权利要求1-3之一所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，所述的各仪表安装在第一装置面板(21)上，所述的各测试口和调控元件安装在与第一装置面板呈可开合构造的第二装置面板(22)上，构成便携式的箱体(I)。
5.如权利要求4所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，所述箱体内配置有与前述气瓶灌气装置(10)相匹配的充气适配器。
6.如权利要求5所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，所述的箱体(I)装置在行走车(II)中。
7.如权利要求6所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，所述的行走车具有装置箱体的减振凹槽(31)，该凹槽内装置减震内层(311)。
8.如权利要求6或7所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，所述的行走车的四个行走轮(32)分别装置止动装置(321)。
9.如权利要求1-3之一所述的飞机发动机引气系统检测仪，其特征在于，所述的主压力表为200磅/平方英寸，一压力表、二号压力表均为60磅/平方英寸，压差表为25英寸汞柱，高压储气瓶容量为4升。
专利摘要一种飞机发动机引气系统检测仪，由精密压力表、油阻尼的压力表、压差表、减压器、精密调节器、关断活门、系统选择活门、供气放气选择活门、高压储气瓶、放气针阀、灌气接口、测试接口组成，通过管线连结。本实用新型中采用高精度仪表以及仪表与控气元件的合理配置，可使仪器能快速准确地针对飞机发动机引气系统进行在翼测试；且构造了自身含气源的有源测试结构；还具有气瓶灌气的结构，可使有源性与方便的补气作业相结合，可确保气源供气作业；本实用新型结合箱体和行走车的装置，实现了方便、可携、安全可靠的、可灵活移动各项技术的目的。
文档编号G01M3/26GK2788164SQ20042005682
公开日2006年6月14日 申请日期2004年12月16日 优先权日2004年12月16日
发明者王彤, 吕海军, 毕玉尧, 刘万亮, 刘玉清 申请人:中国国际航空股份有限公司