本技术主要涉及飞机补氧系统试验,具体涉及一种发动机补氧系统试验器。
背景技术:
1、飞机补氧系统是与飞行员供氧系统相互无关的独立系统,为了提高发动机在空中起动的可靠性,飞机采用主燃烧室起动点火器自动补氧系统。在空中起动发动机时,接通空中起动开关,补氧电磁活门工作,氧气流向发动机点火器,以保证发动机可靠起动。
2、二代机补氧系统的现有检查方法都是装机后进行通电和试车检查,一旦出现飞机补氧系统发动机部分堵塞的故障,排除飞机补氧系统发动机部分的氧气导管和单向活门堵塞的故障,需要脱开飞机后机身和发动机才能进行排故工作,造成人力的极大浪费。另外,传统的工艺检查方法都是装机后进行通电和试车检查,一旦发现故障只能进行复杂性、难度大的拆装工作。
技术实现思路
1、本实用新型要解决的技术问题就在于:针对现有技术存在的技术问题,本实用新型提供一种结构简单、试验效率高的发动机补氧系统试验器。
2、为解决上述技术问题,本实用新型提出的技术方案为:
3、一种发动机补氧系统试验器,包括充氧组件、三通管、氧气瓶、供氧开关、减压组件和补氧组件;所述充氧组件与三通管的第一端连通,所述三通管的第二端与氧气瓶连通,所述三通管的第三端与供氧开关的一端连通,所述供氧开关的另一端与减压组件的一端连通,所述减压组件的另一端与补氧组件的一端连通,补氧组件的另一端与发动机的补氧导管连通。
4、作为上述技术方案的进一步改进:
5、所述充氧组件包括充氧嘴和充氧开关,所述充氧嘴安装在所述充氧开关的一端,所述充氧开关的另一端三通管的一端连通。
6、所述补氧组件包括电磁活门。
7、所述减压组件包括减压器和压力表,所述压力表与减压器的输出侧连通。
8、所述充氧组件、三通管、氧气瓶、供氧开关、减压组件和补氧组件均安装于一箱体内。
9、所述箱体包括控制面板,所述供氧开关安装于所述控制面板上。
10、与现有技术相比,本实用新型的优点在于:
11、本实用新型的发动机补氧系统试验器,能在发动机装机前对其补氧系统进行检查,能尽早发现补氧系统堵塞的故障,以便能及时通知发动机维修厂来进行排除,很大程度上节约了排除此故障所用的时间,及时保证装配车间飞机交付的周期,提高了飞机补氧系统的可靠性。
1.一种发动机补氧系统试验器,其特征在于,包括充氧组件、三通管、氧气瓶(10)、供氧开关(2)、减压组件和补氧组件(8);所述充氧组件与三通管(17)的第一端连通,所述三通管(17)的第二端与氧气瓶(10)连通,所述三通管(17)的第三端与供氧开关(2)的一端连通,所述供氧开关(2)的另一端与减压组件的一端连通,所述减压组件的另一端与补氧组件(8)的一端连通,补氧组件(8)的另一端与发动机的补氧导管连通。
2.根据权利要求1所述的发动机补氧系统试验器,其特征在于,所述充氧组件包括充氧嘴(12)和充氧开关(11),所述充氧嘴(12)安装在所述充氧开关(11)的一端,所述充氧开关(11)的另一端三通管(17)的一端连通。
3.根据权利要求1或2所述的发动机补氧系统试验器,其特征在于,所述补氧组件(8)包括电磁活门。
4.根据权利要求1或2所述的发动机补氧系统试验器,其特征在于,所述减压组件包括减压器(9)和压力表(3),所述压力表(3)与减压器(9)的输出侧连通。
5.根据权利要求1或2所述的发动机补氧系统试验器,其特征在于,所述充氧组件、三通管、氧气瓶(10)、供氧开关(2)、减压组件和补氧组件(8)均安装于一箱体(1)内。
6.根据权利要求5所述的发动机补氧系统试验器,其特征在于,所述箱体(1)包括控制面板,所述供氧开关(2)安装于所述控制面板上。