一种航空用动静压试验器的制作方法

本实用新型涉及机电一体式测试设备技术领域，具体为一种航空用动静压试验器。

背景技术：

现有的1181d型动静压试验器是基于膜盒式的机械仪表，具有如下缺点：

1.量程小，空速表的测试范围是60～400knot，60knot以下的空速无法测试，使飞机存在隐患。

2.显示精度低，空速表的显示精度为每格10knot，与被测飞机空速表显示精度相同，不能满足民航局关于测量设备精度高于被测设备精度4倍的要求。

3.因为机械式指针存在摩擦，显示存在迟滞，用手指轻击表盘时，显示值上下波动较大。

4.通用性差，只能显示英制单位的空速，不能进行单位切换，无法测试公制单位的仪表。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种航空用动静压试验器，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种航空用动静压试验器，包括手动真空泵、真空腔、飞机静压系统接口、飞机动压系统接口、手动压力泵、压力腔和控制面板，所述控制面板的上端由左至右依次设置有标签、飞机动压系统接口、飞机静压系统接口、电池，控制面板的中间位置处由左至右依次设置有压力计、数字空速表、数字高度表、真空计，控制面板的底端由左至右依次设置有外接气压源接嘴、手动压力泵、压力阀、压力通气孔、引气转换活门、真空通气孔、真空阀、手动真空泵、外接真空源接嘴，所述手动压力泵的出口端分别连接压力腔和飞机动压系统接口，所述手动真空泵的出口端通过管路分别与飞机静压系统接口和真空腔连接，所述压力计安装在压力腔与手动压力泵之间的管路上，压力阀安装在手动压力泵和飞机动压系统接口之间的管道上，引气转换活门安装在动压系统静压系统之间的管道上，真空阀安装在飞机静压系统接口与手动真空泵之间的管道上，真空计安装在真空腔与手动真空泵之间的管路上，所述数字空速表安装在飞机动压系统接口与压力阀之间的管路上，数字高度表安装在飞机静压系统接口与真空阀之间的管路上，且数字空速表一端与静压系统管路连通，所述电池通过电缆分别与数字空速表和数字高度表电连接。

优选的，所述真空阀与数字高度表之间的管路上连接有真空通气孔。

优选的，所述压力阀与数字空速表之间的管路上连接压力通气孔。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：将空速表的测试范围由60～400knot提高到0～650knot，保证了试验范围的全面性；显示精度由10knot提高到0.1knot，提高了100倍，满足了民航局规定的要求，消除了迟滞误差，实现切换公制单位，提高了试验器的通用性。

附图说明

图1为本实用新型的控制面板结构示意图；

图2为本实用新型的管理连接示意图；

图3为本实用新型的电缆连接结构示意图。

图中：1、手动压力泵；2、外接气压源接嘴；3、压力计；4、标签；5、飞机动压系统接口；6、数字空速表；7、飞机静压系统接口；8、电池；9、数字高度表；10、真空计；11、外接真空源接嘴；12、手动真空泵；13、真空阀；14、真空通气孔；15、引气转换活门；16、压力通气孔；17、压力阀；18、真空腔；19、压力腔；20、控制面板。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

请参阅图1-3，本实用新型提供的一种实施例：一种航空用动静压试验器，包括手动真空泵12、真空腔18、飞机静压系统接口7、飞机动压系统接口5、手动压力泵1、压力腔19和控制面板20，控制面板20的上端由左至右依次设置有标签4、飞机动压系统接口5、飞机静压系统接口7、电池8，控制面板20的中间位置处由左至右依次设置有压力计3、数字空速表6、数字高度表9、真空计10，该数字空速表6的型号为美国barfield公司的das650，该数字高度表9的型号为美国barfield公司的dalt55，该电池8为美国barfield公司的bp4015型充电电池，das650数字空速表和dalt55数字高度表工作需要直流4.8v供电，控制面板20的底端由左至右依次设置有外接气压源接嘴2、手动压力泵1、压力阀17、压力通气孔16、引气转换活门15、真空通气孔14、真空阀13、手动真空泵12、外接真空源接嘴11，压力阀17与数字空速表6之间的管路上连接压力通气孔16，手动压力泵1的出口端分别连接压力腔19和飞机动压系统接口5，手动真空泵12的出口端通过管路分别与飞机静压系统接口7和真空腔18连接，压力计3安装在压力腔19与手动压力泵1之间的管路上，压力阀17安装在手动压力泵1和飞机动压系统接口5之间的管道上，引气转换活门15安装在动压系统与静压系统之间的管道上，真空阀13安装在飞机静压系统接口7与手动真空泵12之间的管道上，真空阀13与数字高度表9之间的管路上连接有真空通气孔14，真空计10安装在真空腔18与手动真空泵12之间的管路上，数字空速表6安装在飞机动压系统接口5与压力阀17之间的管路上，数字高度表9安装在飞机静压系统接口7与真空阀13之间的管路上，且数字空速表6一端与静压系统的管路连通，电池8通过电缆分别与数字空速表6和数字高度表9电连接。

工作原理：使用时，手动压力泵1压力输送至压力腔19和压力阀17位置处，然后压力经压力阀17后输送至飞机动压系统接口5处，手动真空泵12抽取空气，在真空腔18及静压管路里形成负压并传递至真空阀13位置处，最后，经过真空阀13输送给飞机静压系统接口7，当静压系统需要正压时，通过引气转换活门15将动压系统内的压力输送至静压系统内，试验结束后通过压力通气孔16和真空通气孔14释放动压系统和静压系统内的压力。

对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。