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一種飛機大氣數據系統測試轉接箱的制作方法
【專利摘要】本實用新型公開了一種飛機大氣數據系統測試轉接箱，包括：箱體，配有側面板；箱蓋，相應于箱體配設而構成箱子；進口組件，設置于一側面板；出口組件，相對于進口組件基于多對一的配置構成分支出口，并設置于其余側面板，或者箱體存在固定設置的底面板時，該底面板和其余側面板為出口組件設置于的部件；以及連接管路，設置于箱子內，以對應連接進口組件和出口組件。依據本實用新型可以使管路連接簡便，且不容易造成管路的損壞。
【專利說明】一種飛機大氣數據系統測試轉接箱
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及一種用于民用飛機大氣數據系統測試的輔助設備。
【背景技術】
[0002]飛機大修廠和航空公司在執行大氣數據動靜壓測試時，需要按照手冊要求的管路連接圖進行管路連接，以737CL系列飛機為例，用到的測試設備主要有:大氣數據測試儀、管路和適配器。手冊提供的只能對測試對象進行一個一個系統聯接和測試，工作效率低，有可能造成重復拆裝，會造成一些管路損壞、連接不好漏氣等，造成大量的人力和時間的浪費。

【發明內容】

[0003]本實用新型的目的在于提供一種飛機大氣數據系統測試轉接箱，使管路連接簡便，且不容易造成管路的損壞。
[0004]本實用新型采用的技術方案為:
[0005]一種飛機大氣數據系統測試轉接箱，包括:
[0006]箱體，配有側面板；
[0007]箱蓋，相應于箱體配設而構成箱子；
[0008]進口組件，設置于一側面板；
[0009]出口組件，相對于進口組件基于多對一的配置構成分支出口，并設置于其余側面板，或者箱體存在固定設置的底面板時，該底面板和其余側面板為出口組件設置于的部件；以及
[0010]連接管路，設置于箱子內，以對應連接進口組件和出口組件。
[0011]從上述結構可以看出，依據本實用新型，把用于大氣數據系統測試的轉接管路集成在箱體內，外部留出管借口，并按照源管路(對應于進口組件)與供給管路(對應于出口組件)一對多的進行配置，方便管路的連接，且由于被集成配置，容易進行功能區分，而不容易產生接錯管路的問題。另一方面，這種配置減少了走線和接管的頻率，增加了管路的整體壽命，換言之，管路不容易被損壞。
[0012]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，所述箱體的框架由其各個側面板或存在底面板時連同底面板采用可拆連接件組配而成。
[0013]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，所述出口組件集成于箱子的一塊側面板或者底面板上。
[0014]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，所述進口組件包括靜壓進口組件和動壓進口組件，相應地，出口組件相應包括靜壓出口組件和動壓出口組件，且靜壓出口組件和動壓出口組件被分區設置。
[0015]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，進口組件還包括備用靜壓進口組件，出口組件則相應配置有備用靜壓出口組件。[0016]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，備用靜壓出口組件設置在靜壓出口組件和動壓出口組件所對應的分區之間。
[0017]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，每一出口組件的出口管路上設有關斷閥門。
[0018]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，每一出口組件的出口管路管口均備有堵頭或者保護蓋。
[0019]上述飛機大氣數據系統測試轉接箱，所述箱體配有提手。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0020]圖1為靜壓、動壓轉換管和大氣數據系統轉接箱箱體外部結構示意圖。
[0021]圖2為大氣數據系統轉接箱效果圖。
[0022]圖3為大氣數據系統轉接箱內部原理圖。
[0023]圖4為大氣數據系統轉接箱實際連接圖。
[0024]圖中:1、靜壓一轉二轉接管，2、全壓一轉二轉接管，3、箱子，4、本體，5、靜壓進口組件，6、備用靜壓進口組件，7、動壓進口組件，8、動壓進口組件，9、靜壓關斷活門，10、靜壓出口組件，11、備用靜壓出口組件，12、備用靜壓關斷活門，13、全壓關斷活門，14、全壓出口組件，15、靜壓出入口保護蓋，16、全壓出入口保護蓋，17、鎖扣，18、提手。
【具體實施方式】
[0025]參照說明附圖1，是飛機大氣數據系統測試轉接箱的外部結構，整體表現為一個箱體，省略上面的管接頭，箱體其內部有比較多的空間，可以用于如管路連接，擴展等結構配置。
[0026]圖2-3則進一步表示出了靜壓、全壓轉換管和大氣數據系統轉接箱箱體的配置結構，應注意，這里的靜壓和全壓都有具體的規所支持，在此不再贅述其具體區分。
[0027]完成全壓、靜壓轉換管和大氣數據系統轉接箱箱體的制作。參照說明附圖2，為大氣數據系統轉接箱效果圖，完成大氣數據系統轉接箱本體及各個組成部件的加工制作。參照說明附圖3，為大氣數據系統轉接箱的內部原理圖，完成動靜壓管路的制作和內部連接。
[0028]如圖4所示，關于內部管路配置，靜壓一轉二轉接管I，全壓一轉二轉接管2表示出了三通結構的配管方式，分支管路之間的管路壓力相對一致，進而為了擴展可以通過進一步的一轉二管路進行擴展。
[0029]一轉二管路均可采用軟管(氣源管)加工工藝，管接頭按標準管接頭制作工藝制作，軟管部分采用橡膠材料，管接頭采用不銹鋼或鋁合金材料。
[0030]靜壓、全壓轉接管均由一路氣源轉換成兩路輸入，實現了大氣數據測試儀與箱子4的連接。本體3整體由鋁合金材料加工制作而成，靜壓一轉二轉接管1，全壓一轉二轉接管2都集中在箱體內，外部管口可以進行陣列配置，整體結構方便配管。
[0031]大氣數據系統分配系統設計使得長方體內部空間相對比較大，便于內部管路的施工，其中背面、頂面和前面三塊面板采用快速拆卸螺釘安裝，便于查找轉接箱內部管路的滲漏情況。
[0032]全壓、靜壓入口集中在上表面，全壓、靜壓出口從正立面引出。轉接箱左側部分(包括左上和左下)為靜壓分配部分，右側部分(包括右上和右下)為全壓分配部分，這樣維修人員在執行測試工單時現場氣源管路分布顯得比較井然有序，降低靜壓和全壓管路連錯的風險。
[0033]關于管接口的配置，進口與出口不在同一個箱體板面上，避免使用180度管接，降低流阻，但可以包含90度彎管接頭，最好采用直管，流阻損失比較小。
[0034]上表面的全壓、靜壓入口管接頭固定在箱體面板上采用緊固件安裝，在轉接箱上表面，或者說上面板開孔。下表面的全壓、靜壓出口均采用相應尺寸的六角形管螺母固定，后期管接頭更換比較方便。
[0035]這里的上、下，對于一般的長方體結構的箱體，立面通常具有較長的水平邊和豎直邊。水平面的同頂角的兩條邊中的一條較短。
[0036]正立面在每一個全壓、靜壓出口接口上方都設計了關斷活門，圖2中中有比較清楚的表示，用于隔離相應的全壓和靜壓的輸入，采用這種設計理念，還為大氣數據系統的滲漏點的快速查找提供了方便和可能。
[0037]正立面的靜壓出口分為兩部分，靜壓出口和備用靜壓出口，且靜壓出口由靜壓入口 5引入，備用靜壓出口由靜壓入口 6引入，這樣設計提高了測試工作的準確度和快速性。關斷活門均采用航空專用的兩位開關，這種開關不易造成滲漏，而且價格低，壽命長，效果好，使用方便，更換簡單，容易采購。
[0038]靜壓出入口保護蓋15和6個全壓出入口保護蓋16的制作參考標準管接頭保護蓋的制作工藝，與氣源出入口相連的一端的尺寸與對應的出入口接頭的尺寸一致，另一端采用封閉式設計。上述保護蓋的材料選用鋁合金。
[0039]還可以采用堵頭結構，自然保護蓋取戴會更方便，但接合牢固性不如堵頭。
[0040]整個轉接箱的管路分配功能都集中在大氣數據系統轉接箱的長方體內部空間內。具體的實施方式按照圖3大氣數據系統轉接箱內部原理圖來完成。其中，靜壓分配管和備用靜壓分配管各自一個分支，靜壓分配管為I分4管，備用靜壓分配管為I分2管。動壓分配管分為兩個分支，均為I分2管。上述管路的加工材料和加工工藝與前面靜壓一轉二轉接管1，全壓一轉二轉接管2相同。
[0041]參考圖4大氣數據系統轉接箱實際連接圖(以737CL系列飛機為例，其他機型類似)，完成大氣數據系統管路的連接。這樣可以在測試前一次性連接好所有測試管路，需要測試哪些系統，通過開關即可快速進行設置。不需要多次拆裝管路系統，大大縮短測試時間達70%以上。
【權利要求】
1.一種飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，包括: 箱體，配有側面板； 箱蓋，相應于箱體配設而構成箱子； 進口組件，設置于一側面板； 出口組件，相對于進口組件基于多對一的配置構成分支出口，并設置于其余側面板，或者箱體存在固定設置的底面板時，該底面板和其余側面板為出口組件設置于的部件；以及 連接管路，設置于箱子內，以對應連接進口組件和出口組件。
2.根據權利要求1所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，所述箱體的框架由其各個側面板或存在底面板時連同底面板采用可拆連接件組配而成。
3.根據權利要求1或2所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，所述出口組件集成于箱子的一塊側面板或者底面板上。
4.根據權利要求1所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，所述進口組件包括靜壓進口組件和動壓進口組件，相應地，出口組件相應包括靜壓出口組件和動壓出口組件，且靜壓出口組件和動壓出口組件被分區設置。
5.根據權利要求4所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，進口組件還包括備用靜壓進口組件，出口組件則相應配置有備用靜壓出口組件。
6.根據權利要求5所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，備用靜壓出口組件設置在靜壓出口組件和動壓出口組件所對應的分區之間。
7.根據權利要求4-6任一所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，每一出口組件的出口管路上設有關斷閥門。
8.根據權利要求4-6任一所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，每一出口組件的出口管路管口均備有堵頭或者保護蓋。
9.根據權利要求1所述的飛機大氣數據系統測試轉接箱，其特征在于，所述箱體配有提手。
【文檔編號】G01L19/14GK203629747SQ201320870310
【公開日】2014年6月4日 申請日期:2013年12月27日 優先權日:2013年12月27日
【發明者】顧輝, 于善祥 申請人:山東太古飛機工程有限公司