一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置及测试方法

1.本发明涉及飞机检测维护技术领域，具体为一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置及测试方法。


背景技术：

2.在空客a320系列飞机的航线及定检维护中，经常遇到发动机风扇段余油口有滑油渗漏，检查渗漏来源是集成驱动发电机(下简称idg)与附件齿轮箱的结合处。但是无法准确判断是附件齿轮箱处的碳封严损坏，还是idg本体输入轴处渗漏。泄露容易引起航材的浪费，如果提前更换idg设备的话会增加维护成本，且每拆装一次idg及更换碳封严后续还需要试车验证，提高时间成本及人力成本，因此需要针对idg进行检修维护。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，以解决上述背景技术中提出的问题。
4.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，包括：
5.进气结构，用于连接外部压缩空气；
6.过滤结构，用于对进入的压缩空气进行过滤；所述过滤结构与进气结构连接；
7.气压检测结构，用于检测压力的变化，所述气压检测结构与过滤结构连接。
8.优选的，所述进气结构包括进气管和截止阀，所述进气管的一端与截止阀。
9.优选的，所述过滤结构包括安全阀一、调节阀-过滤器二联件和安全阀二，所述安全阀一和安全阀二分别连接在调节阀-过滤器二联件两端。
10.优选的，所述气压检测结构包括止回阀、四通管、电子压力表、排气阀和出气管，所述止回阀的一端与安全阀二连接，所述止回阀远离安全阀二的一端与四通管连接，所述四通管的上部与电阻压力表连接，所述四通管的下部与排气阀连接，所述出气管的一端与四通管连接。
11.优选的，所述调节阀-过滤器二联件的型号为af2000-02ad。
12.优选的，所述安全阀一的预设值为100psi，所述安全阀二的预设值为50psi。
13.一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试方法，包括以下步骤：
14.步骤一、将进气口与压气机接通，出气口与idg的进油口相连；
15.步骤二、调节调节阀-过滤器二联件的压力调节阀、设置电子压力表的压强阈值；
16.步骤四、打开截止阀门，通入高压气体；
17.步骤五、电子压力表当内部压力达到预定的数值时关闭截止阀门；
18.步骤六、停止供气后等待5～6分钟观测电子压力表数值是否发生较大变化，若无较大变化则说明无渗漏，若发生较大变化则说明有渗漏。
19.步骤七、得出是否渗漏的结果后打开排气阀，待气体完全排出后解除进气口与出
气口与外部的连接。
20.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
21.1、本发明采取电子压力表使得观测精确度更高且数据检测记录更简单，可依据程序设定需要的压力阈值来达到检测压力变化的目的，使得检漏更方便操作与观察；
22.2、本发明在不同环境条件下的气体都能保证输入至idg装置内部的气体干燥无杂质，能减少其他因素的影响提高了装置本身的可靠性。
23.3、本发明便携性高，更便携更能适用于小空间作业或随身携带提升工作效率。
附图说明
24.图1为本发明一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置结构示意图；
25.图2为本发明一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置正视图；
26.图中：进气结构1、过滤结构2、气压检测结构3、进气管101、截止阀102、安全阀一201、调节阀-过滤器二联件202、安全阀二203、止回阀301、四通管302、电子压力表303、排气阀304、出气管305。
具体实施方式
27.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
28.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“顶/底端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
29.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“套设/接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
30.请参阅图1-2，本发明提供一种技术方案：一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，包括：进气结构1，用于连接外部压缩空气；过滤结构2，用于对进入的压缩空气进行过滤；过滤结构2与进气结构1连接；气压检测结构3，用于检测压力的变化，气压检测结构3与过滤结构2连接。
31.其中，进气结构1包括进气管101和截止阀102，进气管101的一端与截止阀102。
32.过滤结构2包括安全阀一201、调节阀-过滤器二联件202和安全阀二203，安全阀一201和安全阀二203分别连接在调节阀-过滤器二联件202两端。
33.气压检测结构3包括止回阀301、四通管302、电子压力表303、排气阀304和出气管305，止回阀301的一端与安全阀二203连接，止回阀301远离安全阀二203的一端与四通管
302连接，四通管302的上部与电阻压力表连接，四通管302的下部与排气阀304连接，出气管305的一端与四通管302连接。
34.调节阀-过滤器二联件202的型号为af2000-02ad。
35.安全阀一201的预设值为100psi，安全阀二203的预设值为50psi。
36.本发明还提供一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试方法，包括以下步骤：
37.步骤一、将进气口与压气机接通，出气口与idg的进油口相连；
38.步骤二、调节调节阀-过滤器二联件202的压力调节阀、安装电子压力表303的压强阈值；
39.步骤四、打开截止阀102门，通入高压气体；
40.步骤五、电子压力表303当内部压力达到预定的数值时关闭截止阀102门；
41.步骤六、停止供气后等待5-6分钟观测电子压力表303数值是否发生较大变化，若无较大变化则说明无渗漏，若发生较大变化则说明有渗漏。
42.步骤七、得出是否渗漏的结果后打开排气阀304，待气体完全排出后解除进气口与出气口与外部的连接。
43.工作原理：当进行idg设备的检漏时利用气体压强的变化来判断idg设备的密封性，如图1，进气口连接压气机并输入压缩空气再通过该设备向idg供气，利用调节阀-过滤器二联件202从而保证输入气体的干净。idg装置内部压强达到一定程度后闭合截止阀102门再关闭供气活门停止输气，止回阀301可保证气体单项通过本装置。通过电子压力表303观察整个系统的压力是否稳定不下降。如果不下降说明idg无渗漏，如果下降，说明有渗漏。结束检测后利用排气阀304将气体放出再拆下设备。
44.操作过程中无需时刻检测压力表的变化，输气时两个安全阀同时保障输气时设备的安全，输气完成后当气压变化超出所设阈值时电子气压表自动报警。
45.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
46.尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

技术特征：
1.一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，其特征在于：包括：进气结构(1)，用于连接外部压缩空气；过滤结构(2)，用于对进入的压缩空气进行过滤；所述过滤结构(2)与进气结构(1)连接；气压检测结构(3)，用于检测压力的变化，所述气压检测结构(3)与过滤结构(2)连接。所述进气结构(1)包括进气管(101)和截止阀(102)，所述进气管(101)的一端与截止阀(102)。2.根据权利要求1所述的一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，其特征在于：所述过滤结构(2)包括安全阀一(201)、调节阀-过滤器二联件(202)和安全阀二(203)，所述安全阀一(201)和安全阀二(203)分别连接在调节阀-过滤器二联件(202)两端。3.根据权利要求2所述的一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，其特征在于：所述气压检测结构(3)包括止回阀(301)、四通管(302)、电子压力表(303)、排气阀(304)和出气管(305)，所述止回阀(301)的一端与安全阀二(203)连接，所述止回阀(301)远离安全阀二(203)的一端与四通管(302)连接，所述四通管(302)的上部与电阻压力表连接，所述四通管(302)的下部与排气阀(304)连接，所述出气管(305)的一端与四通管(302)连接。4.根据权利要求2所述的一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，其特征在于：所述调节阀-过滤器二联件(202)的型号为af2000-02ad。5.根据权利要求2所述的一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，其特征在于：所述安全阀一(201)的预设值为100psi，所述安全阀二(203)的预设值为50psi。6.一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试方法，其特征在于，使用权利要求3所述的一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置，具体步骤如下：步骤一、将进气口与压气机接通，出气口与idg的进油口相连；步骤二、调节调节阀-过滤器二联件(202)的压力调节阀、设置电子压力表(303)的压强阈值；步骤四、打开截止阀(102)门，通入高压气体；步骤五、电子压力表(303)当内部压力达到预定的数值时关闭截止阀(102)门；步骤六、停止供气后等待5-6分钟观测电子压力表(303)数值是否发生较大变化，若无较大变化则说明无渗漏，若发生较大变化则说明有渗漏。步骤七、得出是否渗漏的结果后打开排气阀(304)，待气体完全排出后解除进气口与出气口与外部的连接。

技术总结
本发明公开了一种飞机整体驱动发电机的渗漏测试装置及测试方法，包括：进气结构，用于连接外部压缩空气；过滤结构，用于对进入的压缩空气进行过滤；所述过滤结构与进气结构连接；气压检测结构，用于检测压力的变化，所述气压检测结构与过滤结构连接。本发明采取电子压力表使得观测精确度更高且数据检测记录更简单，可依据程序设定需要的压力阈值来达到检测压力变化的目的，使得检漏更方便操作与观察,不同环境条件下的气体都能保证输入至IDG装置内部的气体干燥无杂质，能减少其他因素的影响提高了装置本身的可靠性。提高了装置本身的可靠性。提高了装置本身的可靠性。


技术研发人员：杨晓军 刘川印 廖文超 马兆森 孔德阳 郭昌瓒 戚家铭 孙永尚
受保护的技术使用者：中国民航大学
技术研发日：2023.04.11
技术公布日：2023/8/4