阅读说明：本技术 一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置 (Cabin current-limiting and flow testing combined device for airplane ) 是由 张书晔 孙宇 傅恽涵 张萌 张学永 于 2019-11-27 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞机座舱空气调节技术领域,特别涉及一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置。包括：文氏管(1)、压力传感器以及机上测试系统。所述文氏管(1)安装在飞机座舱供气管路中,所述文氏管(1)包括依次连接的入口圆筒段、圆锥收缩段、圆筒喉部以及圆锥扩散段；压力传感器包括两个,一个所述压力传感器设置在所述文氏管(1)的入口圆筒段,另一个所述压力传感器设置在所述文氏管(1)的圆筒喉部；所述机上测试系统与两个所述压力传感器电连接,用于获取两个所述压力传感器的测量值,并根据所述测量值解算出流量值。本申请具有限流以及流量自检测功能,有利于提高精准定位故障能力,降低维护、保障难度,提升飞机的维护性和保障性。(The application belongs to the technical field of air conditioning of aircraft cabins, and particularly relates to a cabin flow limiting and flow testing combined device for an aircraft. The method comprises the following steps: venturi (1), pressure sensor and on-board test system. The venturi (1) is installed in an air supply pipeline of an airplane cabin, and the venturi (1) comprises an inlet cylindrical section, a conical contraction section, a cylindrical throat and a conical diffusion section which are sequentially connected; the pressure sensor comprises two pressure sensors, one pressure sensor is arranged at the inlet cylindrical section of the venturi (1), and the other pressure sensor is arranged at the cylindrical throat part of the venturi (1); the onboard test system is electrically connected with the two pressure sensors and is used for obtaining the measurement values of the two pressure sensors and calculating the flow value according to the measurement values. This application has current-limiting and flow self test function, is favorable to improving accurate positioning fault ability, reduces and maintains, ensures the degree of difficulty, promotes the maintainability and the supportability of aircraft.)

一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置

技术领域

本申请属于飞机座舱空气调节技术领域，特别涉及一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置。

背景技术

座舱空气调节是飞机系统的重要功能，因涉及的环节因素较多，在没有信息的情况下，发生故障排故时会花费极大人力、物力检查、试验和分析，座舱供气流量状态对座舱空气调节性能有直接影响。

现有飞机的座舱空气调节系统通常在座舱供气管路中设置文氏管限流装置，限制座舱最大流量，防止座舱流量过大引起座舱压力超调而造成对结构损伤或对飞行员伤害。该装置只起到限流的作用，无法给出座舱供气流量具体信息，增加飞机维护、保障难度。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置，包括：

文氏管，所述文氏管安装在飞机座舱供气管路中，所述文氏管包括依次连接的入口圆筒段、圆锥收缩段、圆筒喉部以及圆锥扩散段；

压力传感器，包括两个，一个所述压力传感器设置在所述文氏管的入口圆筒段，另一个所述压力传感器设置在所述文氏管的圆筒喉部；

机上测试系统，所述机上测试系统与两个所述压力传感器电连接，用于获取两个所述压力传感器的测量值，并根据所述测量值解算出流量值。

可选地，所述文氏管的入口圆筒段外壁上设置有环形的第一测试部，所述第一测试部开设有第一测试空腔，所述第一测试空腔与所述入口圆筒段内部通过管壁上开设的第一通孔联通，所述第一测试部上安装有第一管接头，所述第一管接头与一个所述压力传感器连接。

可选地，所述第一通孔在所述入口圆筒段的管壁沿周向均匀开设四个。

可选地，所述文氏管的圆筒喉部外壁上设置有环形的第二测试部，所述第二测试部开设有第二测试空腔，所述第二测试空腔与所述圆筒喉部内部通过管壁上开设的第二通孔联通，所述第二测试部上安装有第二管接头，所述第二管接头与另一个所述压力传感器连接。

可选地，所述第二通孔在所述圆筒喉部的管壁沿周向均匀开设四个。

可选地，所述机上测试系统还用于将所述流量值通过总线发送给飞行数据记录系统。

可选地，所述机上测试系统根据所述测量值解算出流量值具体为：

计算两个所述压力传感器的测量值的差值，获得压差Δp；

根据如下公式计算流量值q_m：

其中，C为流出系数，β为直径比d/D，d为下游管道直径，D为上游管道直径，ε为膨胀系数，ρ₁为上游流体密度。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的飞机用座舱限流和流量测试组合装置，通过座舱限流和流量测试的集成设计，在座舱供气管路限流作用的基础上增加座舱供气流量自检测功能，即保证了原有功能，又能够对飞机使用过程中出现座舱温度调节异常、座舱压力无法维持等故障排查时提供准确的状态信息，有利于提高精准定位故障能力，降低了因数据缺失造成的维护、保障难度，提升飞机的维护性和保障性。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的飞机用座舱限流和流量测试组合装置示意图；

图2是不同文氏管的阻力特性曲线。

其中：

1-文氏管；2-第一管接头；3-第二管接头。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种飞机用座舱限流和流量测试组合装置，包括：文氏管1、压力传感器以及机上测试系统。

具体的，文氏管1安装在飞机座舱供气管路中，文氏管1包括依次连接的入口圆筒段、圆锥收缩段、圆筒喉部以及圆锥扩散段；压力传感器包括两个，一个压力传感器设置在文氏管1的入口圆筒段，另一个压力传感器设置在文氏管1的圆筒喉部；机上测试系统与两个压力传感器电连接，用于获取两个压力传感器的测量值，并根据测量值解算出流量值。

本申请的飞机用座舱限流和流量测试组合装置，主要部分采用文氏管结构，在入口圆筒段及圆筒喉部加入压力检测结构，并实现工作在状态检测通过产品的气体实时流速功能。入口圆筒段根据实际安装需求，选用如图1所示的进口形式，压力检测装置的取压口及测试部根据装配需要进行了如图1所示的设计，圆锥扩散段采用经典的圆锥形结构，根据《飞行设计手册》与产品尺寸要求，采用圆锥扩散段的参数2θ，建议值为7°～12°的截断式文丘里喷嘴结构。如图2所示，同等差压Δp下，文氏管喉部尺寸越小，限流作用越强；在一定范围内，随着文氏管喉部上游侧与下游侧差压的增大，流体的流速不断增强，使得流体的流量值不断提高，当差压Δp超过一定值时，流体的流速不再随着差压的增大而增大，因此流体的流量值趋于平稳，此时文氏管的限流作用发挥至最大状态。

在本申请的一个实施方式中，压力检测装置的取压口的设计形式为，在文氏管1的入口圆筒段外壁上设置有环形的第一测试部，第一测试部开设有第一测试空腔，第一测试空腔与入口圆筒段内部通过管壁上开设的第一通孔联通，第一测试部上安装有第一管接头2，第一管接头2与一个压力传感器连接。第一通孔在入口圆筒段的管壁沿周向均匀开设四个。文氏管1的圆筒喉部外壁上设置有环形的第二测试部，第二测试部开设有第二测试空腔，第二测试空腔与圆筒喉部内部通过管壁上开设的第二通孔联通，第二测试部上安装有第二管接头3，第二管接头3与另一个压力传感器连接。第二通孔在圆筒喉部的管壁沿周向均匀开设四个。

本申请的飞机用座舱限流和流量测试组合装置，充满管道的流体流经文氏管1，流束将在文氏管1处形成局部收缩，从而使流速增加，静压力降低，于是在文氏管1上游侧与喉部或下游侧之间产生一个静压力差。流体的流速越大，在文氏管1前后产生的差压也越大，所以可以通过测量差压来衡量流体通过文氏管1时的流量大小，这种测量方法是以能量守恒定律和流动连续性方程为基础的。两个压力传感器分别测量文氏管1的上游侧与下游侧的流体绝对静压，进而得到静压力差值Δp，通过机上测试系统对压差传感器信号进行实时采集解析，根据该压差的实测值和流动流体的特性以及装置使用环境的温度状态等信息，确定流量值q_m与压差Δp的关系可用如下公式来解算：

其中，C为流出系数，β为直径比d/D，d为下游管道直径，D为上游管道直径，ε为膨胀系数，ρ₁为上游流体密度。

在本申请的一个实施方式中，解算数据由机上测试系统通过高速数据总线网络发送给飞行数据记录系统进行记录存储。

本申请飞机用座舱限流和流量测试组合装置，在维持了座舱管路限流的作用基础上，增加了流体流量自检测的功能，从根本上解决了飞行数据记录系统对座舱管路空气流量无数据记录的问题，对日后飞机维护、保障工作提供必要的数据支撑，降低了座舱温度调节异常、座舱压力制度无法维持等故障的排查难度，实现了集成化、综合化的设计，具有小型化、轻量化和智能化的特点，适用于包含飞机环控系统设计在内的各个流体流动领域，具有较大的军事及民用应用价值。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。