CN110118637A - 飞机加油接头综合试验系统 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种飞机加油接头综合试验系统，通过包括：加油接头试验座、出口压力表、截止阀、第一进口压力表、第二进口压力表、压力进口软管、调压模块和换向阀；所述加油接头试验座一端连接有所述出口压力表；所述换向阀设于所述截止阀和压力进口软管之间；所述换向阀和截止阀之间还设有所述第一进口压力表、第二进口压力表；所述截止阀还连接有所述调压模块。达到了能够通过该装置对加油接头进行静态稳压试验的目的，从而实现了能够适用于各种人员，且通过本申请装置进行操作，具有性能可靠，操作简便，控制精度高，功能扩展性强的特点，且能够对各个步骤进行有效把控，试验结果准确的技术效果。
Description
技术领域
本申请涉及测试装置设计技术领域，具体而言，涉及一种飞机加油接头综合试验系统。
背景技术
国内大部分的航空加油站现有检测设备较为简单，通过手摇泵提供压力，仅能简单测试飞机加油接头的密封性，对于地井接头和其它阀门的密封性均无法检测，功能单一，设备落后，不具有综合检测能力。且通过现有技术进行检测，大多依赖检测人员经验，检测结果的准确性无法保证。
针对相关技术中存在的诸多技术问题，目前尚未提出有效的解决方案。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种飞机加油接头综合试验系统，以解决相关技术中存在的问题。
为了实现上述目的，根据本申请的一个方面，提供了一种飞机加油接头综合试验系统。
根据本申请的飞机加油接头综合试验系统包括：
加油接头试验座、出口压力表、截止阀、第一进口压力表、第二进口压力表、压力进口软管、调压模块和换向阀；
所述加油接头试验座一端连接有所述出口压力表；
所述换向阀设于所述截止阀和压力进口软管之间；
所述换向阀和截止阀之间还设有所述第一进口压力表、第二进口压力表；
所述截止阀还连接有所述调压模块。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：泄压阀和溢流阀；
所述泄压阀与所述加油接头试验座一端连接；
所述溢流阀设于所述换向阀与截至阀之间。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：快插接头；
所述压力进口软管上固定设有所述快插接头。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：用于与待测加油软管连接的加油胶管接头座；
所述加油胶管接头座与所述换向阀连接。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：用于堵住被测地井接头进口的地井堵头和与被测地井接头连接的地井接头座；
所述地井接头座设于所述地井堵头内，且所述地井接头座的一端用于与所述压力进口软管连接。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：圆盘状的集油盘；
所述集油盘设于所述地井堵头下方。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，所述调压模块包括：油箱、油泵、调压变频器、电机、出油管道和回油管道；
所述油箱的下部和上部分别连接有所述出油管道的一端和回油管道的一端；
所述出油管道的另一端和所述回油管道的另一端分别连至所述截止阀；
所述油泵设于所述出油管道上；
所述调压变频器、电机和油泵依次连接。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：单向阀和安全阀；
所述单向阀设于所述出油管道上；
所述安全阀设于所述回油管道上。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：过滤器和排污阀；
所述过滤器设于所述单向阀和截止阀之间的出油管道上；
所述排污阀设于所述油箱的底部。
进一步的，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：透明回油总管；
所述透明回油总管两端分别与回油管道和油箱连接。
在本申请实施例中，采用一种飞机加油接头综合试验系统的方式，通过包括：加油接头试验座、出口压力表、截止阀、第一进口压力表、第二进口压力表、压力进口软管、调压模块和换向阀；所述加油接头试验座一端连接有所述出口压力表；所述换向阀设于所述截止阀和压力进口软管之间；所述换向阀和截止阀之间还设有所述第一进口压力表、第二进口压力表；所述截止阀还连接有所述调压模块。达到了能够通过该装置对加油接头进行静态稳压试验的目的，从而实现了能够适用于各种人员，且通过本申请装置进行操作，具有性能可靠，操作简便，控制精度高，功能扩展性强的特点，且能够对各个步骤进行有效把控，试验结果准确的技术效果。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是根据本申请一种实施例的飞机加油接头综合试验系统的系统结构示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都应当属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
在本申请中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”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。这些术语主要是为了更好地描述本申请及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。
并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本申请中的具体含义。
此外，术语“安装”、“设置”、“设有”、“连接”、“相连”、“套接”应做广义理解。例如，可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
根据本申请的实施例1，提供了一种飞机加油接头综合试验系统。如图1所示，本申请涉及一种飞机加油接头综合试验系统，该飞机加油接头综合试验系统包括：
加油接头试验座1、出口压力表2、截止阀4、第一进口压力表5、第二进口压力表6、压力进口软管7、调压模块和换向阀9；优选的，为了防止所述加油接头试验座1被污染，还设有与其适配的防尘盖；
所述加油接头试验座1一端连接有所述出口压力表2；
所述换向阀9设于所述截止阀4和压力进口软管7之间；
所述换向阀9和截止阀4之间还设有所述第一进口压力表5、第二进口压力表6；
所述截止阀4还连接有所述调压模块4。
具体的，通过本实施例中的装置可以进行加油接头静态稳压试验，步骤如下所述：
1.打开防尘盖，将被测接头的出口与试验台内侧的加油接头试验座1旋转卡紧，将被测接头的进口转接接头与试验台的压力进口软管7相互连接，快插接头装好(软管快插接头尺寸为外螺纹R1/4)；
2.打开截止阀4，打开第一进口压力表5、第二进口压力6的开关和出口压力表2开关(注：当试验压力大于压力表量程时，必须关闭其开关)，换向阀9置于接头试验位(优选的，换向阀9上的手柄位于右侧时的即调整为接头试验位)；
3.调节调压模块(在使用时可以通过设置对应的调节频率调节旋钮进行对应调节)使系统排尽管路及产品空气后，关闭溢流阀10，调节调压模块调压模块缓慢加压至0.3Mpa，关闭截止阀4，检查被试接头与试验台各连接处有无渗漏；
4.打开截止阀4，继续调节调压模块逐步加压至接嘴技术条件规定压力，检查被试产品。
以及对加油接头耐压试验，具体试验流程如下所述：
1.调节调压模块，继续加压至规定耐压压力，关闭截止阀4，检查被试产品。
在实施例1所述的飞机加油接头综合试验系统的基础上，还包括：泄压阀3和溢流阀10；
所述泄压阀3与所述加油接头试验座1一端连接；
所述溢流阀10设于所述换向阀9与截至阀4之间。
具体的，通过本实施例中的装置可以进行加油接头静态稳压试验或加油接头耐压试验结束之后进行泄压，步骤如下所述：
试验完毕，缓慢开启溢流阀10泄压，打开截止阀4。
此外，对于较低压力如0.03Mpa的试验，可在排尽管路空气后，先调节调压模块到0，关闭溢流阀10，关闭截止阀4，再调节调压模块，缓慢打开截止阀，当第一进口压力表5显示0.03Mpa时，关闭截止阀4，即可得到各种较低压力。
在实施例1所述的飞机加油接头综合试验系统的基础上，还包括：快插接头11；
所述压力进口软管7上固定设有所述快插接头11；优选的，所述快插接头尺寸为外螺纹R1/4；因而在被测接头的出口与本申请的试验台内侧的加油接头连接时，通过所述快插接头11能够快速将被测接头的进口转接接头与试验台的压力进口软管连接好。
实施例2，如前述的飞机加油接头综合试验系统，根据本申请的一个实施例，提供了一种飞机加油接头综合试验系统。如图1所示，本申请涉及一种飞机加油接头综合试验系统，该飞机加油接头综合试验系统包括：
加油接头试验座1、出口压力表2、截止阀4、第一进口压力表5、第二进口压力表6、压力进口软管7、调压模块和换向阀9；优选的，为了防止所述加油接头试验座1被污染，还设有与其适配的防尘盖；
所述加油接头试验座1一端连接有所述出口压力表2；
所述换向阀9设于所述截止阀4和压力进口软管7之间；
所述换向阀9和截止阀4之间还设有所述第一进口压力表5、第二进口压力表6；
所述截止阀4还连接有所述调压模块4。
还包括：泄压阀3和溢流阀10；
所述泄压阀3与所述加油接头试验座1一端连接；
所述溢流阀10设于所述换向阀9与截至阀4之间；
还包括：用于与待测加油软管连接的加油胶管接头座12；
所述加油胶管接头座12与所述换向阀9连接。
通过该实施例中的试验台可以进行加油胶管耐压试验；具体流程如下所述：
1.打开截止阀4，以及第一进口压力表5和第二进口压力表6的开关，换向阀9置于软管试验位(优选的，换向阀9上的手柄位于左侧时的即调整为软管试验位)；
2.将飞机加油车加油软管拉出，并将其加油接头与试验台左侧的加油胶管接头座12旋转卡紧，打开被试软管加油接头流量开关，加油注满被试软管，关闭加油车上被试软管的相关阀门；
3.缓慢加压至0.3Mpa，检查被试软管有无渗漏(优选的，还可以采用其它供油装置提供全部试验用油)；
4.逐步加压至技术条件规定的耐压压力，检查被试软管有无渗漏或异常；
5.试验完毕，缓慢开启溢流阀10泄压，打开截止阀4。
同时，采用本实施例中的试验台还能进行中低压阀门密封性能试验，具体流程如下所述：
1.将被测中低压阀门的进口与试验台的压力进口软管7快插接头装好；
2.关闭泄压阀3，压力表开关视试验压力关闭，打开截止阀4，换向阀9置于接头试验位(手柄向右)；
3.缓慢加压至阀门的额定工作压力，检查被试阀门有无渗漏；
4.试验完毕，缓慢开启溢流阀10泄压，打开截止阀4。
实施例3，如前述的飞机加油接头综合试验系统，包括：
加油接头试验座1、出口压力表2、截止阀4、第一进口压力表5、第二进口压力表6、压力进口软管7、调压模块和换向阀9；优选的，为了防止所述加油接头试验座1被污染，还设有与其适配的防尘盖；所述加油接头试验座1一端连接有所述出口压力表2；所述换向阀9设于所述截止阀4和压力进口软管7之间；所述换向阀9和截止阀4之间还设有所述第一进口压力表5、第二进口压力表6；所述截止阀4还连接有所述调压模块4。
还包括：泄压阀3和溢流阀10；所述泄压阀3与所述加油接头试验座1一端连接；所述溢流阀10设于所述换向阀9与截至阀4之间；
还包括：用于与待测加油软管连接的加油胶管接头座12；所述加油胶管接头座12与所述换向阀9连接。
还包括：用于堵住被测地井接头进口的地井堵头13和与被测地井接头连接的地井接头座14；所述地井接头座14设于所述地井堵头13内，且所述地井接头座14的一端用于与所述压力进口软管7连接。
还包括：圆盘状的集油盘15；所述集油盘15设于所述地井堵头13下方。
具体的，采用本申请中的试验台能够进行地井接头密封性能试验
1.关闭泄压阀3(优选的，将所述泄压阀3设置为手柄向下时为关闭)，用地井堵头13堵住被测地井接头进口，将被测地井接头与地井接头座14卡紧，将压力进口软管74与地井接头座14连接，关闭进口压力表1的开关，打开进口压力表2的开关；优选的，所述地井接头座14上也设有快插接头11，因此，所述压力进口软管74与地井接头座14之间可以通过两个所述快插接头11进行连接；
2.打开截止阀4，将换向阀9调至接头试验(手柄向右)；
3.将外接最大1Mpa气源与试验台1Mpa气压进口连接，将试验台0～0.8Mpa气压出口气管与被测地井接头气压入口连接，调节气压阀加压至被测地井接头的打开工作压力(调压方法：从0开始，每顺时针旋转一圈，增加0.1Mpa压力，共8圈，即最大0.8Mpa气压输出)；
4.缓慢加压至被测地井接头的额定工作压力，关闭截止阀，检查被试地井接头应无渗漏；
5.试验完毕，缓慢开启溢流阀10泄压，打开截止阀4。
在一些实施例中，如前述的飞机加油接头综合试验系统，所述调压模块包括：油箱16、油泵17、调压变频器18、电机19、出油管道20和回油管道21；
所述油箱16的下部和上部分别连接有所述出油管道20的一端和回油管道21的一端；
所述出油管道20的另一端和所述回油管道21的另一端分别连至所述截止阀4；
所述油泵17设于所述出油管道20上；
所述调压变频器18、电机19和油泵17依次连接。
优选的，所述电机19采用防爆电机；且通过所述调压变频器18的频率的调节，可以改变所述电机19的运行功率，进而能够改变油泵17对试验油的输送情况；且所述试验油从所述出油管道20打出，从回油管道21进行回收。
在一些实施例中，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：单向阀22和安全阀23；
所述单向阀22设于所述出油管道20上；具体的，通过设置所述单向阀22，可以防止所述试验油从出油管道20回收，造成对出油管道20以及油泵17的损坏，
所述安全阀23设于所述回油管道21上；具体的，通过设置所述安全阀23可以是系统中的液压过高时，能够使回油管道21上的安全阀23打开，使油顺利回收，并进行降压。
在一些实施例中，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：过滤器24和排污阀25；
所述过滤器24设于所述单向阀22和截止阀4之间的出油管道20上；具体的，通过设置所述过滤器24可以使试验油保持纯净，排除杂质对试验设备的影响；
所述排污阀25设于所述油箱16的底部；具体的，通过设置所述排污阀25可以及时将所述油箱16中的杂质排除，增加试验油的纯净度。
进一步的，所述油箱16上还设有注油口27；优选的，所述注油口27上设有滤网28，用于滤除多余杂质；所述油箱内设有液位计29，用于直观体现所述油箱16内的液位高度。
在一些实施例中，如前述的飞机加油接头综合试验系统，还包括：透明回油总管26；
所述透明回油总管26两端分别与回油管道21和油箱16连接。具体的，通过设置所述透明回油总管26，可以清楚的看到试验油的回收。
在一些实施例中，如前述的试验台底部设有万向轮，且万向轮设有脚刹；且所述试验台设有导静电线，用于将试验台的静电导出，防止起火；并且在实验前，需要执行如下所述的准备工作：
1.锁紧试验台前面的2个万向轮脚刹，检查试验台导静电线(试验台后部不锈钢铁链)已接好，将已连接上5米电缆的380V电源插头插至电源插座上；
2.向油箱16内加入合格的航空煤油至液位计29上下限范围内；
3.接通总电源开关及调压变频器18电源开关，调压变频器18指示灯亮，接通变频起动/停止开关，油泵17工作指示灯亮，用试验工装接通压力进口软管7至加压接头试验座，打开第一进口压力表5、第二进口压力表6开关，关闭出口压力表2开关，打开截止阀4(手柄向右为开，手柄向下为关)，调节换向阀9至接头试验(手柄向右)。注：该设置仅为排除系统加油接头试验管路中空气的一种方法，具体方法视产品而定。
4.打开泄压阀3(手柄向右为开，手柄向下为关)，调节溢流阀10到最大开位(左旋到最大位置)，调节防爆配电箱面板上的频率调节旋钮(用于对调压变频器18进行调节)，调节使频率显示表至10左右，观察溢流阀出口的透明回油总管26，确认液压系统有油液流出(初次使用时可证明电机转向正确，否则停机，调整380V电源任意二根电线相序即可)，在无压条件下运行1分钟左右，以排除管路内所有空气。
5.调节频率调节旋钮使频率显示表至0，关闭泄压阀3，然后关闭溢流阀10(右旋到最大位置，轻轻拧紧)，调节频率调节旋钮缓慢加压至1.3Mpa，关闭截止阀，断开防爆配电箱面板上的的变频电源开关，即关闭压力调节，保压3分钟，检查系统是否正常。
6.检查完毕后，缓慢调节溢流阀到最大开位，使系统压力泄压，第一进口压力表5、第二进口压力表6指针回零，打开截止阀4，断开调压变频器18起动/停止开关。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，包括：加油接头试验座(1)、出口压力表(2)、截止阀(4)、第一进口压力表(5)、第二进口压力表(6)、压力进口软管(7)、调压模块和换向阀(9)；
所述加油接头试验座(1)一端连接有所述出口压力表(2)；
所述换向阀(9)设于所述截止阀(4)和压力进口软管(7)之间；
所述换向阀(9)和截止阀(4)之间还设有所述第一进口压力表(5)、第二进口压力表(6)；
所述截止阀(4)还连接有所述调压模块(4)。
2.根据权利要求1所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：泄压阀(3)和溢流阀(10)；
所述泄压阀(3)与所述加油接头试验座(1)一端连接；
所述溢流阀(10)设于所述换向阀(9)与截至阀(4)之间。
3.根据权利要求1所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：快插接头(11)；
所述压力进口软管(7)上固定设有所述快插接头(11)。
4.根据权利要求1所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：用于与待测加油软管连接的加油胶管接头座(12)；
所述加油胶管接头座(12)与所述换向阀(9)连接。
5.根据权利要求1所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：用于堵住被测地井接头进口的地井堵头(13)和与被测地井接头连接的地井接头座(14)；
所述地井接头座(14)设于所述地井堵头(13)内，且所述地井接头座(14)的一端用于与所述压力进口软管(7)连接。
6.根据权利要求5所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：圆盘状的集油盘(15)；
所述集油盘(15)设于所述地井堵头(13)下方。
7.根据权利要求1所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，所述调压模块包括：油箱(16)、油泵(17)、调压变频器(18)、电机(19)、出油管道(20)和回油管道(21)；
所述油箱(16)的下部和上部分别连接有所述出油管道(20)的一端和回油管道(21)的一端；
所述出油管道(20)的另一端和所述回油管道(21)的另一端分别连至所述截止阀(4)；
所述油泵(17)设于所述出油管道(20)上；
所述调压变频器(18)、电机(19)和油泵(17)依次连接。
8.根据权利要求7所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：单向阀(22)和安全阀(23)；
所述单向阀(22)设于所述出油管道(20)上；
所述安全阀(23)设于所述回油管道(21)上。
9.根据权利要求8所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：过滤器(24)和排污阀(25)；
所述过滤器(24)设于所述单向阀(22)和截止阀(4)之间的出油管道(20)上；
所述排污阀(25)设于所述油箱(16)的底部。
10.根据权利要求7所述的飞机加油接头综合试验系统，其特征在于，还包括：透明回油总管(26)；
所述透明回油总管(26)两端分别与回油管道(21)和油箱(16)连接。
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