CN111982406A - 一种航天航空用零部件检测装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航天航空用零部件检测装置，包括支架、钢板和水箱，所述支架顶部固定有密封箱，且密封箱顶部密封连接有箱盖，所述密封箱前侧固定有进气室，且密封箱后侧固定有排气室，所述进气室靠近密封箱一侧与排气室靠近密封箱一侧均开设有气孔，且进气室与排气室均通过气孔与密封箱相连通。该航天航空用零部件检测装置，设置有活动架、电磁铁和压板，电磁开关推动压板沿回形槽下移，使压板下方的滚珠接触钢板，降低摩擦力，便于推动活动架移动，使活动架与输油管道另一端相连接，松开电磁开关，通过电磁铁与钢板的配合固定活动架，便于固定不同长度以及端口朝向的输油管道，适用范围更广，使用起来更具有实用性。

Description

一种航天航空用零部件检测装置
技术领域
本发明涉及零部件检测装置技术领域，具体为一种航天航空用零部件检测装置。
背景技术
航空航天行业中的飞行器通常由海量零部件组成，其中输油管道类零部件直接影响到发动机的运行状态，为了准确检测到输油管道类零件的各项性能，因此需要使用到检测装置。
现有的检测装置仅设置有输油管道静止状态下的密封性能测试，但飞行器在运行时会受到内部或外部原因的影响，不可避免的会产生振动，也会有温度变化，使得该检测装置无法准确、全面的检测输油管道的各项性能，并且现有的检测装置只能检测固定长短的输油管道，其连接端口无法根据输油管道的长度以及朝向进行调整，使用起来具有一定的局限性，针对上述问题，需要对现有设备进行改进。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航天航空用零部件检测装置，以解决上述背景技术中提出的现有的检测装置仅设置有输油管道静止状态下的密封性能测试，但飞行器在运行时会受到内部或外部原因的影响，不可避免的会产生振动，也会有温度变化，使得该检测装置无法准确、全面的检测输油管道的各项性能，并且现有的检测装置只能检测固定长短的输油管道，其连接端口无法根据输油管道的长度以及朝向进行调整，使用起来具有一定的局限性的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种航天航空用零部件检测装置，包括支架、钢板和水箱，
支架，所述支架顶部固定有密封箱，且密封箱顶部密封连接有箱盖，所述密封箱前侧固定有进气室，且密封箱后侧固定有排气室，所述进气室靠近密封箱一侧与排气室靠近密封箱一侧均开设有气孔，且进气室与排气室均通过气孔与密封箱相连通，所述进气室后侧内部安装有单向阀，且进气室后方固定连通有密封腔，左侧所述密封腔内部安装有热风机，且右侧密封腔内部安装有制冷机，左侧所述密封腔通过通风管与右侧排气室相连通，且右侧密封腔通过另一个通风管与左侧排气室相连通，所述排气室前侧内部安装有第一蝶阀；
钢板，所述钢板固定安装在密封箱底部，且钢板左侧顶部固定安装有固定架，同时钢板右侧顶部贴合安装有活动架，所述固定架上方与活动架上方均通过压缩弹簧安装有振动板，且振动板底部固定安装有振动电机，所述活动架底部开设有回形槽，且回形槽内部滑动连接有压板，所述压板顶部通过电磁开关安装在回形槽内部，且压板底部转动连接有滚珠，所述活动架底部安装有设置在回形槽内侧的电磁铁；
水箱，所述水箱固定在密封箱左侧，且水箱内部安装有压力泵，所述固定架上方的振动板上固定安装有第一连接管，所述活动架上方的振动板上安装有第二连接管，所述第一连接管与输油管之间以及第二连接管与排油管之间均通过高压软管相连通，且高压软管外侧包裹有隔温层，所述输油管另一端贯穿水箱与压力泵相连通，所述排油管内部安装有三通阀，所述第二连接管内部从左到右依次安装有第二蝶阀与节流阀。
优选的，所述密封箱、排气室、通风管、密封腔以及进气室配合形成密封循环风道，且该密封循环风道设置有两组。
优选的，所述进气室的形状尺寸与排气室的形状尺寸相同，且进气室与排气室呈对称式设置。
优选的，所述活动架通过电磁铁与钢板之间的磁力连接固定在钢板表面。
优选的，所述压缩弹簧设置有两组，且每组压缩弹簧设置有四个。
优选的，所述电磁开关设置有四个，且四个电磁开关分别设置在回形槽四角。
优选的，所述滚珠均匀的安装在压板底部，且滚珠的最下端与活动架的最下端位于同一水平面上。
优选的，所述第一连接管的管径尺寸与第二连接管的管径尺寸相同。
优选的，所述排油管一侧与取样罐相连通，且取样罐固定在密封箱右侧。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：该航天航空用零部件检测装置，
(1)设置有热风机和制冷机，密封箱、排气室、密封腔和进气室形成密封循环风道，且该密封循环风道设置有两个，热风机与制冷机分别设置在一个密封循环风道内部，热风机或制冷机运行时可通过密封循环风道调整密封箱内部的温度，模拟实际温度变化，便于检测密封箱内输油管道受热胀冷缩后的密封性能；
(2)设置有振动板和振动电机，固定架与活动架顶部均通过压缩弹簧安装有振动板，启动振动电机，振动电机通过振动板带动振动板上安装的第一连接管与第二连接管振动，便于检查输油管道振动时的密封性能；
(3)设置有活动架、电磁铁和压板，输油管道一端安装在第一连接管上，电磁开关推动压板沿回形槽下移，使压板下方的滚珠接触钢板，降低摩擦力，便于推动活动架移动，使活动架与输油管道另一端相连接，松开电磁开关，通过电磁铁与钢板的配合固定活动架，便于固定不同长度以及端口朝向的输油管道，适用范围更广，使用起来更具有实用性；
(4)设置有取样罐和三通阀，通过三通阀使取样罐与排油管相连通，制冷机降低密封箱内输油管道的温度，压力泵通过输油管道向取样罐内输油，随后根据取样罐内油液的冷凝状态判断输油管道的热交换效果，进一步检测该输油管道的性能，使检测结果更加准确、全面。
附图说明
图1为本发明主视剖面结构示意图；
图2为本发明俯视剖面结构示意图；
图3为本发明密封箱俯视剖面结构示意图；
图4为本发明图1中A处放大结构示意图；
图5为本发明图2中B处放大结构示意图；
图6为本发明活动架俯视剖面结构示意图。
图中：1、支架，2、密封箱，3、箱盖，4、进气室，5、排气室，6、气孔，7、单向阀，8、密封腔，9、热风机，10、制冷机，11、通风管，12、第一蝶阀，13、钢板，14、固定架，15、活动架，16、压缩弹簧，17、振动板，18、振动电机，19、回形槽，20、压板，21、电磁开关，22、滚珠，23、电磁铁，24、水箱，25、压力泵，26、第一连接管，27、第二连接管，28、高压软管，29、隔温层，30、三通阀，31、第二蝶阀，32、节流阀，33、取样罐，34、输油管，35、排油管。
具体实施方式
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。
请参阅图1-6，本发明提供一种技术方案：一种航天航空用零部件检测装置，如图1、图2和图3所示，支架1顶部固定有密封箱2，且密封箱2顶部密封连接有箱盖3，密封箱2、排气室5、通风管11、密封腔8以及进气室4配合形成密封循环风道，且该密封循环风道设置有两组，便于热风机9和制冷机10通过密封循环风道改变密封箱2内的温度，密封箱2前侧固定有进气室4，且密封箱2后侧固定有排气室5，进气室4的形状尺寸与排气室5的形状尺寸相同，且进气室4与排气室5呈对称式设置，便于进气室4内的气体均匀的进入密封箱2内部，密封箱2内气体均匀的进入排气室5，进气室4靠近密封箱2一侧与排气室5靠近密封箱2一侧均开设有气孔6，且进气室4与排气室5均通过气孔6与密封箱2相连通，进气室4后侧内部安装有单向阀7，且进气室4后方固定连通有密封腔8，左侧密封腔8内部安装有热风机9，且右侧密封腔8内部安装有制冷机10，左侧密封腔8通过通风管11与右侧排气室5相连通，且右侧密封腔8通过另一个通风管11与左侧排气室5相连通，排气室5前侧内部安装有第一蝶阀12。
如图1、图4和图6所示，钢板13固定安装在密封箱2底部，且钢板13左侧顶部固定安装有固定架14，同时钢板13右侧顶部贴合安装有活动架15，活动架15通过电磁铁23与钢板13之间的磁力连接固定在钢板13表面，该固定方式简单，松开电磁铁23，便于快速移动活动架15，固定架14上方与活动架15上方均通过压缩弹簧16安装有振动板17，且振动板17底部固定安装有振动电机18，压缩弹簧16设置有两组，且每组压缩弹簧16设置有四个，振动板17四角受力更加均匀，使振动板17振动更加稳定，活动架15底部开设有回形槽19，且回形槽19内部滑动连接有压板20，压板20顶部通过电磁开关21安装在回形槽19内部，且压板20底部转动连接有滚珠22，电磁开关21设置有四个，且四个电磁开关21分别设置在回形槽19四角，便于电磁开关21均匀的推动压板20沿回形槽19滑动，滚珠22均匀的安装在压板20底部，且滚珠22的最下端与活动架15的最下端位于同一水平面上，滚珠22转动时降低摩擦力，使活动架15移动更加流畅，活动架15底部安装有设置在回形槽19内侧的电磁铁23，水箱24固定在密封箱2左侧，且水箱24内部安装有压力泵25，固定架14上方的振动板17上固定安装有第一连接管26，第一连接管26的管径尺寸与第二连接管27的管径尺寸相同，第一连接管26与第二连接管27分别与同一输油管道的两端相连接，活动架15上方的振动板17上安装有第二连接管27。
如图2、图3和图5所示，第一连接管26与输油管34之间以及第二连接管27与排油管35之间均通过高压软管28相连通，且高压软管28外侧包裹有隔温层29，排油管35一侧与取样罐33相连通，且取样罐33固定在密封箱2右侧，通过三通阀30调整输油管34的输油方向，使部分需要检测的油液进入取样罐33，输油管34另一端贯穿水箱24与压力泵25相连通，排油管35内部安装有三通阀30，第二连接管27内部从左到右依次安装有第二蝶阀31与节流阀32。
工作原理：在使用该航天航空用零部件检测装置时，首先向水箱24内注入油液，打开箱盖3，将输油管道的一端安装第一连接管26上，接通外部电源，启动电磁开关21，电磁开关21推动压板20沿回形槽19下移，直至滚珠22接触钢板13，滚珠22转动降低摩擦力，便于推动活动架15在钢板13表面移动，直至第二连接管27与输油管道的另一端相连接，松开电磁开关21，压板20缩入回形槽19内部，同时启动电磁铁23，通过电磁铁23与钢板13之间的磁力连接固定活动架15，便于固定不同长度和端口朝向的输油管道，使得该检测装置的适用范围更广，关闭箱盖3，启动压力泵25，压力泵25抽取水箱24内的油液进入输油管34、高压软管28、第一连接管26、输油管道、第二连接管27、另一根高压软管28以及排油管35，关闭第二连接管27内的第二蝶阀31，增加输油管道所受的压力，检测该输油管道的静密封性能，启动振动电机18，振动电机18带动两个振动板17振动，使振动板17上的输油管道随之振动，压缩弹簧16与高压软管28使振动板17的振动更加流畅，便于检测输油管道在振动状态下的密封性能，密封箱2、排气室5、通风管11、密封腔8以及进气室4构成密封循环风道，且两个密封循环风道内分别设置有热风机9与制冷机10，启动制冷机10或热风机9，便于调整密封箱2内的温度，检测密封箱2内输油管道受热胀冷缩时的密封性能，气孔6使密封循环风道内的空气进入密封箱2更加均匀，隔温层29避免温度变化对高压软管28的影响，通过三通阀30调整输油管34的输油方向，使输油管34与取样罐33相连通，启动制冷机10，制冷机10降低密封箱2内的温度，同时降低密封箱2内输油管道的问题，经过输油管路的油液进入取样罐33，便于根据取样罐33内油品的冷凝状态检测输油管路的热交换性能，节流阀32可以调节输油管路内的油液流速，增加检测变量，通过多种检测方式全面、准确的监测该输油管路的性能，使用起来更加实用，密封循环风道内的第一蝶阀12与单向阀7可封闭密封循环风道，避免热风机9与制冷机10互相干扰，这就完成了全部工作，本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
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，仅是为便于描述本发明的简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。
尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航天航空用零部件检测装置，包括支架(1)、钢板(13)和水箱(24)，其特征在于：
支架(1)，所述支架(1)顶部固定有密封箱(2)，且密封箱(2)顶部密封连接有箱盖(3)，所述密封箱(2)前侧固定有进气室(4)，且密封箱(2)后侧固定有排气室(5)，所述进气室(4)靠近密封箱(2)一侧与排气室(5)靠近密封箱(2)一侧均开设有气孔(6)，且进气室(4)与排气室(5)均通过气孔(6)与密封箱(2)相连通，所述进气室(4)后侧内部安装有单向阀(7)，且进气室(4)后方固定连通有密封腔(8)，左侧所述密封腔(8)内部安装有热风机(9)，且右侧密封腔(8)内部安装有制冷机(10)，左侧所述密封腔(8)通过通风管(11)与右侧排气室(5)相连通，且右侧密封腔(8)通过另一个通风管(11)与左侧排气室(5)相连通，所述排气室(5)前侧内部安装有第一蝶阀(12)；
钢板(13)，所述钢板(13)固定安装在密封箱(2)底部，且钢板(13)左侧顶部固定安装有固定架(14)，同时钢板(13)右侧顶部贴合安装有活动架(15)，所述固定架(14)上方与活动架(15)上方均通过压缩弹簧(16)安装有振动板(17)，且振动板(17)底部固定安装有振动电机(18)，所述活动架(15)底部开设有回形槽(19)，且回形槽(19)内部滑动连接有压板(20)，所述压板(20)顶部通过电磁开关(21)安装在回形槽(19)内部，且压板(20)底部转动连接有滚珠(22)，所述活动架(15)底部安装有设置在回形槽(19)内侧的电磁铁(23)；
水箱(24)，所述水箱(24)固定在密封箱(2)左侧，且水箱(24)内部安装有压力泵(25)，所述固定架(14)上方的振动板(17)上固定安装有第一连接管(26)，所述活动架(15)上方的振动板(17)上安装有第二连接管(27)，所述第一连接管(26)与输油管(34)之间以及第二连接管(27)与排油管(35)之间均通过高压软管(28)相连通，且高压软管(28)外侧包裹有隔温层(29)，所述输油管(34)另一端贯穿水箱(24)与压力泵(25)相连通，所述排油管(35)内部安装有三通阀(30)，所述第二连接管(27)内部从左到右依次安装有第二蝶阀(31)与节流阀(32)。
2.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述密封箱(2)、排气室(5)、通风管(11)、密封腔(8)以及进气室(4)配合形成密封循环风道，且该密封循环风道设置有两组。
3.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述进气室(4)的形状尺寸与排气室(5)的形状尺寸相同，且进气室(4)与排气室(5)呈对称式设置。
4.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述活动架(15)通过电磁铁(23)与钢板(13)之间的磁力连接固定在钢板(13)表面。
5.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述压缩弹簧(16)设置有两组，且每组压缩弹簧(16)设置有四个。
6.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述电磁开关(21)设置有四个，且四个电磁开关(21)分别设置在回形槽(19)四角。
7.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述滚珠(22)均匀的安装在压板(20)底部，且滚珠(22)的最下端与活动架(15)的最下端位于同一水平面上。
8.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述第一连接管(26)的管径尺寸与第二连接管(27)的管径尺寸相同。
9.根据权利要求1所述的一种航天航空用零部件检测装置，其特征在于：所述排油管(35)一侧与取样罐(33)相连通，且取样罐(33)固定在密封箱(2)右侧。
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