CN204269306U - 飞机全静压试验器 - Google Patents

Abstract

飞机全静压试验器，涉及一种压力试验装置。本实用新型为了解决现有的全静压试验设备管路分布混乱，气密性差，体积大，漏油故障率高，易污染气源、管路及被测设备的问题。摇把连接在气缸的输入端上，气缸的输出端通过主管路与全静压转换电磁阀的连接，全静压转换电磁阀的端口与全压管路和静压管路的连接，全压管路连接全压接头，静压管路连接静压接头；全压管路上安装有压力表，静压管路上连接有真空表；全压接头的主体管件的上部分为螺纹管，其与第一螺母配合，主体管件的下部分为直角弯头管，其与第二螺纹管固定连接，第二螺纹管与气嘴固定连接，第二螺母与气嘴套固定连接，第二螺母与第二螺纹管连接，气嘴套套装在气嘴上。本实用新型气密性好。

Description

飞机全静压试验器

技术领域

本实用新型涉及一种压力试验装置，具体涉及一种飞机全静压试验器，属于飞机检测技术领域。

背景技术

全静压检测对飞机上全静压系统的气密性与仪表指示的准确性有直接影响。目前在被检系统中建立压力或真空度并检测其气密性所使用的试验设备普遍为采用交流电机带动注油泵，测试设备重量大，体积大，不便于携带，漏油故障率高，易污染气源、管路及被测设备；另外全压接头及静压接头与管路及被测设备之间连接存在气密性差的问题，直接导致真空表与压力表显示数据不准确；再者试验设备中还存在管路分布混乱的问题。

发明内容

 本实用新型的目的是提供一种飞机全静压试验器，以解决现有的飞机全静压试验设备管路分布混乱，重量大，体积大，不便于携带，漏油故障率高，易污染气源、管路及被测设备的问题；以及接头与管路及被测设备之间连接存在气密性差的问题。

本实用新型为了解决上述技术问题所采取的技术方案是：

本实用新型的飞机全静压试验器，包括摇把、气缸、主管路、全静压转换电磁阀、全压管路、静压管路、真空表、压力表、静压侧电磁阀、全压侧电磁阀、静压接头和全压接头；所述全静压转换电磁阀为三通结构，所述摇把连接在气缸的输入端上，气缸的输出端通过主管路与全静压转换电磁阀的一个端口连接，所述全静压转换电磁阀的另外两个端口分别与全压管路和静压管路的一端连接，所述全压管路的另一端连接全压接头，静压管路的另一端连接静压接头；所述全压管路上安装有压力表，静压管路上连接有真空表，所述全压管路上还安装有全压侧电磁阀，静压管路上还连接有静压侧电磁阀；全压接头包括主体管件，所述主体管件的上部分为第一螺纹管，第一螺母与第一螺纹管配合，所述主体管件的下部分为直角弯头管，直角弯头管与第二螺纹管的一端固定连接，第二螺纹管的另一端与气嘴固定连接，第二螺母与气嘴套固定连接，第二螺母与第二螺纹管连接，气嘴套套装在气嘴上，所述静压接头与全压接头结构一致。

优选的：所述气缸为亚德客气缸，其型号为SC40×100-N。如此设置，更加适合全静压试验。

优选的：全静压转换电磁阀的三个端口处均加工有外螺纹，外螺纹处加工有密封槽，密封槽内设置有密封环，全静压转换电磁阀的三个端口处安装有第三螺母，第三螺母与外螺纹配合。如此设置，将各个管路套装在全静压转换电磁阀上，采用第三螺母、外螺纹及密封环实现管路的密封，进一步保证试验器的气密性。

优选的：所述飞机全静压试验器还包括壳体，所述气缸、主管路、全静压转换电磁阀、全压管路、静压管路、真空表、压力表、静压侧电磁阀和全压侧电磁阀均置于壳体内，摇把、静压接头和全压接头置于壳体的外侧，壳体上设置有两个窗口，真空表和压力表分别与一个窗口对应设置。如此设置，保证了试验器的整体性，同时对于壳体内部器件具有一定的保护作用。

本实用新型与现有技术相比具有以下效果：本实用新型的飞机全静压试验器采用手动气缸对管路进行供气，消除了采用交流电机带动注油泵，测试设备重量大，体积大，不便于携带，漏油故障率高，易污染气源、管路及被测设备的问题；本实用新型的飞机全静压试验器采用的全压接头及静压接头的结构形式，使得其与管路及被测设备之间气密性好，保证了真空表与压力表显示数据的准确性；再者本实用新型的飞机全静压试验器采用全静压转换电磁阀实现全压与静压之间的切换，彻底解决了管路分布混乱的问题。

附图说明

图1是本实用新型所述飞机全静压试验器的结构原理图；

图2是全压接头的结构图；

图3是全静压转换电磁阀的示意图；

图4是飞机全静压试验器的外部俯视图。

图中：1-摇把；2-气缸；3-主管路；4-全静压转换电磁阀；5-全压管路；6-静压管路；7-真空表；8-压力表；9-静压侧电磁阀；10-全压侧电磁阀；11-静压接头；12-全压接头；13-壳体；14-主体管件；15-第一螺纹管；16-第一螺母；17-直角弯头管；18-第二螺纹管；19-气嘴；20-第二螺母；21-气嘴套；41-外螺纹；42-密封环；43-第三螺母。

具体实施方式

下面根据附图详细阐述本实用新型优选的实施方式。

如图所示，本实用新型所述飞机全静压试验器包括摇把1、气缸2、主管路3、全静压转换电磁阀4、全压管路5、静压管路6、真空表7、压力表8、静压侧电磁阀9、全压侧电磁阀10、静压接头11和全压接头12；所述全静压转换电磁阀4为三通结构，所述摇把1连接在气缸2的输入端上，气缸2的输出端通过主管路3与全静压转换电磁阀4的一个端口连接，所述全静压转换电磁阀4的另外两个端口分别与全压管路5和静压管路6的一端连接，所述全压管路5的另一端连接全压接头12，静压管路6的另一端连接静压接头11；所述全压管路5上安装有压力表8，静压管路6上连接有真空表7，所述全压管路5上还安装有全压侧电磁阀10，静压管路6上还连接有静压侧电磁阀9；全压接头12包括主体管件14，所述主体管件14的上部分为第一螺纹管15，第一螺母16与第一螺纹管15配合，所述主体管件14的下部分为直角弯头管17，直角弯头管17与第二螺纹管18的一端固定连接，第二螺纹管18的另一端与气嘴19固定连接，第二螺母20与气嘴套21固定连接，第二螺母20与第二螺纹管18连接，气嘴套21套装在气嘴19上，所述静压接头11与全压接头12结构一致。

所述气缸2为亚德客气缸，其型号为SC40×100-N。

全静压转换电磁阀4的三个端口处均加工有外螺纹41，外螺纹41处加工有密封槽，密封槽内设置有密封环42，全静压转换电磁阀4的三个端口处安装有第三螺母43，第三螺母43与外螺纹41配合。

所述飞机全静压试验器还包括壳体13，所述气缸2、主管路3、全静压转换电磁阀4、全压管路5、静压管路6、真空表7、压力表8、静压侧电磁阀9和全压侧电磁阀10均置于壳体13内，摇把1、静压接头11和全压接头12置于壳体13的外侧，壳体13上设置有两个窗口，真空表7和压力表8分别与一个窗口对应设置。

本实施方式只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。

Claims (4)

1.飞机全静压试验器，其特征在于：包括摇把（1）、气缸（2）、主管路（3）、全静压转换电磁阀（4）、全压管路（5）、静压管路（6）、真空表（7）、压力表（8）、静压侧电磁阀（9）、全压侧电磁阀（10）、静压接头（11）和全压接头（12）；所述全静压转换电磁阀（4）为三通结构，所述摇把（1）连接在气缸（2）的输入端上，气缸（2）的输出端通过主管路（3）与全静压转换电磁阀（4）的一个端口连接，所述全静压转换电磁阀（4）的另外两个端口分别与全压管路（5）和静压管路（6）的一端连接，所述全压管路（5）的另一端连接全压接头（12），静压管路（6）的另一端连接静压接头（11）；所述全压管路（5）上安装有压力表（8），静压管路（6）上连接有真空表（7），所述全压管路（5）上还安装有全压侧电磁阀（10），静压管路（6）上还连接有静压侧电磁阀（9）；全压接头（12）包括主体管件（14），所述主体管件（14）的上部分为第一螺纹管（15），第一螺母（16）与第一螺纹管（15）配合，所述主体管件（14）的下部分为直角弯头管（17），直角弯头管（17）与第二螺纹管（18）的一端固定连接，第二螺纹管（18）的另一端与气嘴（19）固定连接，第二螺母（20）与气嘴套（21）固定连接，第二螺母（20）与第二螺纹管（18）连接，气嘴套（21）套装在气嘴（19）上，所述静压接头（11）与全压接头（12）结构一致。

2.根据权利要求1所述的飞机全静压试验器，其特征在于：所述气缸（2）为亚德客气缸，其型号为SC40×100-N。

3.根据权利要求2所述的飞机全静压试验器，其特征在于：全静压转换电磁阀（4）的三个端口处均加工有外螺纹（41），外螺纹（41）处加工有密封槽，密封槽内设置有密封环（42），全静压转换电磁阀（4）的三个端口处安装有第三螺母（43），第三螺母（43）与外螺纹（41）配合。

4.根据权利要求3所述的飞机全静压试验器，其特征在于：所述飞机全静压试验器还包括壳体（13），所述气缸（2）、主管路（3）、全静压转换电磁阀（4）、全压管路（5）、静压管路（6）、真空表（7）、压力表（8）、静压侧电磁阀（9）和全压侧电磁阀（10）均置于壳体（13）内，摇把（1）、静压接头（11）和全压接头（12）置于壳体（13）的外侧，壳体（13）上设置有两个窗口，真空表（7）和压力表（8）分别与一个窗口对应设置。