CN215865690U - 飞机气动阀门测试装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞机配件测试装置技术领域，公开了飞机气动阀门测试装置，包括底座，所述底座的内部设置有位移机构，所述位移机构的输出端固定连接有位于底座顶部的定位机构，所述底座的顶部固定连接有位于定位机构左侧的限位机构，所述底座的顶部固定连接有与限位机构左侧固定连接的壳体，所述壳体的内部设置有一端延伸至壳体左侧并另一端延伸至壳体顶部的加压机构，所述加压机构的外侧连通有延伸至限位机构内部的控制机构。该飞机气动阀门测试装置，具备便于使用等优点，解决了现有技术中，用于飞机气动阀门的测试装置结构复杂，需要费时定位安装气动阀门，使得测试过程繁琐，导致测试装置不便于使用的问题。

Description

飞机气动阀门测试装置

技术领域

本实用新型涉及飞机配件测试装置技术领域，具体是飞机气动阀门测试装置。

背景技术

飞机是指具有一具或多具发动机的动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器，气动阀门是飞机配件的一种，气动阀门就是借助压缩空气驱动的阀门，气动阀采购时只明确规格、类别、工压就满足采购要求的作法，可用于控制空气、水、蒸汽、各种腐蚀性介质、泥浆、油品、液态金属和放射性介质等各种类型流体的流动。

现有技术中，用于飞机气动阀门的测试装置结构复杂，需要费时定位安装气动阀门，使得测试过程繁琐，导致测试装置不便于使用，故而提出飞机气动阀门测试装置来解决上述所提出的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供飞机气动阀门测试装置，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：

飞机气动阀门测试装置，包括底座，所述底座的内部设置有位移机构，所述位移机构的输出端固定连接有位于底座顶部的定位机构，所述底座的顶部固定连接有位于定位机构左侧的限位机构，所述底座的顶部固定连接有与限位机构左侧固定连接的壳体，所述壳体的内部设置有一端延伸至壳体左侧并另一端延伸至壳体顶部的加压机构，所述加压机构的外侧连通有延伸至限位机构内部的控制机构。

本实用新型的有益效果是：

该飞机气动阀门测试装置，通过将气动阀门放置在定位机构和限位机构之间，通过位移机构带动限位机构靠近定位机构，使得定位机构和限位机构将气动阀门夹持，通过加压机构和控制机构相互配合，对气动阀门的一侧同时通加压气体，观察到限位机构上的第一气压表的指针指示稳定不抖动，则可以确定气动阀门闭合时密封性良好，从而达到便于使用的目的。

作为本实用新型再进一步的方案：所述底座包括底壳，所述底壳的顶部开设有滑孔。

采用上述进一步方案的有益效果是，滑孔用于限位螺套块。

作为本实用新型再进一步的方案：所述位移机构包括与底壳内部固定连接的步进电机，所述的步进电机的输出端固定连接有与底壳内部活动连接的丝杆，所述丝杆的外侧螺纹连接有通过滑孔的螺套块。

采用上述进一步方案的有益效果是，由步进电机带动丝杆转动，受限于滑孔的螺套块沿滑孔滑动。

作为本实用新型再进一步的方案：所述定位机构包括与螺套块顶部固定连接的定位块，所述定位块的内部固定连接有延伸至定位块左侧的定位管，所述定位块的右侧固定连接有延伸至定位块内部并与定位管内部连通的第一阀门。

采用上述进一步方案的有益效果是，由螺套块带动定位块左移，定位块带动定位管左移并挤压待测试气动阀门。

作为本实用新型再进一步的方案：所述限位机构包括与底壳顶部固定连接的限位块，所述限位块的内部固定连接有延伸至限位块右侧的限位管，所述限位块的顶部嵌入有与限位管内部连通的第一气压表，所述限位管的右侧和定位管的左侧均固定连接有密封圈。

采用上述进一步方案的有益效果是，定位管左移，最终使待测试气动阀门被夹持在限位管和定位管之间，密封圈保证夹持时的密封性。

作为本实用新型再进一步的方案：所述加压机构包括与底壳顶部固定连接并位于壳体内部的储气罐，所述储气罐的内部填充有加压气体，所述储气罐的外侧连通有延伸至壳体左侧的第二阀门，所述储气罐的顶部连通有延伸至壳体上方的气管，所述气管的顶部连通有第二气压表。

采用上述进一步方案的有益效果是，通过观察第二气压表可以知道储气罐内部的气压，通过启闭第二阀门，可以通过第二阀门向储气罐内部充气加压。

作为本实用新型再进一步的方案：所述控制机构包括与气管外侧连通的第三阀门，所述第三阀门的右端连通有延伸至限位块内部并与限位管内部连通的弯管。

采用上述进一步方案的有益效果是，通过开启第三阀门，储气罐内部的气体通过气管和弯管进入到限位管内部。

附图说明

图1为飞机气动阀门测试装置的结构示意图；

图2为飞机气动阀门测试装置的结构正视图；

图3为飞机气动阀门测试装置中位移机构的俯视示意图；

图4为飞机气动阀门测试装置的结构剖视图。

图中：1、底座；11、底壳；12、滑孔；3、位移机构；31、步进电机；32、丝杆；33、螺套块；4、定位机构；41、定位块；42、定位管；43、第一阀门；5、限位机构；51、限位块；52、限位管；53、第一气压表；6、壳体；7、加压机构；71、储气罐；72、第二阀门；73、气管；74、第二气压表；8、控制机构；81、第三阀门；82、弯管。

具体实施方式

请参阅图1～4，本实用新型实施例中，飞机气动阀门测试装置，包括底座1，底座1的内部设置有位移机构3，位移机构3的输出端固定连接有位于底座1顶部的定位机构4，底座1的顶部固定连接有位于定位机构4左侧的限位机构5，底座1的顶部固定连接有与限位机构5左侧固定连接的壳体6，壳体6的内部设置有一端延伸至壳体6左侧并另一端延伸至壳体6顶部的加压机构7，加压机构7的外侧连通有延伸至限位机构5内部的控制机构8，底座1包括底壳11，底壳11的顶部开设有滑孔12，滑孔12用于限位螺套块33，位移机构3包括与底壳11内部固定连接的步进电机31，的步进电机31的输出端固定连接有与底壳11内部活动连接的丝杆32，丝杆32的外侧螺纹连接有通过滑孔12的螺套块33，由步进电机31带动丝杆32转动，受限于滑孔12的螺套块33沿滑孔12滑动，定位机构4包括与螺套块33顶部固定连接的定位块41，定位块41的内部固定连接有延伸至定位块41左侧的定位管42，定位块41的右侧固定连接有延伸至定位块41内部并与定位管42内部连通的第一阀门43，由螺套块33带动定位块41左移，定位块41带动定位管42左移并挤压待测试气动阀门，限位机构5包括与底壳11顶部固定连接的限位块51，限位块51的内部固定连接有延伸至限位块51右侧的限位管52，限位块51的顶部嵌入有与限位管52内部连通的第一气压表53，限位管52的右侧和定位管42的左侧均固定连接有密封圈，定位管42左移，最终使待测试气动阀门被夹持在限位管52和定位管42之间，密封圈保证夹持时的密封性，加压机构7包括与底壳11顶部固定连接并位于壳体6内部的储气罐71，储气罐71的内部填充有加压气体，储气罐71的外侧连通有延伸至壳体6左侧的第二阀门72，储气罐71的顶部连通有延伸至壳体6上方的气管73，气管73的顶部连通有第二气压表74，通过观察第二气压表74可以知道储气罐71内部的气压，通过启闭第二阀门72，可以通过第二阀门72向储气罐71内部充气加压，控制机构8包括与气管73外侧连通的第三阀门81，第三阀门81的右端连通有延伸至限位块51内部并与限位管52内部连通的弯管82，通过开启第三阀门81，储气罐71内部的气体通过气管73和弯管82进入到限位管52内部，解决了现有技术中，用于飞机气动阀门的测试装置结构复杂，需要费时定位安装气动阀门，使得测试过程繁琐，导致测试装置不便于使用的问题。

本实用新型的工作原理是：

第一步：通过将待测试气动阀门置于限位管52和定位管42之间，由步进电机31带动丝杆32转动，受限于滑孔12的螺套块33沿滑孔12滑动，螺套块33带动定位块41左移，最终使待测试气动阀门被夹持在限位管52和定位管42之间，限位管52和定位管42上的密封圈保证夹持时的密封性；

第二步：通过使待测试气动阀门处于开启状态，通过开启第三阀门81，储气罐71内部的气体通过气管73和弯管82进入到限位管52和定位管42内部，由于第一阀门43处于闭合状态，观察到第一气压表53上的针指示稳定不抖动，则可以确定限位管52和定位管42与待测试气动阀门连接密封良好；

第三步：再使待测试气动阀门处于闭合状态，然后开启第一阀门43，通过观察到限位机构5上的第一气压表53的指针指示稳定不抖动，则可以确定待测试气动阀门闭合时密封性良好。

以上所述的，仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型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实用新型揭露的技术范围内，根据本实用新型的技术方案及其实用新型构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (7)

1.飞机气动阀门测试装置，包括底座（1），其特征在于，所述底座（1）的内部设置有位移机构（3），所述位移机构（3）的输出端固定连接有位于底座（1）顶部的定位机构（4），所述底座（1）的顶部固定连接有位于定位机构（4）左侧的限位机构（5），所述底座（1）的顶部固定连接有与限位机构（5）左侧固定连接的壳体（6），所述壳体（6）的内部设置有一端延伸至壳体（6）左侧并另一端延伸至壳体（6）顶部的加压机构（7），所述加压机构（7）的外侧连通有延伸至限位机构（5）内部的控制机构（8）。

2.根据权利要求1所述的飞机气动阀门测试装置，其特征在于，所述底座（1）包括底壳（11），所述底壳（11）的顶部开设有滑孔（12）。

3.根据权利要求2所述的飞机气动阀门测试装置，其特征在于，所述位移机构（3）包括与底壳（11）内部固定连接的步进电机（31），所述的步进电机（31）的输出端固定连接有与底壳（11）内部活动连接的丝杆（32），所述丝杆（32）的外侧螺纹连接有通过滑孔（12）的螺套块（33）。

4.根据权利要求3所述的飞机气动阀门测试装置，其特征在于，所述定位机构（4）包括与螺套块（33）顶部固定连接的定位块（41），所述定位块（41）的内部固定连接有延伸至定位块（41）左侧的定位管（42），所述定位块（41）的右侧固定连接有延伸至定位块（41）内部并与定位管（42）内部连通的第一阀门（43）。

5.根据权利要求4所述的飞机气动阀门测试装置，其特征在于，所述限位机构（5）包括与底壳（11）顶部固定连接的限位块（51），所述限位块（51）的内部固定连接有延伸至限位块（51）右侧的限位管（52），所述限位块（51）的顶部嵌入有与限位管（52）内部连通的第一气压表（53），所述限位管（52）的右侧和定位管（42）的左侧均固定连接有密封圈。

6.根据权利要求5所述的飞机气动阀门测试装置，其特征在于，所述加压机构（7）包括与底壳（11）顶部固定连接并位于壳体（6）内部的储气罐（71），所述储气罐（71）的内部填充有加压气体，所述储气罐（71）的外侧连通有延伸至壳体（6）左侧的第二阀门（72），所述储气罐（71）的顶部连通有延伸至壳体（6）上方的气管（73），所述气管（73）的顶部连通有第二气压表（74）。

7.根据权利要求6所述的飞机气动阀门测试装置，其特征在于，所述控制机构（8）包括与气管（73）外侧连通的第三阀门（81），所述第三阀门（81）的右端连通有延伸至限位块（51）内部并与限位管（52）内部连通的弯管（82）。

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