一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置的制作方法

本实用新型涉及一种飞机副油箱压力的检测装置，特别是涉及一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置。

背景技术：

某型战斗机燃油系统增压压力测试，通常是在把副油箱安装于飞机机翼上后，再连接副油箱压力检测车，起动发动机对副油箱进行测压，因为副油箱装挂工作繁琐，通常需要3人协作，约2小时方可完成；另外，因部队机场压力检测车配置较少，因此在飞机副油箱压力检测时，通常检测周期长，工作效率低。

技术实现要素：

本实用新型所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种重量轻、体积小、工作效率高的一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置。

本实用新型为解决技术问题所采取的技术方案是：

一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置，包括连接接头和压力表，所述连接接头一端与要测试副油箱压力的副油箱增压进气口连接，另一端通过第一软管与气滤的一端连接，所述气滤的另一端通过第二软管与进气开关连接，所述进气开关上连接有三通软管，所述三通软管的另外两端分别与气压安全阀和所述压力表连接。

所述连接接头为标准的快卸连接接头，所述第一软管、第二软管和三通软管均为氮气软管，所述进气开关为手动的进气开关。

所述气滤为空气滤清器，包括左壳体和右壳体，所述左壳体与所述右壳体卡接连接，卡接处设置有密封圈，所述左壳体和右壳体卡接后内部形成空腔，所述空腔内设置有挡圈和滤芯，所述挡圈与所述滤芯之间设置有所述滤网，所述空腔与所述左壳体和所述右壳体之间设置有一个与外部相通的第一通孔，所述第一通孔的两端端口处分别与所述第一软管和所述第二软管连接。

所述气压安全阀为自动的设置有阈值的气压安全阀；所述气压安全阀包括圆形壳体，所述圆形壳体的中心点处设置有第二通孔，所述第二通孔的一端端口处设置有与所述三通软管连接的软管接头，所述圆形壳体上设置有排气孔，所述排气孔一端与所述通孔相通，另一端与外界相通，所述排气孔内设置有排气槽，所述排气槽内靠近所述通孔的一端设置有圆形球，远离所述通孔的一端设置有弹簧，所述弹簧与所述圆形球连接，所述圆形球的直径小于所述排气槽的直径，所述排气槽的直径大于所述排气孔的直径，所述圆形球的直径大于所述排气孔的直径。

所述第一软管、第二软管和三通软管的端口处均设置有带有外螺纹的外螺纹套；所述连接接头、气滤、进气开关、安全阀和压力表上均设置有与软管连接的带有内螺纹的内螺纹筒，所述外螺纹套的外径与所述内螺纹筒的内径相匹配。

本实用新型的积极有益效果是：

1、本实用新型一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置组成简单，操作方便，能在不安装飞机副油箱的情况下，对飞机副油箱增压压力进行测试，并且仅需1人完成，工时约0.5小时，大大缩短了原来测试的工作时间，提高了工作效率。

2、本实用新型一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置中设置有气压安全阀，在测试压力超过规定阈值时，会自动打开放气，保证飞机、地面测试设备以及机务人员的安全。

3、本实用新型一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置重量轻、体积小，在部队转场，遂行作战任务时携带方便，对提高部队机务维修工作效率，有重要意义。

附图说明

图1是本实用新型一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置的原理图；

图2是图1中气滤的半剖面结构示意图；

图3是图1中气压安全阀的剖面示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步的解释和说明：

参见图1、图2和图3：图中，1-连接接头，2-压力表，3-第一软管，4-气滤，5-第二软管，6-进气开关，7-三通软管，8-气压安全阀，4-1-左壳体，4-2-右壳体，4-3-密封圈，4-4-挡圈，4-5-滤芯，4-6-滤网，4-7-第一通孔，8-1-圆形壳体，8-2-第二通孔，8-3-软管接头，8-4-排气孔，8-5-排气槽，8-6-圆形球，8-7-弹簧。

实施例：一种快速测试飞机副油箱压力的检测装置，包括连接接头1和压力表2，连接接头1一端与要测试副油箱压力的副油箱增压进气口连接，另一端通过第一软管3与气滤4的一端连接，气滤4的另一端通过第二软管5与进气开关6连接，进气开关6上连接有三通软管7，三通软管7的另外两端分别与气压安全阀8和压力表2连接。

连接接头1为标准的快卸连接接头1，第一软管3、第二软管5和三通软管7均为氮气软管，进气开关6为手动的进气开关6。

气滤4为空气滤4清器，包括左壳体4-1和右壳体4-2，左壳体4-1与右壳体4-2卡接连接，卡接处设置有密封圈4-3，左壳体4-1和右壳体4-2卡接后内部形成空腔，空腔内设置有挡圈4-4和滤芯4-5，挡圈4-4与滤芯4-5之间设置有滤网4-6，空腔与左壳体4-1和右壳体4-2之间设置有一个与外部相通的第一通孔4-7，第一通孔4-7的两端端口处分别与第一软管3和第二软管5连接。

气压安全阀8为自动的设置有阈值的气压安全阀8；气压安全阀8包括圆形壳体8-1，圆形壳体8-1的中心点处设置有第二通孔8-2，第二通孔8-2的一端端口处设置有与三通软管7连接的软管接头8-3，圆形壳体8-1上设置有排气孔8-4，排气孔8-4一端与通孔相通，另一端与外界相通，排气孔8-4内设置有排气槽8-5，排气槽8-5内靠近通孔的一端设置有圆形球8-6，远离通孔的一端设置有弹簧8-7，弹簧8-7与圆形球8-6连接，圆形球8-6的直径小于排气槽8-5的直径，排气槽8-5的直径大于排气孔8-4的直径，圆形球8-6的直径大于排气孔8-4的直径。

第一软管3、第二软管5和三通软管7的端口处均设置有带有外螺纹的外螺纹套；连接接头1、气滤4、进气开关6、安全阀和压力表2上均设置有与软管连接的带有内螺纹的内螺纹筒，外螺纹套的外径与内螺纹筒的内径相匹配。

实际操作时，在发动机起动试车前，将该装置置于飞机机翼正下方，通过快卸连接接头1将本装置安装于副油箱的增压进气口上，随后打开本装置的进气开关6，起动飞机发动机，当发动机n2转速达到88%～90%时，增压空气进入该装置，读取压力表2上的数值，即为副油箱的增压压力值；发动机停车后，拔出该装置，测试完成；如果测试过程中，遇到故障，来气压力超过规定值，则本装置的气压安全阀8中的圆形球8-6会在来气压力的作用下压缩弹簧8-7，圆形球8-6离开排气槽8-5与排气孔8-4的交汇处，离开后，排气孔8-4打开，能够实现自动放气，在来气压力小于规定值后，圆形球8-6会在弹簧8-7的弹力作用下，堵住排气孔8-4，实现密封的作用，即保证了设备的安全，又能实现自动密封的功能。

以上所述，仅是本实用新型的较佳实施例而已，并非对本实用新型作任何形式上的限制，凡是依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本实用新型技术方案的范围内。

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