本發(fā)明涉及電線檢測(cè)，具體為一種航空電線拉弧測(cè)試裝置及其測(cè)試方法。

背景技術(shù)：

1、航空電線拉弧測(cè)試裝置通過(guò)模擬電線在實(shí)際運(yùn)行中可能遇到的電弧環(huán)境，來(lái)檢測(cè)電線的絕緣層在電弧作用下的抗破壞能力。這種測(cè)試對(duì)于確保航空電線的安全性和可靠性至關(guān)重要。

2、在專利公開號(hào)為cn113960430a的專利公開了一種航空電線拉弧測(cè)試裝置，通過(guò)設(shè)置電線拉弧切割組件驅(qū)動(dòng)刀片往復(fù)運(yùn)動(dòng)，用于模擬運(yùn)行過(guò)程中機(jī)械損壞所導(dǎo)致的電弧對(duì)電線產(chǎn)生的損壞，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)航空電線耐電弧性能的檢測(cè)；

3、上述測(cè)試裝置僅在常壓環(huán)境下通過(guò)刀片往復(fù)運(yùn)動(dòng)模擬了航空電線的耐電弧性能的檢測(cè)，由于航空電線通常運(yùn)用在飛行器上，飛行器在飛行過(guò)程中遇到臺(tái)風(fēng)、龍卷風(fēng)這樣的極端天氣條件下時(shí)，飛行器的外部環(huán)境的壓力會(huì)增大，而飛行器處于高壓環(huán)境中時(shí)，高壓環(huán)境會(huì)導(dǎo)致航空電線的絕緣性能下降，會(huì)直接導(dǎo)致電流泄露的風(fēng)險(xiǎn)增加，因此上述測(cè)試裝置對(duì)航空電線的耐電性能檢測(cè)的測(cè)試精度低，致使航空電線在高壓環(huán)境中出現(xiàn)電流泄露，引發(fā)短路，導(dǎo)致飛行器的電氣系統(tǒng)故障，影響飛行器的正常運(yùn)行，。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于提供一種航空電線拉弧測(cè)試裝置及其測(cè)試方法，以解決上述過(guò)程中所提到的問題。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：一種航空電線拉弧測(cè)試裝置，包括箱體，設(shè)置于所述箱體內(nèi)的切割部件，設(shè)置于所述切割部件上的旋轉(zhuǎn)部件，設(shè)置于所述切割部件上的振動(dòng)部件，對(duì)稱設(shè)置于所述切割部件下端的夾持部件，所述夾持部件用于固定需測(cè)試的航空電線；

3、所述切割部件包括基板，設(shè)置于所述基板上的移動(dòng)塊，設(shè)置于所述移動(dòng)塊上的刀具，設(shè)置于所述基板上的驅(qū)動(dòng)組件，所述驅(qū)動(dòng)組件用于驅(qū)動(dòng)刀具沿著航空電線線性往復(fù)運(yùn)動(dòng)；

4、設(shè)置于所述移動(dòng)塊上的頂桿，設(shè)置于所述頂桿一端的啟閉部件，設(shè)置于所述箱體上的進(jìn)氣筒，設(shè)置于所述進(jìn)氣筒上的塞筒，所述啟閉部件包括兩個(gè)固定塊，設(shè)置于兩個(gè)所述固定塊之間的轉(zhuǎn)動(dòng)塊，對(duì)稱設(shè)置于所述固定塊上的貫穿槽，對(duì)稱設(shè)置于所述固定塊上的半穿槽，一個(gè)所述固定塊上的貫穿槽與另一個(gè)固定塊上的半穿槽位置重合且組成滑槽，設(shè)置于所述滑槽內(nèi)的互動(dòng)桿。

5、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：所述驅(qū)動(dòng)組件包括偏心桿，設(shè)置于所述偏心桿偏心處的卡塊，設(shè)置于所述移動(dòng)塊遠(yuǎn)離塞筒一端的連桿，設(shè)置于所述連桿上的導(dǎo)向桿。

6、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：所述夾持部件包括架體，對(duì)稱設(shè)置于所述架體上的底塊，設(shè)置于所述底塊內(nèi)的卡扣一，設(shè)置于所述卡扣一上的按壓桿，設(shè)置于所述底塊上的頂塊，設(shè)置于所述頂塊上的卡扣二，設(shè)置于所述架體上的安裝管組件。

7、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：所述安裝管組件包括固定管以及插接于固定管一端的插接管，陣列設(shè)置于所述固定管上的彈片二。

8、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：所述旋轉(zhuǎn)部件包括斜向桿，設(shè)置于所述斜向桿上的齒條，設(shè)置于所述頂桿上的齒輪一，設(shè)置于所述塞筒上的齒輪二，設(shè)置于所述安裝管組件上的齒輪三。

9、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：所述振動(dòng)部件包括安裝板，對(duì)稱設(shè)置于所述安裝板上的移動(dòng)桿，設(shè)置于所述移動(dòng)桿上的導(dǎo)向塊。

10、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：設(shè)置于所述移動(dòng)桿一端的升降板，設(shè)置于所述升降板上的升降槽，設(shè)置于所述升降槽內(nèi)的滑桿，設(shè)置于所述箱體內(nèi)的升降塊。

11、作為本發(fā)明所述航空電線拉弧測(cè)試裝置的一種優(yōu)選方案，其中：設(shè)置于所述齒條遠(yuǎn)離斜向桿一端的羊角架，對(duì)稱設(shè)置于所述羊角架上的滾輪二。

12、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：一種航空電線拉弧測(cè)試裝置，包括如下測(cè)試方法：

13、首先，將需要檢測(cè)的航空電線穿過(guò)兩個(gè)夾持部件中的插接管以及固定管，然后將插接管插入固定管中，彈片二在插接管的推頂下朝著航空電線聚攏，此時(shí)航空電線將會(huì)被安裝管組件夾持；

14、然后將安裝管組件放置在底塊內(nèi)的限位槽中，然后轉(zhuǎn)動(dòng)頂塊，卡扣二插入彈力槽內(nèi)，卡扣二迫使卡扣一避讓，當(dāng)頂塊與底塊的限位槽槽口端面重合時(shí)，此時(shí)彈片三將會(huì)推動(dòng)卡扣一對(duì)卡扣二進(jìn)行限位，此時(shí)安裝管組件將會(huì)被頂塊以及底塊限位，然后推動(dòng)橫移塊，使得齒輪三轉(zhuǎn)動(dòng)至與齒輪二嚙合，當(dāng)需要將航空電線取下時(shí)，拉動(dòng)橫移塊，使得齒輪二與齒輪三分離，按壓按壓桿，使得卡扣一避讓卡扣二，同時(shí)手動(dòng)翻轉(zhuǎn)頂塊，此時(shí)頂塊將會(huì)繞著其與底塊的鉸接處為軸心轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)就可以將安裝管組件由底塊上取下，將航空電線與電源電性連接；

15、啟動(dòng)電機(jī)，電機(jī)輸出軸帶動(dòng)中心軸轉(zhuǎn)動(dòng)，中心軸帶動(dòng)偏心桿轉(zhuǎn)動(dòng)，偏心桿帶動(dòng)卡塊在鍵槽四內(nèi)滑動(dòng)，同時(shí)偏心桿將拉動(dòng)導(dǎo)向桿、連桿，使得移動(dòng)塊沿著移動(dòng)槽線性往復(fù)移動(dòng)，致使刀具跟隨移動(dòng)塊同步運(yùn)動(dòng)并對(duì)夾持部件上的航空電線表面進(jìn)行剮蹭；

16、同時(shí)，移動(dòng)塊的移動(dòng)會(huì)通過(guò)頂桿推動(dòng)啟閉部件，當(dāng)頂桿推動(dòng)啟閉部件朝著進(jìn)氣筒的方向移動(dòng)時(shí)，此時(shí)鍵槽二與鍵槽三位置重合，啟閉組件靠近頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿收縮至滑槽內(nèi)，同時(shí)啟閉組件遠(yuǎn)離頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿延伸出滑槽，隨著的啟閉部件組件朝著進(jìn)氣筒的方向移動(dòng)，塞筒內(nèi)的氣體進(jìn)入箱體內(nèi)部，啟閉組件中遠(yuǎn)離頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿與進(jìn)氣筒插入塞筒內(nèi)的一端接觸，然后遠(yuǎn)離頂桿一端的互動(dòng)桿被進(jìn)氣筒推至收縮至滑槽內(nèi)，同時(shí)滾輪一將沿著鍵槽一滑動(dòng)，致使轉(zhuǎn)動(dòng)塊在兩個(gè)固定塊內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)鍵槽二與鍵槽三的位置逐漸錯(cuò)位，同時(shí)靠近頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿由滑槽內(nèi)伸出；

17、當(dāng)頂桿帶動(dòng)啟閉部件朝著遠(yuǎn)離進(jìn)氣筒的方向移動(dòng)時(shí)，此時(shí)啟閉部件的移動(dòng)使得塞筒內(nèi)產(chǎn)生負(fù)壓，箱體外部的空氣在大氣壓力下通過(guò)單向閥進(jìn)入塞筒內(nèi)，當(dāng)靠近頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿與擋板接觸時(shí)，靠近頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿縮回至滑槽內(nèi)，而遠(yuǎn)離頂桿一端的兩個(gè)互動(dòng)桿將伸出滑槽，然后抓動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)至鍵槽二與鍵槽三重合，此時(shí)箱體內(nèi)的氣壓將逐漸上升；

18、同時(shí)，在移動(dòng)塊往復(fù)移動(dòng)過(guò)程中，移動(dòng)塊會(huì)推動(dòng)齒條移動(dòng)，在斜向桿的作用下，齒條將會(huì)在斜向槽內(nèi)滑動(dòng)，致使齒條驅(qū)動(dòng)齒輪一轉(zhuǎn)動(dòng)，然后齒輪一驅(qū)動(dòng)頂桿、塞筒、啟閉部件轉(zhuǎn)動(dòng)，然后齒輪二驅(qū)動(dòng)齒輪三轉(zhuǎn)動(dòng)，齒輪三帶動(dòng)安裝管組件以及安裝管組件中的航空電線轉(zhuǎn)動(dòng)，致使刀具與航空電線的接觸面積增大；

19、在齒條沿著斜向槽往復(fù)移動(dòng)的過(guò)程中，羊角架上的兩個(gè)滾輪二將會(huì)逐漸接觸導(dǎo)向塊，進(jìn)而迫使導(dǎo)向塊帶動(dòng)移動(dòng)桿以及升降板上升，彈簧一形變壓縮，滑桿在鍵槽五內(nèi)滑動(dòng)，致使升降塊逐漸朝著遠(yuǎn)離進(jìn)氣筒的一端滑動(dòng)，然后彈簧二形變壓縮并推頂遠(yuǎn)離塞筒一端的夾持部件，致使兩個(gè)夾持部件出現(xiàn)間距增加的趨勢(shì)，此時(shí)兩個(gè)夾持部件中間的航空電線將會(huì)受到拉扯力；

20、當(dāng)滾輪二移動(dòng)至與導(dǎo)向塊分離時(shí)，此時(shí)在彈簧一的彈力作用下，移動(dòng)桿以及升降板將會(huì)快速下降，此時(shí)在彈簧一與彈簧二的彈力作用下，升降板以及升降塊快速?gòu)?fù)位并產(chǎn)生振動(dòng)，進(jìn)而使得升降塊上的夾持部件以及航空電線出現(xiàn)振動(dòng)。

21、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：

22、1、通過(guò)偏心桿的轉(zhuǎn)動(dòng)，使得移動(dòng)塊帶動(dòng)刀具往復(fù)剮蹭航空電線，進(jìn)而模擬電弧對(duì)航空電線的損害，實(shí)現(xiàn)對(duì)航空電線耐電弧性能的檢測(cè)，同時(shí)利用互動(dòng)桿控制轉(zhuǎn)動(dòng)塊轉(zhuǎn)動(dòng)，控制鍵槽二與鍵槽三的重合、錯(cuò)位，致使啟閉部件在塞筒內(nèi)往復(fù)移動(dòng)過(guò)程中，箱體內(nèi)的氣體壓力逐漸增加，從而進(jìn)一步檢測(cè)航空電線在高氣壓環(huán)境中的耐電弧性能，故提高了測(cè)試裝置對(duì)航空電線的耐電性能的檢測(cè)精度，降低了高壓氣環(huán)境下導(dǎo)致的航空電線出現(xiàn)漏電的風(fēng)險(xiǎn)，從而保障了飛行器在飛行過(guò)程中的電氣系統(tǒng)穩(wěn)定運(yùn)行，進(jìn)一步確保了飛行器的飛行安全；

23、2、通過(guò)移動(dòng)塊帶動(dòng)齒條在斜向槽內(nèi)往復(fù)移動(dòng)，使得齒輪一帶動(dòng)塞筒，塞筒帶動(dòng)齒輪二，齒輪二帶動(dòng)齒輪三，齒輪三帶動(dòng)安裝管內(nèi)的航空電線轉(zhuǎn)動(dòng)，從而使刀具能夠與航空電線的絕緣層充分接觸，進(jìn)一步提高了測(cè)試裝置對(duì)航空電線的耐電性能的檢測(cè)精度，降低了飛行器在飛行過(guò)程中航空電線絕緣層順壞的風(fēng)險(xiǎn)，提高了飛行器的飛行安全；

24、3、通過(guò)設(shè)置移動(dòng)桿，使得齒條在帶動(dòng)羊角架移動(dòng)過(guò)程中，利用導(dǎo)向塊與滾輪二的接觸，從而實(shí)現(xiàn)升降板的升降，在彈簧一的作用下，升降板會(huì)使得升降塊產(chǎn)生振動(dòng)，同時(shí)升降板將驅(qū)動(dòng)升降塊移動(dòng)，利用彈簧二以及拉桿，致使航空電線受到振動(dòng)以及拉扯的力，進(jìn)一步模擬了飛行器飛行時(shí)航空電線受到的外部干擾，進(jìn)而提高了航空電線耐電性能測(cè)試的檢測(cè)精度。