一種飛機舵機溫度試驗裝置制造方法
【專利摘要】本實用新型一種飛機舵機溫度試驗裝置屬于飛機舵機試驗技術(shù)，涉及對飛機舵機溫度試驗裝置的改進。其特征在于：飛機舵機溫度試驗裝置由控制和顯示系統(tǒng)(3)、第一液氮罐(4)、第二液氮罐(5)、兩位三通閥(6)、溫控箱(7)和n個環(huán)境箱組成。本實用新型能迅速調(diào)節(jié)環(huán)境箱內(nèi)的溫度，能模擬超過-60℃的低溫環(huán)境，具有多個環(huán)境箱的飛機舵機溫度試驗裝置，大大提高了飛機舵機溫度試驗的效率，并實現(xiàn)了同時對整個飛控系統(tǒng)的舵機進行整體試驗。
【專利說明】一種飛機舵機溫度試驗裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實用新型屬于飛機舵機試驗技術(shù)，涉及對飛機舵機溫度試驗裝置的改進。
【背景技術(shù)】
[0002]目前的一種飛機舵機溫度試驗裝置的系統(tǒng)原理框圖參見圖1，它由制冷機1、環(huán)境箱2和控制和顯示系統(tǒng)3組成。制冷機I的出氣口通過管路與環(huán)境箱2的進氣口連通，環(huán)境箱2內(nèi)帶有加熱器和風(fēng)扇，環(huán)境箱2的加熱器控制信號輸入端通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的加熱器控制信號輸出端連接，環(huán)境箱2的風(fēng)扇控制信號輸入端通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的風(fēng)扇控制信號輸出端連接，制冷機I的控制信號輸入端通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的制冷機控制信號輸出端連接。其工作原理是:試驗時，將飛機舵機放置于環(huán)境箱中，連接舵機的液壓管路和控制電纜后，關(guān)閉環(huán)境箱的箱門。啟動溫度試驗裝置，設(shè)置環(huán)境溫度?？刂坪惋@示系統(tǒng)3根據(jù)所設(shè)定的溫度選擇制冷機I或環(huán)境箱內(nèi)的加熱器工作，風(fēng)扇用于攪拌環(huán)境箱2內(nèi)的空氣，保證環(huán)境箱2內(nèi)部的溫度均勻、一致。待環(huán)境箱內(nèi)的溫度達到設(shè)定值時，開始進行舵機試驗。其缺點是:第一、環(huán)境箱2內(nèi)溫度調(diào)節(jié)的時間長，不能模擬超過-60°C的低溫環(huán)境。米用制冷的環(huán)境空氣作為冷氣源，不能模擬低于_60°C的低溫環(huán)境；同時，達到設(shè)定溫度的時間長，溫度調(diào)節(jié)效率低，并無法對變溫過程進行試驗驗證。第二、只有一個環(huán)境箱，限制了被試驗舵機的數(shù)量，試驗效率低。第三、由于只有一個環(huán)境箱，容量有限，無法同時對整個飛控系統(tǒng)的舵機進行整體試驗。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本實用新型的目的是:提出一種能迅速調(diào)節(jié)環(huán)境箱內(nèi)的溫度、能模擬超過_60°C的低溫環(huán)境、具有多個環(huán)境箱的飛機舵機溫度試驗裝置，以提高飛機舵機溫度試驗的效率，并實現(xiàn)同時對整個飛控系統(tǒng)的舵機進行整體試驗。
`[0004]本實用新型的技術(shù)方案是:一種飛機舵機溫度試驗裝置，其特征在于:飛機舵機溫度試驗裝置由控制和顯示系統(tǒng)3、第一液氮罐4、第二液氮罐5、兩位三通閥6、溫控箱7和η個環(huán)境箱組成；第一液氮罐4的出口通過管路與兩位三通閥6的第一進口連通，第二液氮罐5的出口通過管路與兩位三通閥6的第二進口連通，兩位三通閥6的出口通過管路與溫控箱7的進氣口 7a連通，溫控箱7帶有加熱器和風(fēng)扇，溫控箱7的加熱器控制信號輸入端7b通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的加熱器控制信號輸出端3a連接，溫控箱7的風(fēng)扇控制信號輸入端7c通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的風(fēng)扇控制信號輸出端3b連接，η個環(huán)境箱是第一環(huán)境箱S1、第二環(huán)境箱S2至第η環(huán)境箱8η，η為2~30的自然數(shù)，溫控箱7的出氣口7e通過管路分別與第一環(huán)境箱S1的進氣口、第二環(huán)境箱S2的進氣口至第η環(huán)境箱Sn的進氣口連通，第一環(huán)境箱S1的出氣口、第二環(huán)境箱82的出氣口至第η環(huán)境箱8η的出氣口通過管路與溫控箱7的回氣口 7d連通，在第一環(huán)境箱S1、第二環(huán)境箱S2至第η環(huán)境箱Sn內(nèi)分別安裝著溫度傳感器，第一環(huán)境箱S1溫度傳感器的信號輸出端、第二環(huán)境箱82溫度傳感器的信號輸出端至第η環(huán)境箱8?溫度傳感器的信號輸出端通過導(dǎo)線分別與控制和顯示系統(tǒng)3的第一環(huán)境箱S1溫度傳感器的信號輸入端3cl、第二環(huán)境箱82溫度傳感器的信號輸入端3c2至第η環(huán)境箱8η溫度傳感器的信號輸入端3cn連接。
[0005]本實用新型的優(yōu)點是:提出了一種能迅速調(diào)節(jié)環(huán)境箱內(nèi)的溫度、能模擬超過_60°C的低溫環(huán)境、具有多個環(huán)境箱的飛機舵機溫度試驗裝置，大大提高了飛機舵機溫度試驗的效率，并實現(xiàn)了同時對整個飛控系統(tǒng)的舵機進行整體試驗。試驗證明，本實用新型的一個實施例，環(huán)境箱的數(shù)量n=21，其試驗效率比目前的試驗裝置提高了 20倍以上。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0006]圖1是目前的一種飛機舵機溫度試驗裝置的系統(tǒng)原理框圖。
[0007]圖2是本實用新型的系統(tǒng)原理框圖。
【具體實施方式】
[0008]下面對本實用新型做進一步詳細(xì)說明。參見圖2，一種飛機舵機溫度試驗裝置，其特征在于:飛機舵機溫度試驗裝置由控制和顯示系統(tǒng)3、第一液氮罐4、第二液氮罐5、兩位三通閥6、溫控箱7和η個環(huán)境箱組成；第一液氮罐4的出口通過管路與兩位三通閥6的第一進口連通，第二液氮罐5的出口通過管路與兩位三通閥6的第二進口連通，兩位三通閥6的出口通過管路與溫控箱7的進氣口 7a連通，溫控箱7帶有加熱器和風(fēng)扇，溫控箱7的加熱器控制信號輸入端7b通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的加熱器控制信號輸出端3a連接，溫控箱7的風(fēng)扇控制信號輸入端7c通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)3的風(fēng)扇控制信號輸出端3b連接，η個環(huán)境箱是第一環(huán)境箱S1、第二環(huán)境箱S2至第η環(huán)境箱8η，η為2?30的自然數(shù)，溫控箱7的出氣口 7e通過管路分別與第一環(huán)境箱S1的進氣口、第二環(huán)境箱82的進氣口至第η環(huán)境箱Sn的進氣口連通，第一環(huán)境箱S1的出氣口、第二環(huán)境箱S2的出氣口至第η環(huán)境箱8η的出氣口通過管路與溫控箱7的回氣口 7d連通,在第一環(huán)境箱S1、第二環(huán)境箱82至第η環(huán)境箱8η內(nèi)分別安裝著溫度傳感器,第一環(huán)境箱S1溫度傳感器的信號輸出端、第二環(huán)境箱S2溫度傳感器的信號輸出端至第η環(huán)境箱8η溫度傳感器的信號輸出端通過導(dǎo)線分別與控制和顯不系統(tǒng)3的第一環(huán)境箱S1溫度傳感器的信號輸入端3cl、第二環(huán)境箱82溫度傳感器的信號輸入端3c2至第η環(huán)境箱8η溫度傳感器的信號輸入端3cn連接。
[0009]本實用新型的工作原理是:試驗時，將η個舵機分別安裝在η個環(huán)境箱中，η為2?30的自然數(shù)，連接液壓管路及舵機控制電纜。啟動溫度試驗裝置，設(shè)定試驗溫度，做低溫實驗時，兩位三通閥6接通第一液氮罐4，打開第一液氮罐4的閥門，低溫氮氣進入溫控箱7，經(jīng)過風(fēng)扇與回氣口 7d的氣體進行混合后，通過溫控箱7的出氣口 7e由風(fēng)扇高速吹入進入環(huán)境箱，通過氣流溫度達到控制環(huán)境箱內(nèi)溫度的目的。待η個環(huán)境箱內(nèi)的溫度達到要求后開始舵機試驗。作高溫實驗時，溫控箱7內(nèi)的加熱器工作，經(jīng)過風(fēng)扇與回氣口 7d的氣體進行混合后，通過溫控箱7的出氣口 7e由風(fēng)扇高速吹入進入環(huán)境箱，通過氣流溫度達到控制環(huán)境箱內(nèi)溫度的目的。待η個環(huán)境箱內(nèi)的溫度達到要求后開始舵機試驗。設(shè)置兩個液氮罐的目的是增加液氮儲備。當(dāng)?shù)谝灰旱?中的液氮耗盡后，關(guān)閉第一液氮罐4的閥門，打開第二液氮罐5的閥門，兩位三通閥6接通第二液氮罐5繼續(xù)進行試驗。
[0010]本實用新型的一個實施例中，η=21。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機舵機溫度試驗裝置，其特征在于:飛機舵機溫度試驗裝置由控制和顯示系統(tǒng)(3)、第一液氮罐(4)、第二液氮罐(5)、兩位三通閥(6)、溫控箱(7)和η個環(huán)境箱組成；第一液氮罐(4)的出口通過管路與兩位三通閥(6)的第一進口連通，第二液氮罐(5)的出口通過管路與兩位三通閥(6)的第二進口連通，兩位三通閥(6)的出口通過管路與溫控箱(7)的進氣口(7a)連通，溫控箱(7)帶有加熱器和風(fēng)扇，溫控箱(7)的加熱器控制信號輸入端(7b)通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)(3)的加熱器控制信號輸出端(3a)連接，溫控箱(7)的風(fēng)扇控制信號輸入端(7c)通過導(dǎo)線與控制和顯示系統(tǒng)(3)的風(fēng)扇控制信號輸出端(3b)連接，η個環(huán)境箱是第一環(huán)境箱(S1)、第二環(huán)境箱(S2)至第η環(huán)境箱(8η)，η為2~30的自然數(shù)，溫控箱(7)的出氣口(7e)通過管路分別與第一環(huán)境箱(S1)的進氣口、第二環(huán)境箱(S2)的進氣口至第η環(huán)境箱(Sn)的進氣口連通，第一環(huán)境箱(S1)的出氣口、第二環(huán)境箱(S2)的出氣口至第η環(huán)境箱(Sn)的出氣口通過管路與溫控箱(7)的回氣口(7d)連通，在第一環(huán)境箱(8^、第二環(huán)境箱(S2)至第η環(huán)境箱(Sn)內(nèi)分別安裝著溫度傳感器，第一環(huán)境箱(S1)溫度傳感器的信號輸出端、第二環(huán)境箱(82)溫度傳感器的信號輸出端至第η環(huán)境箱(8η)溫度傳感器的信號輸出端通過導(dǎo)線分別與控制和顯示系統(tǒng)(3)的第一環(huán)境箱(S1)溫度傳感器的信號輸入端(3cl)、第二環(huán)境箱(82)溫度傳感器的信號輸入端(3c2)至第η環(huán)境箱(8η)溫度傳感器的信號輸入端 (3cn)連接。
【文檔編號】G01M99/00GK203616154SQ201320798904
【公開日】2014年5月28日 申請日期:2013年12月4日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月4日
【發(fā)明者】康光會, 劉國玉 申請人:中國航空工業(yè)第六一八研究所