飞机试验液位测量及控制系统技术方案

本发明专利技术公开了飞机试验液位测量及控制系统，属于飞机测试技术领域，包括安装在待测管道上的出液管和回液管，与出液管相互连通的视液桶，与视液桶相互连通的积液包，出液管通过一组用于调节其角度及位置的调节机构与待测管道连接，视液桶可上下滑动地设置在积液包一侧，积液包外侧壁设有滑轨，视液桶底部设有的滑块与滑轨滑动连接，视液桶正面设有竖直对应的两组视液镜，视液桶侧面设有竖直对应的两组电容液位计，视液镜和电容液位计交错设置。本发明专利技术实现了在待测管道充注和排空两种工况时，及时准确地对液位进行测量和控制，适用范围广，同时积液包内部可存储一部分载冷剂，可以减缓充注和排空过程中载冷剂的速度，使整个过程更稳定。程更稳定。程更稳定。

【技术实现步骤摘要】
飞机试验液位测量及控制系统


[0001]本专利技术涉及飞机测试
，具体是涉及飞机试验液位测量及控制系统。

技术介绍

[0002]在飞机测试过程中需要对实验环境进行调节，尤其是制冷系统，制冷系统中常常需要用到各种载冷剂，特别是低温载冷剂，但是低温载冷剂在极低温环境下会凝结，一旦低温载冷剂凝结则会导致管道堵塞，对制冷系统带来安全隐患，因此就需要对管道低温载冷剂的液位位置进行实时观察，以此来判断管道中低温载冷剂是否完全排空和充满。
[0003]常用的低温载冷剂如LM
‑
8冰河冷媒在
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30℃条件下便会凝结，所以在管道内温度降到
‑
30℃以下前需要将管道内部的LM
‑
8冰河冷媒完全排空，在管道内温度升到
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30℃以上之后需要将管道内部的LM
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8冰河冷媒充注满，避免在充排注过程中管道内液位无法判断，并需要保证在运行制冷和加热系统时LM
‑
8冰河冷媒处于液体状态不凝结，能顺利为整个系统传输热量。
[0004]LM
‑
8冰河冷媒的特性如下：低温流动性强，降低系统能耗；阻止管壁结垢，保持系统清洁；减少凝结杂质，延长系统寿命；抑制液体挥发，减少使用消耗；阻止细菌霉变，防止生物污染。针对上述低温载冷剂的特性，需要对现有技术中液位观察用的视液装置进行改良以适配低温载冷剂的特性。
[0005]专利CN214010478U公开了一种便于液位观察的视液镜，包括安装管和视镜体，视镜体设置于安装管上，视镜体包括安装体和透视镜片，安装体朝向安装管内腔的一端设有通液板，通液板上开设有若干过液孔，视镜体内位于通液板与透视镜片之间形成有空腔，空腔内设有悬浮球，悬浮球的直径小于过液孔的直径。通过悬浮球的设置，悬浮球在视镜体内的漂浮高度间接表示了视液镜内制冷剂的液位高度，减小了制冷剂的显示误差，为观察者的观察提供了便利，具有提高视液镜对内部液位的显示精度的效果。但是，该专利无法实现低温载冷剂的排空和充注功能。

技术实现思路

[0006]针对上述存在的问题，本专利技术提供了飞机试验液位测量及控制系统。
[0007]本专利技术的技术方案是：飞机试验液位测量及控制系统，包括安装在待测管道上的出液管和回液管，与所述出液管相互连通的视液桶，与所述视液桶相互连通的积液包，所述积液包与所述回液管相互连通，所述出液管通过一组用于调节其角度及位置的调节机构与待测管道连接，出液管末端设有一组软管，所述软管的末端分叉为第一软管和第二软管，所述第一软管与所述视液桶底部连接，所述第二软管与所述积液包底部连接，第一软管和第二软管上均设有阀门，视液桶顶部通过第三软管与第二软管的阀门后端连接；所述视液桶可上下滑动地设置在所述积液包一侧，积液包外侧壁设有滑轨，视液
桶底部设有的滑块与所述滑轨滑动连接，视液桶正面设有竖直对应的两组视液镜，视液桶侧面设有竖直对应的两组电容液位计，所述视液镜和所述电容液位计交错设置，积液包上方一侧设有用于调节积液包内部压力的调节管，所述调节管上方设有氮气管，调节管末端通过第四软管与所述回液管连接。
[0008]进一步的，所述调节机构为弧形且套设在待测管道上，调节机构包括弧形轨和位于所述弧形轨内中部的若干固定块，弧形轨两内侧壁开设有滑槽，所述滑槽对应所述固定块中心的位置处开设有固定槽，所述出液管底部两侧各设有一组固定杆，所述固定杆与滑槽滑动连接且固定杆能够与所述固定槽卡接固定。通过调节机构能够及时调整出液管在待测管道上的位置，从而实现待测管道在充注及排空两种工况下管道内部液位的观测。
[0009]更进一步的，所述固定块内中部设有圆形孔，所述圆形孔底部设有两组拼接密封的活动挡板，所述活动挡板两侧的固定块内部设有用于容纳活动挡板的凹槽，活动挡板通过若干组位于所述凹槽内部的弹簧与凹槽末端连接，两组活动挡板连接处上端均具有倾斜部，且两个倾斜部之间形成三角形的凹槽，所述出液管底部设有用于与圆形孔密封配接的圆形挡板，所述圆形挡板内部套设有进液导管，所述进液导管底部两侧设有与两个活动挡板的倾斜部倾斜角度相同的推板，用于在与活动挡板接触时配合弹簧将活动挡板向两侧推开，待测管道管壁上对应圆形孔位置处设有开口。通过进液导管实现与调节机构的对接，并在对接过程中全程保持出液管以及待测管道的高密封性，有效防止了待测管道内载冷剂流出。
[0010]优选的，每组所述活动挡板连接的所述弹簧均为3组、4组或5组。多组弹簧能够使密封效果更好且不宜使弹簧疲劳。
[0011]优选的，所述进液导管从上往下依次贯穿所述出液管底部的垫层以及所述圆形挡板，进液导管与圆形挡板以及进液导管与所述垫层之间均为滑动连接，进液导管顶部设有齿槽板，垫层上表面一侧设有驱动电机，所述驱动电机的输出端连接有转动齿轮，所述转动齿轮与所述齿槽板啮合转动连接，出液管外部一侧设有驱动电机的控制开关，所述控制开关的输电线埋设在出液管侧壁和垫层内部。通过驱动电机控制进液导管的上下移动，使操作更便捷。
[0012]更进一步的，所述驱动电机外部设有防水外壳，保证了驱动电机的防水防潮性。
[0013]进一步的，所述氮气管上端连接设有氮气储罐，所述积液包内底部设有搅拌叶片，积液包外底部对称设有4组支腿，所述滑轨从两组所述支腿之间穿过。通过积液包的设置可存储一部分载冷剂并进行持续搅拌，可以减缓充注和排空过程中载冷剂的速度，使整个过程更稳定。
[0014]进一步的，所述滑块两侧各设有一组滑动齿轮，所述滑动齿轮嵌设在所述滑轨两侧壁内部的滑动槽内，所述滑动槽内部设有与滑动齿轮相啮合的齿，滑块内部设有用于驱动两组滑动齿轮同步转动的转动电机。通过该滑动连接方式保证了驱动过程稳定快速，且操作方便，自动化程度高。
[0015]本专利技术的有益效果是：（1）本专利技术的飞机试验液位测量及控制系统实现了在待测管道充注和排空两种工况下，及时准确地对液位进行测量和控制，适用范围广，同时积液包内部可存储一部分载冷剂，可以减缓充注和排空过程中载冷剂的流动速度，使整个过程更稳定。
[0016]（2）本专利技术的飞机试验液位测量及控制系统通过两种液位反馈方式交替设置，视液镜和电容液位计同步显示，可靠性高，同时多个阀门配合适用，能有效防止局部积液或者积气，且阀门、视液镜、电容液位计组成的系统运行成本低，检修维护方便、实用性强。
[0017]（3）本专利技术的飞机试验液位测量及控制系统通过调节机构能够在待测管道内不断流的情况下实现出液管的位置调整，从而使整个实验过程更加流畅，及时调整出液管在待测管道上的位置，从而实现待测管道在充注及排空两种工况下管道内部液位的观测，且调节过程密封性良好，不会导致管道内载冷剂流出，稳定高效。
附图说明
[0018]图1是本专利技术的控制系统整体结构示意图；图2是本专利技术的控制系统主视及内部结构示意图；图3是本专利技术的控制系统调节机构结构示意图；图4是本专利技术的控制系统出液管底部及固定块内部剖视图；图5是本专利技术的控制系统出液管底本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机试验液位测量及控制系统，其特征在于，包括安装在待测管道（1）上的出液管（2）和回液管（3），与所述出液管（2）相互连通的视液桶（4），与所述视液桶（4）相互连通的积液包（5），所述积液包（5）与所述回液管（3）相互连通，所述出液管（2）通过一组用于调节其角度及位置的调节机构（6）与待测管道（1）连接，出液管（2）末端设有一组软管（7），所述软管（7）的末端分叉为第一软管（71）和第二软管（72），所述第一软管（71）与所述视液桶（4）底部连接，所述第二软管（72）与所述积液包（5）底部连接，第一软管（71）和第二软管（72）上均设有阀门（75），视液桶（4）顶部通过第三软管（73）与第二软管（72）的阀门（75）后端连接；所述视液桶（4）可上下滑动地设置在所述积液包（5）一侧，积液包（5）外侧壁设有滑轨（51），视液桶（4）底部设有的滑块（41）与所述滑轨（51）滑动连接，视液桶（4）正面设有竖直对应的两组视液镜（42），视液桶（4）侧面设有竖直对应的两组电容液位计（43），所述视液镜（42）和所述电容液位计（43）交错设置，积液包（5）上方一侧设有用于调节积液包（5）内部压力的调节管（52），所述调节管（52）上方设有氮气管（53），调节管（52）末端通过第四软管（74）与所述回液管（3）连接。2.根据权利要求1所述的飞机试验液位测量及控制系统，其特征在于，所述调节机构（6）为弧形且套设在待测管道（1）上，调节机构（6）包括弧形轨（61）和位于所述弧形轨（61）内中部的若干固定块（62），弧形轨（61）两内侧壁开设有滑槽（63），所述滑槽（63）对应所述固定块（62）中心的位置处开设有固定槽（64），所述出液管（2）底部两侧各设有一组固定杆（21），所述固定杆（21）与滑槽（63）滑动连接且固定杆（21）能够与所述固定槽（64）卡接固定。3.根据权利要求2所述的飞机试验液位测量及控制系统，其特征在于，所述固定块（62）内中部设有圆形孔（66），所述圆形孔（66）底部设有两组拼接密封的活动挡板（67），所述活动挡板（67）两侧的固定块（62）内部设有用于容纳活动挡板（67）的凹槽（68），活动挡板（67）通过若干组位于所述凹槽（68）...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，吴敬涛，任战鹏，李剑，马建军，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：