机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统技术方案

本实用新型专利技术属于综合环境试验系统技术领域，涉及机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统。包括控制系统(1)、振动系统(2)、连接管路Ⅰ(3)、温压监测采集区(4)、加热、冷却系统(5)、连接管路Ⅱ(6)和空气压缩机(7)；本实用新型专利技术通过合理搭建，将环控系统的工作温度、压力综合调节并与振动系统通过管路相接，来模拟飞机管路中温度传感器所处的综合工况，可同时提供温度、压力及施加振动应力的综合试验验证环境系统。该系统主要应用于模拟飞机管路中温度传感器所感受的温、压、振的综合工况的相关验证试验的开展，且该系统连接或拆卸方便，效率高。效率高。效率高。

【技术实现步骤摘要】
机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统


[0001]本技术属于综合环境试验系统
，涉及机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统。

技术介绍

[0002]机载温度传感器多装在各种飞机管路中，随着机载产品的试验验证要基于模拟其实际装机要求的明确化，一种能模拟温度传感器在飞机管路中感受的综合工况的实现迫在眉睫。现有的综合环境试验系统一般以综合试验箱的形式提供，如温度
‑
湿度
‑
高度
‑
振动四综合试验箱，其所提供的综合环境试验系统的环境温度一般在
‑
55℃～150℃，压力为低于大气压的试验条件，这种综合试验箱无法满足机载温度传感器所需求的风道管路内提供高温，同时施加正压与振动应力的综合环境试验验证需求。故本技术搭建一种适用于机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统，可实现高温、正压及振动的综合试验验证环境系统。

技术实现思路

[0003]本技术的目的在于提供一种应用于温度传感器的综合验证试验环境系统，以解决现有的综合环境试验箱无法实现的高温、正压及振动的综合工况的问题。
[0004]为达此目的，本技术采用以下技术方案：
[0005]机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统，包括控制系统、振动系统、连接管路Ⅰ、温压监测采集区、加热、冷却系统、连接管路Ⅱ和空气压缩机。所述控制系统与所述振动系统通过电路及压电式加速度计的信号线相连，所述控制系统与所述温压监测采集区通过电路及温、压传感器的信号线相连，所述控制系统与所述空气压缩机通过电路及流量传感器的信号线相连；所述振动系统与所述温、压监测采集区通过所述连接管路Ⅰ连接；所述加热、冷却系统与所述空气压缩机通过所述连接管路Ⅱ连接,所述连接管路Ⅰ(3)为柔性金属软管。
[0006]振动系统包括振动台、温度传感器固定支架、振动控制区和压力调节板。温度传感器固定支架固定在所述振动台中心，振动控制区与温度传感器固定支架通过高温粘结剂连接，压力调节板与温度传感器固定支架活动连接，温度传感器固定支架与连接管路Ⅰ固定连接。
[0007]振动控制区包括压电式加速度计Ⅰ、压电式加速度计Ⅱ、温度传感器、胶木块Ⅰ和胶木块Ⅱ；压电式加速度计Ⅰ通过三面胶接于所述胶木块Ⅰ的凹型槽内，胶木块Ⅰ固定连接在温度传感器固定支架上表面；压电式加速度计Ⅱ通过三面胶接于胶木块Ⅱ的凹型槽，胶木块Ⅱ固定连接在温度传感器固定支架上表面。
[0008]压力调节板包括温度传感器固定支架的端板和压力调节板，其中压力调节板具有4个腰形孔和1个出气孔，压力调节板与温度传感器固定支架一端端板通过螺栓配合腰形孔连接，出气孔位于调节板板下部三分之一处，其水平轴线与底部两腰形孔水平轴线重合。
[0009]作为优选，所述的振动系统，所述压电式加速度计Ⅰ和压电式加速度计Ⅱ为耐高温型压电式加速度计，其型号为YMC2107CM。
[0010]作为优选，所述的振动系统，所述压电式加速度计Ⅰ和压电式加速度计Ⅱ通过胶木块Ⅰ和胶木块Ⅱ桥接的方式与温度传感器固定支架固定于温度传感器两端，以温度传感器为中心在温度传感器固定支架上对称分布。
[0011]作为优选，所述的振动系统，所述温度传感器固定支架包括温度传感器的水平和垂直安装区，温度传感器通过本体螺纹安装在温度传感器固定支架水平安装区时，垂直安装区通过螺钉与四角带螺纹的安装板密封温度传感器固定支架的腔体。温度传感器通过本体螺纹安装在温度传感器固定支架垂直安装区时，水平安装区通过螺钉与四角带螺纹的安装板密封温度传感器固定支架的腔体。
[0012]本技术的有益效果：
[0013]1)振动控制区的压电式加速度计所在区域温场为290℃高温，其安装无法采用常温粘结剂用规粘结的安装方式，若采用特制耐高温的粘结剂需至少提前 12h将压电式加速度计与温度传感器固定支架相粘结、烘烤固化后方可使用，周期长，且高温振动过程中易脱落。本技术采用将胶木块预制成与压电式加速度计匹配的凹型槽，底部留有螺纹孔，使用螺钉固定在温度传感器固定支架上表面，压电式加速度计通过三面胶接于胶木块凹型槽内的方式，胶木块隔热，采用常规耐高温粘结剂DG3S，将压电式加速度计与胶木块相粘结、固化后使用，固化周期短，且高温振动过程中连接可靠。
[0014]2)振动控制区的压电式加速度计所在区域温场为290℃高温，若采用常温压电式加速度计在290℃高温条件下失灵，振动系统无法起振，本技术采用耐受高温的压电式加速度计，在290℃高温条件下正常、可靠工作。
[0015]3)压力调节板若采用常规的管路压力调节阀，由于压力调节阀自身质量大，与安装温度传感器固定支架一端端板通过螺栓配合安装法兰连接后，在振动试验条件下造成温度传感器固定支架谐振现象，振动台无法起振。本技术采用压力调节板代替管路压力调节阀，压力调节板自身质量轻，且调节压力操作简单、快捷。
[0016]4)连接管路Ⅰ若采用普通刚性管路，在振动条件下温、压采集区管路会被带动一起振动，安装螺钉出现断裂，无法起振。连接管路Ⅰ选用一种柔性金属软管，将温度传感器固定支架一端与温、压采集区管路有效、可靠连接，使得带有温、压的气流能传递到振动系统，实现温、压、振的综合试验环境。
[0017]5)综合试验验证环境系统的各分系统硬件的组装连接均为机械连接，能够有效避免因某个部件损坏导致整个系统无法应用的风险。
附图说明
[0018]图1是本技术具体实施例分解示意图；
[0019]图2是本技术具体实施例提供的压电式加速度计安装固定支架上的结构图；
[0020]图3是本技术具体实施例提供的压力调节板结构图。
[0021]图1中：1、控制系统；2、振动系统；21、振动台；22、温度传感器固定支架；23、振动控制区；231、胶木块Ⅰ；232、胶木块Ⅱ；233、压电式加速度计Ⅰ；234、压电式加速度计Ⅱ；235、温度传感器；24、压力调节板；3、连接管路Ⅰ；4、温、压监测采集区；41、温度传感器；42、压力传
感器；43、流量传感器；5、加热、冷却系统；6、连接管路Ⅱ；7、空气压缩机。
具体实施方式
[0022]下面结合附图和实施例对本技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分而非全部结构。
[0023]本技术提供机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统，通过合理搭建，将环控系统的温度、压力综合调节并与振动系统通过管路相接，设计成可同时提供温、正压及振动应力的综合试验验证环境系统。其可实现温度为(290
±
10)℃，正压压力为(3.8
±
0.2)bar，流量在0～30m/s范围，随机振动频率10HZ～2000HZ量值2g～18.5g的综合本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统，其特征在于，包括控制系统(1)、振动系统(2)、连接管路Ⅰ(3)、温压监测采集区(4)、加热、冷却系统(5)、连接管路Ⅱ(6)和空气压缩机(7)；所述控制系统(1)与所述振动系统(2)通过电路及振动系统(2)的压电式加速度计的信号线相连，所述控制系统(1)与所述温压监测采集区(4)通过电路及温、压传感器的信号线相连，所述控制系统(1)与所述空气压缩机(7)通过电路及流量传感器的信号线相连；所述振动系统(2)与所述温压监测采集区(4)通过所述连接管路Ⅰ(3)连接；所述加热、冷却系统(5)与所述空气压缩机(7)通过所述连接管路Ⅱ(6)连接,所述连接管路Ⅰ(3)为柔性金属软管。2.根据权利要求1所述的机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统，其特征在于，振动系统(2)包括振动台(21)、温度传感器固定支架(22)、振动控制区(23)和压力调节板(24)；所述温度传感器固定支架(22)固定在所述振动台(21)中心，所述振动控制区(23)与所述温度传感器固定支架(22)通过高温粘结剂连接，所述压力调节板(24)与所述温度传感器固定支架(22)活动连接，所述温度传感器固定支架(22)与所述连接管路Ⅰ(3)固定连接。3.根据权利要求2所述的机载温度传感器模拟飞机管路中环境的综合试验验证系统，其特征在于，振动控制区(23)包括压电式加速度计Ⅰ(233)、压电式加速度计Ⅱ(234)、温度传感器(235)、胶木块Ⅰ(231)和胶木块Ⅱ(232)；所述压电式加速度计Ⅰ(233)通过三面胶接于所述胶木块Ⅰ(231)的凹型槽内，所述胶木块Ⅰ(231)固定连接在温度传感器固定支架(22)上表面；所述压电式加速度计Ⅱ(234)...

【专利技术属性】
技术研发人员：马柏慧，王亚娟，吴宏丽，林旭涛，张玉明，石封茶，
申请(专利权)人：天津航空机电有限公司，
类型：新型
国别省市：