一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置，用于在高低温环境中对舵传动机构的性能进行模拟测试；模拟测试装置采用非真空绝热材料与内部支撑制成柔性绝热腔体；在柔性非真空环境试验腔的入口和出口处设置静压腔，使高温氮气和低温氮气均匀的流入柔性非真空环境试验腔，在柔性非真空环境试验腔内部，实现均匀的高温模拟环境或者低温模拟环境。柔性非真空环境试验腔外部安装加载测试设备，及安装于柔性非真空环境试验腔的密封膜盒结构，液压马达驱动加载连杆配合被测舵面传动的运动，同时对连杆与柔性非真空环境试验腔间进行密封处理，增强了腔体的保温性能。模拟测试装置结构简单，降低了试验成本，空间利用率高。

An analog test device for aircraft rudder drive mechanism

The invention discloses a simulation testing device for aircraft rudder transmission mechanism, used in high temperature environment on the performance of the rudder transmission mechanism simulation test; simulation test device using non vacuum insulation materials and internal support made of flexible insulation cavity; setting the hydrostatic cavity in flexible non vacuum environment test chamber entrance and exit the high temperature, nitrogen and nitrogen into the flexible and non vacuum environment test chamber in the internal uniform, flexible and non vacuum environment test chamber, to achieve uniform high temperature or low temperature environment simulation simulation environment. Flexible and non vacuum environment test chamber external load test equipment installation, and the sealing film box structure mounted on the flexible and non vacuum environment test chamber, hydraulic motor driven load connecting rod measured rudder motion, the connecting rod and the flexible and non vacuum environment test chamber between the sealing treatment, enhance the thermal performance of cavity. The simulation test device has the advantages of simple structure, low test cost and high space utilization.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行器地面试验与测试领域，具体地说，涉及一种用于航天飞行器的在高低温环境中对舵传动机构进行性能测试的地面模拟测试装置。
技术介绍
航天飞行器是一种既能在大气层内飞行，也能在大气层外飞行的飞行器。除了在空间环境中要遭受恶劣的温度环境之外，在跨越大气层和返回再入的过程中，更是要经历上千度的高温和急速的温度变化，最高可至1800℃。所以在航天飞行器研究与设计过程中，可靠有效地地面模拟温度试验是非常必要的。通常采用外用复合材料制成的隔热瓦来保证机载设备工作在合适的温度，尽管如此，机载设备仍处于一个较高的工作温度。系统测试对象主要是舵面操纵系统，在航天飞行器外部热防护系统的保护下，内部的载人座舱内温控要求一般为25～32℃，而外部的机载设备和其它设备的要求相对较低，一般为:-50～50℃。但对于试验的可靠性，需要测试的温度范围为:-100～100℃。现有公开的技术文献“KM7大型空间环境模拟器研制[C]”(中国真空学会2012学术年会，2012)中描述了一种大型空间模拟器，该模拟器主要由热红外辐射方式来实现高温模拟，冷氮系统实现低温模拟；但造价和试验成本十分高昂，满足大型航天器或整星的测试需求。专利CN104670523中公开了“一种高低温环境模拟试验设备”,该试验设备采用箱盒式试验环境，用于产品的静态测试，不能适应产品运动状况下的测试试验，并且对产品的尺寸大小有限制，通用性差。在专利CN104588135中提出了“一种大型高低温环境模拟试验箱内舱体结构”该结构为了解决对大型设备的测试，利用方钢、瓦楞板、玻璃钢实现一种大型模拟试验箱；成本费用较高，空间利用率低，在进行运动装置的测量时同样受到限制。
技术实现思路
为了避免现有技术存在的不足，本专利技术提出一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置；该模拟测试装置采用柔性非真空绝热材料组成，体积调节可变，空间利用率高，对装置尺寸的适应性强，适用于飞行器舵面机传动机构运动状态下的高低温性能测试。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:包括试验腔体、入口静压腔、出口静压腔、基座、被测舵机、舵传动机构、被测舵面、密封膜盒、加载连杆、液压马达、支撑机构、固定圈、静压腔外壳、孔板、密封板、带圈、绝热密封胶带，所述试验腔体两端通过支撑机构与入口静压腔和出口静压腔连接，被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接，并安装在试验腔内的基座上,位于被测舵面的下方的试验腔体底部开有圆孔，用于固定安装密封膜盒，液压马达位于试验腔体下方固定在安装座上,加载连杆一端穿过密封膜盒的圆通孔，通过耳叉连接在被测舵面底部的加载环上，加载连杆另一端与液压马达通过联轴器连接；所述入口静压腔与所述出口静压腔采用不锈钢圆柱形外壳，内部设有玻璃钢制孔板，孔板上均布若干小孔，入口静压腔与出口静压腔外端部安装有不锈钢密封板和固定圈，入口静压腔外端部连接有测试管道和进气管道，出口静压腔外端部有出口管道、排气管道、出口测试管道分别与微压差传感器、排气阀门、气体回收管道连接；所述密封膜盒为直径梯度增大的带圈组成塔状结构，带圈采用双层聚酯纤维包裹，中间设有圆通孔，加载连杆与圆通孔之间用绝热密封胶带密封，密封膜盒固定在试验腔底部。所述试验腔体采用多层绝热纸和镀铝聚酯薄膜复合制成，中间填充气凝胶。有益效果本专利技术提出的一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置。采用非真空绝热被与内部支撑制成的柔性绝热试验腔体，在保持外形的同时具有一定的形变能力，可充分配合舵面传动的运动需求；在柔性非真空环境试验腔的入口和出口处设置静压腔，使高温氮气或低温氮气均匀的流入柔性非真空环境试验腔，在柔性非真空环境试验腔内部，实现均匀的高温模拟环境或者低温模拟环境；为配合试验腔模拟环境安装有加载测试设备，以及安装于柔性非真空环境试验腔的密封膜盒，在满足加载设备运动需求的同时，对连杆与柔性非真空环境试验腔间进行密封处理，增强试验腔体的保温性能。本专利技术用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置与现有大型试验箱相比，适应性强，降低了试验成本，空间利用率高。附图说明下面结合附图和实施方式对本专利技术一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置作进一步详细说明。图1为本专利技术用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置仰视图。图2为本专利技术用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置示意图。图3为本专利技术模拟测试装置的入口静压腔示意图。图4为本专利技术模拟测试装置的入口静压腔剖视图。图5为本专利技术模拟测试装置的出口静压腔示意图。图6为本专利技术模拟测试装置的出口静压腔剖视图。图7为本专利技术模拟测试装置的密封膜盒仰视图。图8为本专利技术模拟测试装置的密封膜盒示意图。图中:1.试验腔体2.入口静压腔3.出口静压腔4.基座5.被测舵机6.舵传动机构7.被测舵面8.密封膜盒9.加载连杆10.液压马达11.支撑机构12.进气管道13.测试管道14.固定圈15.静压腔外壳16.孔板17.密封板18.出口管道19.排气管道20.出口测试管道21.圆通孔22.带圈23.绝热密封胶带具体实施方式本实施例是一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置。模拟测试装置用于在高温环境或低温环境中,对舵传动机构进行性能测试的模拟测试。模拟测试装置采用非真空绝热材料与内部支撑制成柔性绝热腔体；在柔性非真空环境试验腔的入口和出口处设置静压腔，使高温氮气或低温氮气均匀的流入柔性非真空环境试验腔，在柔性非真空环境试验腔内部，实现均匀的高温模拟环境或者低温模拟环境；模拟测试装置结构简单，降低了试验成本，空间利用率高。参阅图1～图8，本实施例用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置，由试验腔体1、入口静压腔2、出口静压腔3、基座4、被测舵机5、舵传动机构6、被测舵面7、密封膜盒8、加载连杆9、液压马达10、支撑机构11、固定圈14、静压腔外壳15、孔板16、密封板17、带圈22、绝热密封胶带23和进气管道12、测试管道13、出口管道18、排气管道19、出口测试管道20、圆通孔21组成；其中，试验腔体1两端通过支撑机构11与入口静压腔2和出口静压腔3连接,被测舵机5与被测舵面7通过舵传动机构6连接，并安装在试验腔1内的基座4上；位于被测舵面7的下方的试验腔体1底部加工有圆孔，用于固定安装密封膜盒8。液压马达10位于试验腔体1下方固定在安装座上；加载连杆9一端穿过密封膜盒8通过耳叉连接在被测舵面7底部的加载环上，加载连杆9另一端与液压马达10通过联轴器连接。本实施例中，试验腔体1采用多层绝热纸和多层镀铝聚酯薄膜复合制成，中间填充气凝胶，导热率极低，实现非真空绝热效果。试验腔体1内部支撑采用不锈钢支架和弹性良好的碳纤维支架组成，保持非真空柔性试验腔体1的形状，同时适应一定的形变需求。试验腔体1两端的入口静压腔2和出口静压腔3采用不锈钢圆柱形外壳，内部设有玻璃钢制孔板16，孔板16上均布若干小孔，入口静压腔2和与出口静压腔3外端部安装有不锈钢密封板17，入口静压腔2外端部连接有测试管道13和进气管道12；出口静压腔3外端部有出口管道18、排气管道19、出口测试管道20分别与微压差传感器、排气阀门、气体回收管道连接。固定圈14和静压腔外壳15配合使用。入口静压腔2内设的圆形孔板16厚度为10cm，孔板16上均布的圆形小孔直径为4mm～8mm，小孔加工面积占总阀横截面面积的30～本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置，其特征在于:包括试验腔体、入口静压腔、出口静压腔、基座、被测舵机、舵传动机构、被测舵面、密封膜盒、加载连杆、液压马达、支撑机构、固定圈、静压腔外壳、孔板、密封板、带圈、绝热密封胶带，所述试验腔体两端通过支撑机构与入口静压腔和出口静压腔连接，被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接，并安装在试验腔内的基座上,位于被测舵面的下方的试验腔体底部开有圆孔，用于固定安装密封膜盒，液压马达位于试验腔体下方固定在安装座上,加载连杆一端穿过密封膜盒的圆通孔，通过耳叉连接在被测舵面底部的加载环上，加载连杆另一端与液压马达通过联轴器连接；所述入口静压腔与所述出口静压腔采用不锈钢圆柱形外壳，内部设有玻璃钢制孔板，孔板上均布若干小孔,入口静压腔与出口静压腔外端部安装有不锈钢密封板和固定圈，入口静压腔外端部连接有测试管道和进气管道,出口静压腔外端部有出口管道、排气管道、出口测试管道分别与微压差传感器、排气阀门、气体回收管道连接；所述密封膜盒为直径梯度增大的带圈组成塔状结构，带圈采用双层聚酯纤维包裹，中间设有圆通孔，加载连杆与圆通孔之间用绝热密封胶带密封，密封膜盒固定在试验腔底部。...

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试装置，其特征在于:包括试验腔体、入口静压腔、出口静压腔、基座、被测舵机、舵传动机构、被测舵面、密封膜盒、加载连杆、液压马达、支撑机构、固定圈、静压腔外壳、孔板、密封板、带圈、绝热密封胶带，所述试验腔体两端通过支撑机构与入口静压腔和出口静压腔连接，被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接，并安装在试验腔内的基座上,位于被测舵面的下方的试验腔体底部开有圆孔，用于固定安装密封膜盒，液压马达位于试验腔体下方固定在安装座上,加载连杆一端穿过密封膜盒的圆通孔，通过耳叉连接在被测舵面底部的加载环上，加载连杆另一端与液压马达通过联轴器连接；所述入口...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁朝辉，樊哲，吴洋，李飞，程培，张强，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61