一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统及测试方法技术方案

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系统及测试方法，采用对流换热方式对试验腔进行环境模拟，通过对试验腔及送风方式的优化，保证试验腔温场的均匀性。模拟测试系统安装在试验腔外部；被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接安装在试验腔内,被测舵面下面连接有加载连杆穿过试验腔体上的密封装置与加载装置连接，加载装置安装在加载基座上。入口静压腔与出口静压腔固定在试验腔两端；冷源、汽化器、电加热装置、干燥过滤器、循环风机与回收气站通过管道和调节阀连接。各部件及传感器分别与测控机柜连接,并通过总线与上位计算机1连接。在模拟环境中对舵传动机构性能进行测试实验，也适合于其它类型飞行器测试需求。

Simulation test system and test method for rudder drive mechanism of aircraft

The invention discloses a test system for simulating aircraft rudder transmission mechanism and test method, the convection heat transfer way of environment simulation of the test chamber, the test chamber and optimization of ventilation, ensure the uniformity of the temperature field of the test chamber. The simulation test system installed in the test chamber outside; tested and measured steering rudder installed in the test chamber by rudder driving device is connected, the measured rudder below is connected with a connecting rod passes through the loading test on the cavity sealing device and loading device connection, loading device installed on the loading base. The inlet static pressure chamber and the outlet static pressure chamber are fixed at both ends of the test cavity, and the cold source, the carburetor, the electric heating device, the drying filter and the circulating fan are connected with the recovery gas station through a pipeline and an adjusting valve. Each component and sensor is respectively connected with the measuring and controlling cabinet, and is connected with the upper computer 1 through the bus. In the simulation environment, the performance test of rudder transmission mechanism is also suitable for other types of aircraft testing requirements.

【技术实现步骤摘要】
一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统及测试方法
本专利技术属于测试与试验
，具体地说，涉及一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统及测试方法。
技术介绍
在航空航天领域，航天飞行器在保证正常的飞行状态的同时，还必须承受空间环境的恶劣的温度环境，在穿越大气层和返回再入的过程中，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必须的。针对舵操纵系统，在外部热防护系统的保护下，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℃。考虑到设计的可靠性，需要测试的温度范围为-100～100℃。目前应用于飞行器地面环境的测试系统，有大型环境模拟试验系统和小型试验箱模拟系统。大型环境模拟试验系统，如文献《NASA-N77-17499》中介绍的美国麦金利气候试验室，主实验室总体积9.3×104m3，可进行大型军民整机的各种类型气候试验，但是造价十分昂贵，试验成本较高。小型试验箱模拟系统，如专利CN103341375A“高低温环境试验系统”，专利CN104670523A“一种高低温环境模拟试验设备”,均采用固定试验的箱体密封式结构，无法满足机体测试时舵面的运动需求；若采用固定的箱式结构，在安装外部加载测试装置与传感器时存在诸多不便；若安装在试验箱内部，对传感器及装置提出更高要求，相对成本较高；若安装在试验箱外部，不能满足复杂的测试试验的要求。专利CN102091663中公开了一种“柔性的可变容积的高低温试验箱”,利用外部驱动与柔性材料结合，实现可变容积，但是温度范围限制为-50℃～50℃，并采用了蒸发、喷淋结构较为复杂的装置，占用空间大，成本高，无法应用在小型化的测试现场。在专利CN103691500中提出了“一种受控柔性腔体高低温环境模拟系统”对上述装置进行了改进，由氮气在系统内进行循环进行环境温度的控制，但是由于采用了升降台装置，只能实现上下往复运动，不适应舵面运动测试的复杂测试环境。
技术实现思路
为了避免现有技术存在的不足，克服传统测试系统无法满足在高低温模拟环境下进行舵传动机构动态性能的测试需求；本专利技术提出一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统及测试方法。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:包括上位计算机、测控机柜、汽化器、冷源阀、液氮瓶、汽化调节阀、循环风机、通气阀、回收气站、气体调节阀、电加热装置、氮气调节阀、干燥过滤器、入口静压腔、绝热试验腔、热电阻传感器、加载装置、加载基座、直滑式位移传感器、密封装置、被测舵机、被测舵面、出口静压腔、排气阀、排气头、入口压差传感器、出口压差传感器、位移传感器、拉压力传感器、舵传动机构，其特征在于所述被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接安装在绝热试验腔内，被测舵面下面连接有加载连杆,加载连杆穿过安装在绝热试验腔体上的密封装置与加载装置连接，加载装置上安装有直滑式位移传感器和拉压力传感器，加载装置安装在加载基座；液氮瓶通过冷源阀与液氮管道和汽化器相连接；汽化器与电加热装置通过汽化调节阀和通气阀相连接，电加热装置与干燥过滤器连接；汽化器的另一管道通过汽化调节阀、低温氮气管道和氮气调节阀、干燥过滤器相连接；所述干燥过滤器采用不锈钢圆柱形外壳，内置活性炭滤芯和硅胶干燥剂，干燥过滤器与入口静压腔相连接；入口静压腔与出口静压腔固定在绝热试验腔两端,并在入口静压腔与出口静压腔端部分别安装入口压差传感器和出口压差传感器,出口静压腔通过排气阀与排气头连接；出口静压腔通过另一管道和气体调节阀与回收气站相连接；回收气站出口与循环风机连接并通过汽化调节阀连接在汽化器出口处；循环风机、加载装置及传感器分别与测控机柜相连接,测控机柜通过总线与上位计算机连接。一种采用所述用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统进行模拟测试的测试方法，其特征在于包括以下步骤:步骤1.选择测试所需的模拟环境；高温环境模拟或低温环境模拟；步骤2.开启冷源阀门，低温液氮进入汽化器，调节汽化器汽化调节阀；若选择低温环境模拟，则关闭电加热装置通气阀，调节并行管道氮气调节阀；若选择高温环境模拟，则关闭并行管道氮气调节阀，调节电加热装置的通气阀和电加热装置功率；步骤3.关闭回收气站阀门，开启排气阀，排气20～40分钟，对绝热试验腔本身的空气进行置换；步骤4.关闭排气阀，开启回收气站气体调节阀，调节循环风机的功率,调节范围为0.5～2KW；上位计算机检测环境试验腔内的温度和压强，目标温度范围为-100～100C，正常工作时内外压差值为10～50Pa；等待温度达到所设置试验目标温度，且温场均匀,即温度传感器检测环境温差；步骤5.上位计算机设定舵机控制信号，使待测舵机按照设定指令运动；步骤6.上位计算机设定加载装置加载信号，在待测舵面上施加所设定的动态负载；步骤7.上位计算机记录位移传感器，拉压力传感器的测试信号，绘制测试曲线，计算待测舵机、舵面及传动机构的静态和动态性能指标。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系统及测试方法，采用对流换热方式对非真空绝热试验腔进行环境模拟，通过对绝热试验腔和送风方式的优化，保证了绝热试验腔温场的均匀性，满足飞行器舵传动机构测试对环境模拟技术的要求，降低能耗损失；采用非真空绝热被制成的绝热试验腔，具有柔性材料与内部弹性支撑配合，可充分配合舵面传动的运动需求；测试系统安装在试验腔外部，加载连杆穿过试验腔外部壳体、经密封装置，降低了漏气量和热量损失，降低了测试系统的成本。对试验环境气体进行回收利用，节约试验成本。在模拟环境中对舵传动机构进行测试实验，可充分检测舵传动机构的性能，提高飞行器研发和测试效率。模拟测试系统及测试方法也适用于其它类型飞行器的测试需求。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系统及测试方法作进一步详细说明。图1为本专利技术空天飞机地面模拟测试系统示意图。图中:1.上位计算机2.测控机柜3.汽化器4.冷源阀5.液氮瓶6.汽化调节阀7.循环风机8.通气阀9.回收气站10.气体调节阀11.电加热装置12.氮气调节阀13.干燥过滤器14.入口静压腔15.绝热试验腔16.热电阻传感器17.加载装置18.加载基座19.直滑式位移传感器20.密封装置21.被测舵机22.被测舵面23.出口静压腔24.排气阀25.排气头26.入口压差传感器27.出口压差传感器28.液氮管道29.汽化器管道30.高温氮气管道31.低温氮气管道32.回收氮气管道33.位移传感器34.拉压力传感器35.舵传动机构具体实施方式本实施实例是一种空天飞机地面模拟测试系统及测试方法。参阅图1,本实施实例用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统，包括上位计算机1、测控机柜2、汽化器3、冷源阀4、液氮瓶5、汽化调节阀6、循环风机7、通气阀8、回收气站9、气体调节阀10、电加热装置11、氮气调节阀12、干燥过滤器13、入口静压腔14、绝热试验腔15、热电阻传感器16、加载装置17、加载基座18、直滑式位移传感器19、密封装置20、被测舵机21、被测舵面22、出口静压腔23、排气阀24、排气头25、入口压差传感器26、出口压差传感器27、位移传感器33、拉压力传感器34、舵传动机本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统，包括上位计算机、测控机柜、汽化器、冷源阀、液氮瓶、汽化调节阀、循环风机、通气阀、回收气站、气体调节阀、电加热装置、氮气调节阀、干燥过滤器、入口静压腔、绝热试验腔、热电阻传感器、加载装置、加载基座、直滑式位移传感器、密封装置、被测舵机、被测舵面、出口静压腔、排气阀、排气头、入口压差传感器、出口压差传感器、位移传感器、拉压力传感器、舵传动机构，其特征在于:所述被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接安装在绝热试验腔内，被测舵面下面连接有加载连杆,加载连杆穿过安装在绝热试验腔体上的密封装置与加载装置连接，加载装置上安装有直滑式位移传感器和拉压力传感器，加载装置安装在加载基座；液氮瓶通过冷源阀与液氮管道和汽化器相连接；汽化器与电加热装置通过汽化调节阀和通气阀相连接，电加热装置与干燥过滤器连接；汽化器的另一管道通过汽化调节阀、低温氮气管道和氮气调节阀、干燥过滤器相连接；所述干燥过滤器采用不锈钢圆柱形外壳，内置活性炭滤芯和硅胶干燥剂，干燥过滤器与入口静压腔相连接；入口静压腔与出口静压腔固定在绝热试验腔两端,并在入口静压腔与出口静压腔端部分别安装入口压差传感器和出口压差传感器,出口静压腔通过排气阀与排气头连接；出口静压腔通过另一管道和气体调节阀与回收气站相连接；回收气站出口与循环风机连接并通过汽化调节阀连接在汽化器出口处；循环风机、加载装置及传感器分别与测控机柜相连接,测控机柜通过总线与上位计算机连接。...

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器舵传动机构的模拟测试系统，包括上位计算机、测控机柜、汽化器、冷源阀、液氮瓶、汽化调节阀、循环风机、通气阀、回收气站、气体调节阀、电加热装置、氮气调节阀、干燥过滤器、入口静压腔、绝热试验腔、热电阻传感器、加载装置、加载基座、直滑式位移传感器、密封装置、被测舵机、被测舵面、出口静压腔、排气阀、排气头、入口压差传感器、出口压差传感器、位移传感器、拉压力传感器、舵传动机构，其特征在于:所述被测舵机与被测舵面通过舵传动机构连接安装在绝热试验腔内，被测舵面下面连接有加载连杆,加载连杆穿过安装在绝热试验腔体上的密封装置与加载装置连接，加载装置上安装有直滑式位移传感器和拉压力传感器，加载装置安装在加载基座；液氮瓶通过冷源阀与液氮管道和汽化器相连接；汽化器与电加热装置通过汽化调节阀和通气阀相连接，电加热装置与干燥过滤器连接；汽化器的另一管道通过汽化调节阀、低温氮气管道和氮气调节阀、干燥过滤器相连接；所述干燥过滤器采用不锈钢圆柱形外壳，内置活性炭滤芯和硅胶干燥剂，干燥过滤器与入口静压腔相连接；入口静压腔与出口静压腔固定在绝热试验腔两端,并在入口静压腔与出口静压腔端部分别安装入口压差传感器和出口压差传感器,出口静压腔通过排气阀与排气头连接；出口静压腔通过另一管道和气体调节阀与回收气站相连接；回收气站出口与循环风机连...

【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