本实用新型专利技术涉及航空液压导管应力测试技术领域，具体为航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，包括试验装置端，包括航空液压导管、设置在所述航空液压导管内的加热棒、温度传感器，所述试验装置端用于模拟胶液在航空液压导管应力测试中受到的不同温度；试验装置端控制箱，包括与所述加热棒连接的固态继电器、与所述温度传感器、固态继电器连接的温控器，所述试验装置端控制箱用于对航空液压导管进行精确控温。本实用新型专利技术通过提供一种航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，解决了前期必须结合飞机发动机试车进行试验从而使得试验成本提高的问题。降低了试验成本以及简化了试验流程。降低了试验成本以及简化了试验流程。降低了试验成本以及简化了试验流程。
【技术实现步骤摘要】
航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置
[0001]本技术涉及航空液压导管应力测试
，具体为航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置。
技术介绍
[0002]航空液压导管应力测试中，电阻应变片需要用胶液粘贴在金属导管的表面。目前所采用的胶液为502胶，在实际应用中，尽管试验件的工作温度与胶的应用条件基本吻合，但受环境温度的影响，以及粘贴时间的长短受试验进度控制，胶的性能发生会变化。一方面在发动机开车过程中，液压导管内部油液的温度一般在50℃—60℃，局部可达70℃，对胶液的耐温范围提出考验。另一方面在发动机试车过程中开展试验成本极高，因此，需制定一种航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，以对胶液受温度的影响进行研究。
技术实现思路
[0003]为了解决上述技术问题，本技术提出了一号航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置。以降低前期必须结合飞机发动机试车进行试验的成本，简化试验流程的目的。
[0004]本技术所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
[0005]航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，包括：
[0006]试验装置端，包括航空液压导管、设置在所述航空液压导管内的加热棒、温度传感器，所述试验装置端用于模拟胶液在航空液压导管应力测试中受到的不同温度；
[0007]试验装置端控制箱，包括与所述加热棒连接的固态继电器、与所述温度传感器、固态继电器连接的温控器，所述试验装置端控制箱用于对航空液压导管进行精确控温。
[0008]优选地，所述航空液压导管包括管体、设置在所述管体两端的平管嘴、与所述平管嘴连接的管螺帽、安装在所述管体两端端口且与所述管螺帽连接的堵帽，所述加热棒、温度传感器对应穿过位于所述管体两端的堵帽伸入到所述管体内。
[0009]优选地，所述加热棒、温度传感器与所述堵帽之间设置有密封圈。
[0010]优选地，所述加热棒、温度传感器上对应开设有流体入口和流体出口。
[0011]优选地，所述温度传感器为PT100温度传感器。
[0012]优选地，所述试验装置端控制箱还包括与所述加热棒、温控器、固态继电器连接的开关电源、与所述开关电源连接的按钮开关、与所述按钮开关连接的循环泵、与所述循环泵连接的冷却水箱，所述固态继电器与所述加热棒之间依次连接有电压表、电流表、加热指示灯，所述循环泵、冷却水箱分别与所述航空液压导管的流体入口、流体出口对应连接。
[0013]优选地，所述温控器为PID温控器。
[0014]优选地，所述固态继电器为SSR
‑
100D固态继电器。
[0015]本技术的有益效果是：
[0016]本技术通过提供一种航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，解决了前期必须结合飞机发动机试车进行试验从而使得试验成本提高的问题。降低了试验成本以及简化了试验流程。
附图说明
[0017]下面结合附图和实施例对本技术进一步说明：
[0018]图1为本技术的工作原理示意图；
[0019]图2为本技术中试验装置端的外观结构示意图；
[0020]图3为本技术中试验装置端的内部结构示意图。
[0021]图中：1、管体；2、平管嘴；3、管螺帽；4、堵帽；5、密封圈；6、加热棒；7、温度传感器；8、温控器；9、固态继电器；10、电压表；11、电流表；12、加热指示灯；13、开关电源；14、按钮开关；15、冷却指示灯；16、循环泵；17、冷却水箱。
具体实施方式
[0022]为了使本技术实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合附图以及实施例对本技术进一步阐述。
[0023]如图1所示，航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，由试验装置端和试验装置端控制箱两部分组成。所述试验装置端控制箱通过线缆、冷却水管道与试验装置端相连接。
[0024]其中，所述试验装置端用于模拟胶液在航空液压导管应力测试中受到的不同温度，如40℃、45℃、50℃、55℃、60℃、65℃、70℃、75℃、80℃、85℃、90℃。
[0025]所述试验装置端包括航空液压导管、加热棒6、温度传感器7，在本实施例中，所述温度传感器7为PT100温度传感器。
[0026]通过在航空液压导管设计加热棒6和温度传感器7，以对航空液压导管进行均衡加热。进一步地具体的，如图2和图3所示，所述航空液压导管包括管体1、平管嘴2、管螺帽3、堵帽4、密封圈5。所述管体1两端贯通，所述平管嘴2设有两个，对应安装在所述管体1的两端；所述管螺帽3设有两个，对应设置在所述管体1的两端且与所述平管嘴2连接；所述堵帽4设有两个，对应安装在所述管体1的两端端口内且与所述管螺帽3螺纹连接；所述加热棒6、温度传感器7对应穿过位于所述管体1两端的堵帽4伸入到所述管体1内，其中，所述加热棒6位于左侧，所述温度传感器7位于右侧；更进一步地，所述加热棒6、温度传感器7上对应开设有流体入口和流体出口。所述密封圈5设有两个，对应设置在所述加热棒6、温度传感器7与两个堵帽4的连接处，用于密封，防止流体介质溢出。
[0027]所述试验装置端控制箱用于对航空液压导管进行精确控温，具体地由温控器8、固态继电器9、电压表10、电流表11、加热指示灯12、开关电源13、按钮开关14、冷却指示灯15、循环泵16、冷却水箱17。
[0028]所述温控器8为PID温控器，所述固态继电器9为SSR
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100D固态继电器；所述温控器8通过线缆与所述试验装置端中的温度传感器7连接，所述固态继电器9通过线缆与所述试验装置端中的加热棒6连接，所述电压表10、电流表11、加热指示灯12依次连接，且位于所述固态继电器9、加热棒6之间，所述开关电源13分别与所述加热棒6、温控器8、固态继电器9连
接，所述开关电源13自带保险丝与保险开关；所述按钮开关14分别与所述开关电源13、循环泵16连接，所述冷却指示灯15设置在所述按钮开关14与所述循环泵16之间，用于冷却指示；所述循环泵16通过冷却水管道与所述航空液压导管的流体入口相连接，所述冷却水箱17分别与所述循环泵16、所述航空液压导管的流体出口相连接。
[0029]本技术的工作原理及使用流程：
[0030]先选定上述提到的多个不同温度数值中的一个温度开展试验工作。本实施例中，以80℃为例进行说明。
[0031]首先，将航空液压导管应力测试中的电阻应变片用胶液粘贴在管体1的表面上，接着，通过温控器8设置预设温度80℃，设置后，此时从试验控制箱输入220V交流电，经过开关电源13转换为48V直流电，为加热棒6供电，并在面板上显示系统的电压和电流，加热棒6对管体1内的流体进行加热，从而使管体1温度上升，直至达到80℃。同时通过温度传感器7将温度反馈至温控器8上，并在温控器8上显示当本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，其特征在于：包括：试验装置端，包括航空液压导管、设置在所述航空液压导管内的加热棒(6)、温度传感器(7)，所述试验装置端用于模拟胶液在航空液压导管应力测试中受到的不同温度；试验装置端控制箱，包括与所述加热棒(6)连接的固态继电器(9)、与所述温度传感器(7)、固态继电器(9)连接的温控器(8)，所述试验装置端控制箱用于对航空液压导管进行精确控温。2.根据权利要求1所述的航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，其特征在于：所述航空液压导管包括管体(1)、设置在所述管体(1)两端的平管嘴(2)、与所述平管嘴(2)连接的管螺帽(3)、安装在所述管体(1)两端端口且与所述管螺帽(3)连接的堵帽(4)，所述加热棒(6)、温度传感器(7)对应穿过位于所述管体(1)两端的堵帽(4)伸入到所述管体(1)内。3.根据权利要求2所述的航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，其特征在于：所述加热棒(6)、温度传感器(7)与所述堵帽(4)之间设置有密封圈(5)。4.根据权利要求2所述的航空液压导管应力测试中航空液压导管温度模拟试验装置，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘玉柱，许子健，杨静思，吴祺林，
申请(专利权)人：国营芜湖机械厂，
类型：新型
国别省市：
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