CN109557954A - 一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置 - Google Patents

一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109557954A
CN109557954A CN201811342241.9A CN201811342241A CN109557954A CN 109557954 A CN109557954 A CN 109557954A CN 201811342241 A CN201811342241 A CN 201811342241A CN 109557954 A CN109557954 A CN 109557954A
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature control
airscrew
fixed
load measurement
temperature
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811342241.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109557954B (zh
Inventor
郭海东
张永峰
牛宏伟
陶冶
焦刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chinese Flight Test Establishment
Original Assignee
Chinese Flight Test Establishment
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chinese Flight Test Establishment filed Critical Chinese Flight Test Establishment
Priority to CN201811342241.9A priority Critical patent/CN109557954B/zh
Publication of CN109557954A publication Critical patent/CN109557954A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109557954B publication Critical patent/CN109557954B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D23/00—Control of temperature
    • G05D23/19—Control of temperature characterised by the use of electric means
    • G05D23/20—Control of temperature characterised by the use of electric means with sensing elements having variation of electric or magnetic properties with change of temperature

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Control Of Temperature (AREA)

Abstract

本发明涉及一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置。本发明的装置主要包括固定底板(1)、减震器(2)、加温箱体(3)、温控盒(4)、加热片(5)、隔热片(6)、摇摆螺栓组件(7)、定位销组件(8)、底板安装孔(9)；本发明专利是在掌握结构设计和电气设计基础上，以螺旋桨载荷测量试飞为依托，基于国际标准的ATR机箱接口设计，发明适用于螺旋桨载荷测量接收机机载化的一种具有温度控制、安装固定、阻尼减震集一体的多功能装置，其安装和拆卸操作方便，温度控制逻辑执行可靠，解决了螺旋桨载荷测量接收机低温无法使用的难题，拓展了载荷测量遥测设备的使用范围，该装置可推广到其它旋转件载荷测量领域。

Description

一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置
技术领域
本发明属于螺旋桨飞行测试技术领域，具体涉及一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，应用于高空低温条件下航空螺旋桨载荷测量接收设备的加温与固定。
背景技术
航空螺旋桨载荷测量是螺旋桨寿命评估与结构优化的重要手段，也是螺旋桨设计定型的关键试飞科目。对于旋转件载荷测量，其难点在于信号的传输，主要采用无线电近距遥测系统来实现螺旋桨载荷信号的传输与采集，其中，接收机是遥测系统的关键部分。遥测系统接收机主要用于信号的接收、调制与输出，系统控制及参数设置等。
目前，受遥测技术的发展限制，就国内外发展现状而言，螺旋桨载荷测量遥测系统接收机的工作环境温度使用范围主要在0～+40℃内，如果超出温度使用范围，接收机输出信号就会出现很大漂移，测试结果不可用。只适合于带有环控系统的传统螺旋桨飞机载荷测量使用，且接收机一般安装在具有环控调节下的货舱或者驾驶舱内，而无法跟其它机载设备一并安装在设备舱内。而随着螺旋桨式无人机的发展和需求，具有高空长航时等特点，其设备舱温度趋于大气环境温度，特别在高空飞行时，环境温度可达-40℃以下，对螺旋桨载荷测量机载设备的使用温度提出了更高的要求。
发明内容
本发明的目的是：设计一种螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，实现螺旋桨载荷测量接收机机载化，解决目前飞机在高空低温环境下螺旋桨载荷测量接收机受温度限制无法正常工作的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置包括：固定底板1、减震器2、温控箱主体、底板安装孔9；所述的固定底板1与飞机接口对接，固定底板1设置有底板安装孔9用于与飞机安装接口连接；所述的减震器2安装在固定底板1与温控箱主体之间；所述的温控箱主体包括：加温箱体3、温控盒4、加热片5、隔热片6、摇摆螺栓组件7、定位销组件8；所述的加温箱体3呈半密封腔的箱体；所述的温控盒4固定在加温箱体3的外侧壁；所述的加热片5固定在加温箱体3内侧且与被加温接收机之间预留一定空隙；所述的隔热片6固定在加温箱体3内侧；所述的摇摆螺栓组件7固定在加温箱体3底座的前端；所述的定位销组件8固定在加温箱体3的后面板上。
所述的加温箱体3为“加热片5+钢板”的双层结构。
所述的温控盒4上有电源开关，用于控制温控盒4和加热片5的供电。
所述的温控盒4上有调试接头，用于程序调试和箱内温度监视。
优选地，所述的温控盒4内有断路器。采用断路器的好处在于：中断温控盒4和加热片5电路，保护飞机系统电路。
优选地，所述的加热片5为硅橡胶加热片，安装在加温箱体3的上面、左面、右面，采用各面加温独立控制方式。采用各面加温独立控制方式的好处在于：螺旋桨载荷测量接收机使用环境的温度调整。
优选地，所述的隔热片6为绝热材料，安装在加温箱体3的下面、后面。采用绝热材料的好处在于：对加温箱体3内使用环境温度进行保温。
所述的摇摆螺栓组件7包含一个或多个摇摆螺栓。用于螺旋桨载荷测量接收机的前端稳定固定在加温箱体3内，方便螺旋桨载荷测量接收机的拆卸。
所述的定位销组件8包含一个或多个定位销。用于螺旋桨载荷测量接收机的后端稳定固定在加温箱体3内。
所述的固定底板1为镂空设计，材料为铝或钢。优选采用镂空设计可以实现装置的减重作用。
本发明的有益效果是：
1基于本发明所设计的螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置同时具有多项功能，集温度控制、安装固定和阻尼减震于一体，安装和拆卸操作方便，温度控制逻辑执行可靠，且具有温度实时监测功能；
2基于该温控固定装置，国内首次实现了螺旋桨载荷测量遥测系统接收机机载化飞行，实现了螺旋桨载荷测量在无人机上的成功应用；
3解决了螺旋桨载荷测量接收机低温无法使用的难题，拓展了载荷测量遥测设备的使用范围，该装置可推广到其它旋转件载荷测量领域。
附图说明
图1为本发明装置正视图；
图2为本发明装置背视图；
图3本发明装置双层结构剖面图；
图4设计思路图；
图5为加温系统原理图；
图6为温度控制原理图；
图7为温控固定装置温度试验曲线；
图8为基于本发明装置的螺旋桨载荷测量系统所测取的桨叶表面温度；
其中：1为固定底板、2为减震器、3为加温箱体、4为温控盒、5为加热片、6为隔热片、7为摇摆螺栓组件、8为定位销组件、9为底板安装孔。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的装置进行详细描述如下：
本发明的一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置在无人机螺旋桨载荷测量飞行中得到成功应用。具体描述如下：
1、本发明装置结构组成与功能描述
本发明装置的正视图如图1所示：结构为一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置包括：固定底板1、减震器2、温控箱主体、底板安装孔9；所述的固定底板1上设置有4个底板安装孔9用于与飞机安装接口连接；所述的减震器2采用4个标准减震器安装在固定底板1与温控箱主体之间；所述的温控箱主体包括：加温箱体3、温控盒4、加热片5、隔热片6、摇摆螺栓组件7、定位销组件8；所述的加温箱体3呈半密封腔的箱体，前面板为开放式，后面板为可拆卸式；所述的温控盒4固定在加温箱体3的左侧壁；所述的加热片5固定在加温箱体3内侧且与被加温接收机之间预留了50mm的空气流动间隙；所述的隔热片6固定在加温箱体3内侧；所述的摇摆螺栓组件7固定在加温箱体3底座的前端；所述的定位销组件8固定在加温箱体3的后面板上。
加温箱体3剖面图如图3所示：所述的加温箱体3为“加热片5+钢板”的双层结构，内侧为加热片，外侧为钢板。
所述的温控盒4上设置有1个电源开关，用于控制温控盒4和加热片5的供电。
所述的温控盒4上设置有2个调试接口。一个调试接口连接计算机，用于程序调试和温度阀值设置；另一个调试接口连接监测设备，用于加温箱体3内的温度监视。
所述的温控盒4内设置有断路器，在温控箱主体出现电路异常时，中断温控盒4和加热片5电路，保护飞机系统电路。
所述的加热片5为硅橡胶加热片，安装在加温箱体3的上面、左面、右面，采用各面加温独立控制方式。
所述的隔热片6为橡胶绝热材料，安装在加温箱体3的下面、后面，对加温箱体3内使用环境温度进行保温。
所述的摇摆螺栓组件7为2个标准摇摆螺栓。用于螺旋桨载荷测量接收机的前端稳定固定在加温箱体3内，方便螺旋桨载荷测量接收机的拆卸。
所述的定位销组件8为2个标准定位销。用于螺旋桨载荷测量接收机的后端稳定固定在加温箱体3内。
所述的固定底板1的中间位置为镂空设计，材料为铝或钢。镂空设计可以实现装置的减重作用。
2、温控固定装置设计思路
本发明装置的设计思路如图4所示：根据飞机设备舱接口尺寸设计固定底板1和底板安装孔9，根据航空螺旋桨载荷测量接收机结构尺寸设计温控箱主体，根据机载设备使用要求设计减震器2，形成本发明装置的结构，其特征在于：所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置的结构包括固定底板1、减震器2、加温箱体3、温控盒4、加热片5、隔热片6、摇摆螺栓组件7、定位销组件8、底板安装孔9。根据航空螺旋桨载荷测量接收机工作温度设计机使用环境温度、单片机与动态C技术，设计航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置电气系统，其特征在于：所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置电气系统包括传感器布置、温控逻辑、供电方式和温度实时监测。
本发明装置的温度加热原理如图5所示：在航空螺旋桨载荷测量接收机的上、左、右壁面布置了3个PT100铂热电阻温度传感器来感受接收机不同位置的工作环境温度，将各工作环境温度反馈到温控盒4中的单片机中进行处理，上、左、右三个面的加温设计为独立控制，温度控制原理如图6所示，判定各自应开启/关闭加热片5并实时改变加热功率，将航空螺旋桨载荷测量接收机工作温度控制在安全范围内。
本发明装置设计好后，设计试验方案、试飞任务单，进行地面温度试验验证、装机改装与通电联试和飞行试验验证，检查本发明装置功能有效性和工作可靠性；结合机载遥测设备，对本发明装置箱体内温度进行实时监控。根据飞机使用高度要求，最低使用环境温度可达-40℃，地面温度验证试验按照图7温度曲线进行，结果表明：本发明装置能够保证航空螺旋桨载荷测量接收机在-40℃的外部环境下正常工作。
3、本发明装置装机应用
根据航空螺旋桨载荷测量接收机温度使用要求0～40℃，提前设置航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置门限值，因航空螺旋桨载荷测量接收机温度变化存在惯性，在温度控制算法中预留了5℃的余量5℃～35℃，保证任何情况下温度都不会超出设定的门限制0℃～40℃；利用摇摆螺栓组件7和定位销组件8将航空螺旋桨载荷测量接收机固定在本发明的温控固定装置内，并随航空螺旋桨载荷测量系统一并进行装机，本发明装置安装接口准确，安装操作方便，结构与机上其它构件无干涉，对航空螺旋桨载荷测量接收机固定稳定且封装可靠；接通机上28V电源，打开本发明装置温控盒4上的电源开关，本发明装置工作正常，温度监测功能正常，且对飞机电源系统无干扰，工作安全可靠。
完成装机后，依据飞机飞行包线包括升限，进行任务点规划，飞行高度由低到高依次进行，整个飞行过程中，航空螺旋桨载荷测量接收机和本发明装置工作正常，航空螺旋桨载荷测量接收机工作环境温度监测值工作在5～35℃内，且螺旋桨载荷测量试飞数据准确有效。图8为飞行试验中由基于本发明装置的航空螺旋桨载荷测量系统所测取的桨叶上某个测点的表面温度结果，该试验结果满足设计期望值。

Claims (10)

1.一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置包括：固定底板(1)、减震器(2)、温控箱主体、底板安装孔(9)；所述的固定底板(1)与飞机接口对接，固定底板(1)设置有底板安装孔(9)用于与飞机安装接口连接；所述的减震器(2)安装在固定底板(1)与温控箱主体之间；所述的温控箱主体包括：加温箱体(3)、温控盒(4)、加热片(5)、隔热片(6)、摇摆螺栓组件(7)、定位销组件(8)；所述的加温箱体(3)呈半密封腔的箱体；所述的温控盒(4)固定在加温箱体(3)的外侧壁；所述的加热片(5)固定在加温箱体(3)内侧且与被加温接收机之间预留一定空隙；所述的隔热片(6)固定在加温箱体(3)内侧；所述的摇摆螺栓组件(6)固定在加温箱体(3)底座的前端；所述的定位销组件(7)固定在加温箱体(3)的后面板上。
2.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的加温箱体(3)为“加热片(5)+钢板”的双层结构。
3.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的温控盒(4)上有电源开关，用于控制温控盒(4)和加热片(5)的供电。
4.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的温控盒(4)内有断路器，用于中断温控盒(4)和加热片(5)电路，保护飞机系统电路。
5.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的温控盒(4)上有调试接头，用于程序调试和箱内温度监视。
6.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的加热片(5)为硅橡胶加热片，安装在加温箱体(3)的上面、左面、右面，采用各面加温独立控制方式。
7.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的隔热片(6)为绝热材料，安装在加温箱体(3)的下面、后面。
8.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的摇摆螺栓组件(7)包含一个或多个摇摆螺栓。
9.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的定位销组件(8)包含一个或多个定位销。
10.根据权利要求1所述的航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置，其特征在于：所述的固定底板(1)为镂空设计，材料为铝或钢。
CN201811342241.9A 2018-11-12 2018-11-12 一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置 Active CN109557954B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811342241.9A CN109557954B (zh) 2018-11-12 2018-11-12 一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811342241.9A CN109557954B (zh) 2018-11-12 2018-11-12 一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109557954A true CN109557954A (zh) 2019-04-02
CN109557954B CN109557954B (zh) 2020-09-22

Family

ID=65865973

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811342241.9A Active CN109557954B (zh) 2018-11-12 2018-11-12 一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109557954B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000172347A (ja) * 1998-12-03 2000-06-23 Komatsu Ltd ヒートパイプを利用した温度制御装置
CN103236862A (zh) * 2013-03-29 2013-08-07 中国电子科技集团公司第十六研究所 一种超导接收机前端用杜瓦的吸气剂室结构
CN204234107U (zh) * 2014-10-24 2015-04-01 伟思环境技术有限公司 试验箱
CN105416609A (zh) * 2015-12-08 2016-03-23 中国飞机强度研究所 一种多场耦合试验系统及试验方法
CN107014494A (zh) * 2017-03-10 2017-08-04 北京振兴计量测试研究所 一种真空低温条件下应用的高精度面源黑体辐射源装置
CN207692643U (zh) * 2017-11-13 2018-08-07 北京建筑大学 一种微型植物培养箱
CN108646004A (zh) * 2018-03-29 2018-10-12 南京航空航天大学 一种光电陶瓷的温度控制实验装置及测试方法
CN108732037A (zh) * 2018-07-04 2018-11-02 大连理工大学 一种耐低温便携式海冰拉压试验机系统

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000172347A (ja) * 1998-12-03 2000-06-23 Komatsu Ltd ヒートパイプを利用した温度制御装置
CN103236862A (zh) * 2013-03-29 2013-08-07 中国电子科技集团公司第十六研究所 一种超导接收机前端用杜瓦的吸气剂室结构
CN204234107U (zh) * 2014-10-24 2015-04-01 伟思环境技术有限公司 试验箱
CN105416609A (zh) * 2015-12-08 2016-03-23 中国飞机强度研究所 一种多场耦合试验系统及试验方法
CN107014494A (zh) * 2017-03-10 2017-08-04 北京振兴计量测试研究所 一种真空低温条件下应用的高精度面源黑体辐射源装置
CN207692643U (zh) * 2017-11-13 2018-08-07 北京建筑大学 一种微型植物培养箱
CN108646004A (zh) * 2018-03-29 2018-10-12 南京航空航天大学 一种光电陶瓷的温度控制实验装置及测试方法
CN108732037A (zh) * 2018-07-04 2018-11-02 大连理工大学 一种耐低温便携式海冰拉压试验机系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN109557954B (zh) 2020-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10629006B2 (en) Wireless sensor system for a vehicle
EP2827606B1 (en) Wireless fuel sensor system and method
US8982784B2 (en) Sensor and sensor network for an aircraft
RU2690026C1 (ru) Система мониторинга оборудования летательного аппарата
RU2290646C1 (ru) Система измерения воздушных параметров полета
KR101050424B1 (ko) 항공기 비행시험용 계측 포드 시스템
US20110018686A1 (en) Method and Apparatus for Wireless Sensing with Power Harvesting of a Wireless Signal
RU2678760C2 (ru) Система беспроводных топливных датчиков
US8672258B1 (en) Power transmission for aircraft flight testing
US20190187014A1 (en) Assembly and method for on-wing thrust measurement of aircraft engines
US8963691B1 (en) Sensor association system using wireless device information
CN109557954A (zh) 一种航空螺旋桨载荷测量接收机温控固定装置
WO2018151744A1 (en) Flight data pod
CN111781308A (zh) 区域尺度生态系统碳水通量监测研究无人机观测系统
CN208847835U (zh) 一种新型的雷达综合检测设备
CN204925668U (zh) 用于临近空间飞行器的控制系统和临近空间飞行器
CN111736238A (zh) 大气数据测量装置和飞行器
CN213517340U (zh) 一种无人机静电检查系统
EP3547547B1 (en) Fluid characterization system with integrated density compensation
EP3547548B1 (en) Fluid measurement interface systems and methods
CN207809782U (zh) 一种无人机弹射式仪器保护装置
CN105353402A (zh) 一种抛投式辐射探测装置
Woodard et al. Development and flight testing of an adaptable vehicle health-monitoring architecture
Schüür et al. Determination of the path loss from passenger electronic devices to radio altimeter with additional EMI test
Sikand et al. Reliability of the engine electronic controls and a novel approach to improve service life

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant