CN114593851B - 一种飞机用力矩测量传感器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机用力矩测量传感器，四个互感器沿轴向嵌套在弹性转轴上组成转子，四个互感器的外环与外壳组件连接组成定子，弹性转轴两端均设置有轴承，弹性转轴周面连接轴承内圈，轴承外圈连接外壳组件；惠斯通电桥位于弹性转轴中间的周面上，弹性转轴在惠斯通电桥两侧设置有电路板组件二和电路板组件三并与其采用两个通道连接；电路板组件二连接两个激励环形互感器的内螺线管，电路板组件三连接两个信号环形互感器的内螺线管；四个互感器的外螺线管均连接有电路板组件一，电路板组件一设置在外壳组件上，电路板组件一通过线缆连伸至外壳组件外部。实现了高可靠高稳定高精度双余度测量。
Description
技术领域
本发明属于力矩测量传感器领域，涉及一种飞机用力矩测量传感器。
背景技术
在飞机高升力系统襟缝翼作动过程中，需要对襟缝翼作动力矩进行限制，保证飞机飞行安全。飞机高升力系统襟缝翼作动过程多采用机械式力矩限制器，由于机械式力矩限制器重量大，维修性较差，并且均为单余度测量，精度差，可靠性差。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种飞机用力矩测量传感器，实现了高可靠高稳定高精度双余度测量，实现了高升力系统襟缝翼作动过程基于力矩测量的电阻应变式传感器的力矩电子化检测与限制。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
一种飞机用力矩测量传感器，包括四个互感器、外壳组件、惠斯通电桥和弹性转轴；
四个互感器均包括内环和外环，内环包括内螺线管和内磁轭，外环包括外螺线管和外磁轭，内磁轭和外磁轭之间形成密闭的电磁场耦合和电磁屏蔽空间，外螺线管和内螺线管位于密闭空间中；四个互感器包括两个激励环形互感器和两个信号环形互感器；
四个互感器沿轴向嵌套在弹性转轴上，内环均与弹性转轴连接，组成转子，四个互感器的外环与外壳组件连接组成定子，弹性转轴两端均设置有轴承，弹性转轴周面连接轴承内圈，轴承外圈连接外壳组件；
惠斯通电桥位于弹性转轴中间的周面上，弹性转轴在惠斯通电桥两侧设置有电路板组件二和电路板组件三，惠斯通电桥包括两个输入通道和两个输出通道，两个输入通道均连接电路板组件二，两个输出通道均连接电路板组件三；电路板组件二连接两个激励环形互感器的内螺线管，电路板组件三连接两个信号环形互感器的内螺线管；
四个互感器的外螺线管均连接有电路板组件一，电路板组件一设置在外壳组件上，电路板组件一通过线缆连伸至外壳组件外部。
优选的，两个激励环形互感器之间以及两个信号环形互感器之间均设置有轴向的通道间隔离定位块，两个激励环形互感器和两个信号环形互感器之间设置有轴向的激励及信号间隔离定位块。
优选的，内磁轭包括设置在内螺线管两侧的内磁轭左和内磁轭右，外磁轭包括设置在外螺线管两侧的外磁轭左和外磁轭右。
优选的，内磁轭和外磁轭均采用软磁材料制成。
优选的，两个轴承的外侧均设置有端盖。
优选的，弹性转轴两端均设置有外花键。
优选的，内磁轭和外磁轭之间间隙设置，间隙为0.05mm～0.2mm。
优选的，电路板组件二与两个激励环形互感器的内螺线管、电路板组件三与两个信号环形互感器的内螺线管以及四个互感器的外螺线管与电路板组件一之间均采用双交屏蔽导线连接。
优选的，外壳组件上设置有防雷滤波电连接器，电路板组件一通过线缆与防雷滤波电连接器连接。
优选的，外壳组件上设置有接地孔。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明通过将两个激励环形互感器和两个信号环形互感器嵌套在弹性转轴上，两个激励环形互感器和两个信号环形互感器连接惠斯通电桥形成两路通道，从而实现对被测力矩的高可靠高稳定高精度双余度测量，实现了高升力系统襟缝翼作动过程基于力矩测量的电阻应变式传感器的力矩电子化检测与限制。内磁轭和外磁轭之间形成密闭的电磁场耦合和电磁屏蔽的腔体，将外螺线管和内螺线管之间交流信号屏蔽在内部的密闭空间中，不会产生对外辐射，保证信号的可靠传递，减少相互干扰。
进一步，弹性转轴两端的外花键保证了力矩测量传感器与飞机传动线系轴的连接可靠。
进一步，内磁轭和外磁轭之间间隙设置，实现了转子和定子分别独立装配测试，方便力矩测量传感器的总装调试，提高了生产工艺性和效率。
进一步，四个互感器与电路板组件之间采用双绞屏蔽导线连接，能够避免内部电路激励同信号间的相互干扰。
进一步，防雷滤波电连接器对内部电路同外部雷电和电磁环境形成了可靠的电磁屏蔽，避免与外界形成相互电磁辐射和干扰。
进一步，外壳组件上的接地孔实现可靠接地屏蔽。
附图说明
图1为本发明的飞机用力矩测量传感器结构示意图。
其中：1.第一通道激励外环形磁轭右，2.第一通道激励外环形磁轭左，3.环形互感器外螺线管绝缘骨架，4.第一通道激励环形互感器外螺线管，5.端盖，6.第二通道激励外环形磁轭左，7.第二通道激励外环形磁轭右，8.第二通道激励环形互感器外螺线管，9.轴承，10.双交屏蔽导线二，11.电路板组件二，12.力矩测量传感器弹性转轴，13.第一通道、第二通道电阻应变计惠斯通电桥，14.激励互感器组件二安装定位块，15.第一通道激励内环形磁轭左，16.第一通道激励环形互感器内螺线管，17.第一通道激励内环形磁轭右，18.第二通道激励内环形磁轭左，19.第二通道激励环形互感器内螺线管，20.第二通道激励内环形磁轭右，21.通道间隔离定位块，22.防雷滤波电连接器，23.双交屏蔽导线一，24.电路板组件一，25.第一通道信号内环形磁轭左，26.环形互感器内螺线管绝缘骨架，27.第一通道信号环形互感器内螺线管，28.第一通道信号内环形磁轭右，29.第二通道信号内环形磁轭右，30.第二通道信号环形互感器内螺线管，31.第二通道信号内环形磁轭左，32.双交屏蔽导线三，33.电路板组件三，34.信号互感器组件二安装定位块，35.第二通道信号外环形磁轭左，36.第二通道信号环形互感器外螺线管，37.第二通道信号外环形磁轭右，38.第一通道信号环形互感器外螺线管，39.第一通道信号外环形磁轭右，40.第一通道信号外环形磁轭左，41.激励及信号间隔离定位块，42.外壳组件。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
如图1所示，为本发明所述的飞机用力矩测量传感器结构，包括组件一、组件二和轴承9。
组件一结构为：外壳组件42外侧设置有安装固定结构用于组件一同机上支座固定，外壳组件42上面安装有与双交屏蔽导线一23连接的防雷滤波电连接器22和电路板组件一24；外壳组件42内从右至左依次安装固定轴承9、有第一通道信号环形互感器外螺线管38的环形互感器外螺线管绝缘骨架3及其两侧贴紧安装的第一通道信号外环形磁轭右39和第一通道信号外环形磁轭左40、通道间隔离定位块21、有第二通道信号环形互感器外螺线管36的环形互感器外螺线管绝缘骨架3及其两侧贴紧安装的第二通道信号外环形磁轭右37和第二通道信号外环形磁轭左35、激励及信号间隔离定位块41、有第二通道激励环形互感器外螺线管8的环形互感器外螺线管绝缘骨架3及其两侧贴紧安装的第二通道激励外环形磁轭右7和第二通道激励外环形磁轭左6、通道间隔离定位块21、有第一通道激励环形互感器外螺线管4的环形互感器外螺线管绝缘骨架3及其两侧贴紧安装的第一通道激励外环形磁轭右1和第一通道激励外环形磁轭左2、装配有轴承9的端盖5；第一通道激励环形互感器外螺线管4同第二通道激励环形互感器外螺线管8、第二通道信号环形互感器外螺线管36同第一通道信号环形互感器外螺线管38分别采用双交屏蔽导线一23连接至电路板组件一24两端。
组件二结构为：力矩测量传感器弹性转轴12两端为花键结构，分别连接机上传动线系被测力矩的输入轴和输出轴，力矩测量传感器弹性转轴12上安装第一通道、第二通道电阻应变计惠斯通电桥13的部位为圆柱筒状力矩敏感结构，以保证重量最轻的情况下实现受力结构高强度和高可靠。力矩测量传感器弹性转轴12上从右至左依次安装固定轴承9、信号互感器组件二安装定位块34、激励互感器组件二安装定位块14和轴承9；信号互感器组件二安装定位块34上从右至左依次装配固定有第一通道信号环形互感器内螺线管27的环形互感器内螺线管绝缘骨架26及其两侧贴紧安装的第一通道信号内环形磁轭右28和第一通道信号内环形磁轭左25、有第二通道信号环形互感器内螺线管30的环形互感器内螺线管绝缘骨架26及其两侧贴紧安装的第二通道信号内环形磁轭右29和第二通道信号内环形磁轭左31、电路板组件三33、双交屏蔽导线三32；双交屏蔽导线三32分别连接第一通道信号环形互感器内螺线管27和第二通道信号环形互感器内螺线管30同电路板组件三33，以及分别连接第一通道、第二通道电阻应变计惠斯通电桥13输出端同电路板组件三33；激励互感器组件二安装定位块14上从右至左依次装配固定有第二通道信号环形互感器内螺线管30的环形互感器内螺线管绝缘骨架26及其两侧贴紧安装的第二通道信号内环形磁轭右29和第二通道信号内环形磁轭左31、有第一通道信号环形互感器内螺线管27的环形互感器内螺线管绝缘骨架26及其两侧贴紧安装的第一通道信号内环形磁轭右28和第一通道信号内环形磁轭左25、电路板组件二11、双交屏蔽导线二10；双交屏蔽导线二10分别连接第一通道激励环形互感器内螺线管16和第二通道激励环形互感器内螺线管19同电路板组件二11，以及分别连接第一通道、第二通道电阻应变计惠斯通电桥13输入端同电路板组件二11。典型的轴承9为轻系列角接触球轴承，轴承9相对或相背安装，保证结构运动平顺可靠，提高了测量稳定性。外壳组件42作为定子连接至轴承9外圈，弹性转轴12作为转子连接至轴承9内圈。如上所述，高升力系统襟缝翼作动过程中，力矩测量传感器组件一随同外壳组件42固定于机上支座，力矩测量传感器组件二随同弹性转轴12两端花键结构分别连接机上传动线系被测力矩的输入轴和输出轴一起传动，实现了被测线系的传动力矩检测与限制。
有第一通道激励环形互感器外螺线管4的环形互感器外螺线管绝缘骨架3及其两侧贴紧安装的第一通道激励外环形磁轭右1和第一通道激励外环形磁轭左2，同有第一通道激励环形互感器内螺线管16的环形互感器内螺线管绝缘骨架26及其两侧贴紧安装的第一通道激励内环形磁轭右17和第一通道激励内环形磁轭左15构成了第一通道激励环形互感器；第一通道激励外环形磁轭左2与第一通道激励外环形磁轭右1圆柱面内径尺寸相同，第一通道激励内环形磁轭左15与第一通道激励内环形磁轭右17圆柱面外径尺寸相同，上述圆柱面内径同上述圆柱面外径间具有0.05mm～0.2mm的径向环形间隙，且第一通道激励环形互感器外螺线管4同环形互感器外螺线管绝缘骨架3边界、第一通道激励环形互感器内螺线管16同环形互感器内螺线管绝缘骨架26边界均不超出至上述径向环形间隙中；上述磁轭均为软磁材料，当第一通道激励环形互感器外螺线管4与第一通道激励环形互感器内螺线管16产生互感磁场时，该磁场沿第一通道激励外环形磁轭左2、第一通道激励外环形磁轭右1、第一通道激励内环形磁轭右17、第一通道激励内环形磁轭左15形成闭合回路，第一通道激励环形互感器外螺线管4与第一通道激励环形互感器内螺线管16均处于该回路内部；第一通道激励环形互感器外螺线管4、第一通道激励环形互感器内螺线管16同电路板组件二11、电路板组件二11与电路板组件三33同惠斯通电桥、电路板组件一24同防雷滤波电连接器22均采用双绞屏蔽导线连接，避免内部电路激励同信号间的相互干扰。
第一通道信号外环形磁轭左40、环形互感器外螺线管绝缘骨架3、第一通道信号环形互感器外螺线管38、第一通道信号外环形磁轭右39、第一通道信号内环形磁轭左25、环形互感器内螺线管绝缘骨架26、第一通道信号环形互感器内螺线管27、第一通道信号内环形磁轭右28组成了第一通道信号环形互感器，第一通道信号环形互感器与第一通道激励环形互感器结构类似。
第二通道激励外环形磁轭左6、环形互感器外螺线管绝缘骨架3、第二通道激励环形互感器外螺线管8、第二通道激励外环形磁轭右7、第二通道激励内环形磁轭左18、环形互感器内螺线管绝缘骨架26、第二通道激励环形互感器内螺线管19、第二通道激励内环形磁轭右20组成了第二通道激励环形互感器，第二通道激励环形互感器与第一通道激励环形互感器结构类似。
第二通道信号外环形磁轭左35、环形互感器外螺线管绝缘骨架3、第二通道信号环形互感器外螺线管36、第二通道信号外环形磁轭右37、第二通道信号内环形磁轭左31、环形互感器内螺线管绝缘骨架26、第二通道信号环形互感器内螺线管30、第二通道信号内环形磁轭右29组成了第二通道信号环形互感器，第二通道信号环形互感器与第一通道激励环形互感器结构类似。
外壳组件42上设置接地孔实现可靠接地屏蔽，端盖5、外壳组件42与防雷滤波电连接器22对内部电路同外部雷电和电磁环境形成了可靠的电磁屏蔽，避免与外界形成相互电磁辐射和干扰。
上述第二通道激励外环形磁轭左6、第二通道激励外环形磁轭右7、第二通道信号外环形磁轭左35、第二通道信号外环形磁轭右37、第一通道信号外环形磁轭左40、第一通道信号外环形磁轭右39圆柱面内径尺寸相同且与第一通道激励外环形磁轭左2、第一通道激励外环形磁轭右1圆柱面内径尺寸相同，第二通道激励内环形磁轭左18、第二通道激励内环形磁轭右20、第二通道信号内环形磁轭左31、第二通道信号内环形磁轭右29、第一通道信号内环形磁轭左25、第一通道信号内环形磁轭右28圆柱面外径尺寸相同且与第一通道激励内环形磁轭左15、第一通道激励内环形磁轭右17圆柱面外径尺寸相同，电路板组件二11、电路板组件三33外径尺寸均不大于第一通道激励内环形磁轭左15圆柱面外径尺寸，方便实现组件二、组件一分别装配测试合格后，再进行力矩测量传感器的总装调试。
电路板组件一24中的第一通道电路、第一通道激励环形互感器、电路板组件二11中的第一通道电路、第一通道电阻应变计惠斯通电桥、电路板组件三33中的中的第一通道电路、第一通道信号环形互感器与双交屏蔽导线构成了力矩测量传感器的第一测量通道，电路板组件一24中的第二通道电路、第二通道激励环形互感器、电路板组件二11中的第二通道电路、第二通道电阻应变计惠斯通电桥、电路板组件三33中的中的第二通道电路、第二通道信号环形互感器与双交屏蔽导线构成了力矩测量传感器的第二测量通道，实现了对力矩测量传感器弹性转轴12两端所连接的传动线系输入轴和输出轴间被测力矩的双余度测量。
本发明通过力矩测量传感器组件一随同外壳组件42固定于机上支座，力矩测量传感器组件二随同弹性转轴两端花键结构分别连接机上襟缝翼作动传动线系被测力矩的输入轴和输出轴一起传动，在飞机实际工作时，高升力系统襟缝翼作动过程中，实现了基于该应变式力矩测量传感器结构的襟缝翼传动线系的被测力矩的高可靠高稳定高精度电子化检测与限制。
上述同一环形互感器外螺线管与同一环形互感器内螺线管产生互感磁场时，该磁场沿软磁材料的同一外环形磁轭左、同一外环形磁轭右、同一内环形磁轭右、同一内环形磁轭左形成闭合回路，同一环形互感器外螺线管与同一环形互感器内螺线管均处于该回路内部；上述防雷滤波电连接器22同电路板组件一24、电路板组件一24同环形互感器外螺线管、内螺线管同电路板组件二11与电路板组件三33、电路板组件二11与电路板组件三33同惠斯通电桥间均采用双绞屏蔽导线连接，避免内部电路激励同信号间的相互干扰；外壳组件42上设置接地孔实现可靠接地屏蔽，端盖5、外壳组件42与防雷滤波电连接器22对内部电路同外部雷电和电磁环境形成了可靠的电磁屏蔽，避免与外界形成相互电磁辐射和干扰。
上述外环形磁轭左、外环形磁轭右圆柱面内径尺寸均相同，上述内环形磁轭左、内环形磁轭右圆柱面外径尺寸均相同，电路板组件二11、电路板组件三33外径尺寸均不大于上述内环形磁轭左圆柱面外径尺寸，上述圆柱面内径同上述圆柱面外径间具有0.05mm～0.2mm的径向环形间隙，上述互感器外螺线管同外螺线管绝缘骨架边界、互感器内螺线管同内螺线管绝缘骨架边界均不超出至上述径向环形间隙中，实现了组件二、组件一分别独立装配测试，方便力矩测量传感器的总装调试，提高了生产工艺性和效率。
电路板组件一24中的第一通道电路、第一通道激励环形互感器、电路板组件二11中的第一通道电路、第一通道电阻应变计惠斯通电桥、电路板组件三33中的中的第一通道电路、第一通道信号环形互感器与双交屏蔽导线构成了力矩测量传感器的第一测量通道，电路板组件一24中的第二通道电路、第二通道激励环形互感器、电路板组件二11中的第二通道电路、第二通道电阻应变计惠斯通电桥、电路板组件三33中的中的第二通道电路、第二通道信号环形互感器与双交屏蔽导线构成了力矩测量传感器的第二测量通道，实现了对力矩测量传感器弹性转轴12两端所连接的传动线系输入轴和输出轴间被测力矩的双余度测量。
力矩测量传感器组件一通过外壳组件42固定于机上支座，力矩测量传感器组件二随同弹性转轴两端花键结构分别连接到机上襟缝翼作动传动线系被测力矩的输入轴和输出轴传动。在飞机实际工作时高升力系统襟缝翼作动过程中，机载激励电源通过防雷滤波电连接器22连接到电路板组件一24经滤波防雷等处理后，产生两路2KHz～10KHz交流激励电源，分别由两路双交屏蔽导线一23连接至第一通道激励环形互感器外螺线管4、第二通道激励环形互感器外螺线管8。为了简化描述，以第一通道为例进行后续说明，第二通道同第一通道实施方式相同。第一通道激励环形互感器外螺线管4与第一通道激励环形互感器内螺线管16产生互感磁场，该磁场沿软磁材料的第一通道激励外环形磁轭左2、第一通道激励外环形磁轭右1、第一通道激励内环形磁轭右17、第一通道激励内环形磁轭左15形成闭合回路，第一通道激励环形互感器外螺线管4与第一通道激励环形互感器内螺线管16均处于该回路内部，这样第一通道激励环形互感器内螺线管16产生互感电压，实现了激励电源从组件一到组件二的互感耦合，即激励电源从组件一到组件二的传递；该第一通道激励环形互感器内螺线管16互感电压通过双交屏蔽导线二10连接到电路板组件二11中第一通道电路后，为第一通道电阻应变计惠斯通电桥提供激励；当弹性转轴两端受被测力矩发生弹性微小变形，第一通道电阻应变计惠斯通电桥产生偏置的交流幅值同该力矩成线性关系的微伏级电压信号，该交流电压信号通过双交屏蔽导线三32经电路板组件三33中第一通道电路后，连接到第一通道信号环形互感器内螺线管27，该交流电压信号通过互感效应传递到第一通道信号环形互感器外螺线管38，实现了同被测力矩大小呈线性关系的偏置交流电压信号从组件一到组件二的传递；该信号由第一通道信号环形互感器内螺线管27通过双交屏蔽导线一23经电路板组件一24第一通道电路后连接至防雷滤波电连接器22，经滤波防雷等处理后输出同被测力矩大小呈线性关系的偏置交流电压信号。
本发明所述的飞机用力矩测量传感器，适应飞机实际工作环境，对力矩测量传感器弹性转轴12两端所连接的襟缝翼传动线系输入轴和输出轴间被测力矩的高可靠高稳定高精度双余度测量，实现了高升力系统襟缝翼作动过程基于力矩测量的电阻应变式传感器的力矩电子化检测与限制，填补了国内空白。
上述同一环形互感器外螺线管与同一环形互感器内螺线管产生互感磁场时，该磁场沿软磁材料的同一外环形磁轭左、同一外环形磁轭右、同一内环形磁轭右、同一内环形磁轭左形成闭合回路，同一环形互感器外螺线管与同一环形互感器内螺线管均处于该回路内部；上述防雷滤波电连接器22同电路板组件一24、电路板组件一24同环形互感器外螺线管、内螺线管同电路板组件二11与电路板组件三33、电路板组件二11与电路板组件三33同惠斯通电桥间均采用双绞屏蔽导线连接，避免内部电路激励同信号间的相互干扰；外壳组件42上设置接地孔实现可靠接地屏蔽，端盖5、外壳组件42与防雷滤波电连接器22对内部电路同外部雷电和电磁环境形成了可靠的电磁屏蔽，避免与外界形成相互电磁辐射和干扰。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
应该理解，以上描述是为了进行图示说明而不是为了进行限制。通过阅读上述描述，在所提供的示例之外的许多实施例和许多应用对本领域技术人员来说都将是显而易见的。因此，本教导的范围不应该参照上述描述来确定，而是应该参照前述权利要求以及这些权利要求所拥有的等价物的全部范围来确定。出于全面之目的，所有文章和参考包括专利申请和公告的公开都通过参考结合在本文中。在前述权利要求中省略这里公开的主题的任何方面并不是为了放弃该主题内容，也不应该认为申请人没有将该主题考虑为所公开的发明主题的一部分。
Claims (10)
1.一种飞机用力矩测量传感器，其特征在于，包括四个互感器、外壳组件(42)、惠斯通电桥(13)和弹性转轴(12)；
四个互感器均包括内环和外环，内环包括内螺线管和内磁轭，外环包括外螺线管和外磁轭，内磁轭和外磁轭之间形成密闭的电磁场耦合和电磁屏蔽空间，外螺线管和内螺线管位于密闭空间中；四个互感器包括两个激励环形互感器和两个信号环形互感器；
四个互感器沿轴向嵌套在弹性转轴(12)上，内环均与弹性转轴(12)连接，组成转子，四个互感器的外环与外壳组件(42)连接组成定子，弹性转轴(12)两端均设置有轴承(9)，弹性转轴(12)周面连接轴承(9)内圈，轴承(9)外圈连接外壳组件(42)；
惠斯通电桥(13)位于弹性转轴(12)中间的周面上，弹性转轴(12)在惠斯通电桥(13)两侧设置有电路板组件二(11)和电路板组件三(33)，惠斯通电桥(13)包括两个输入通道和两个输出通道，两个输入通道均连接电路板组件二(11)，两个输出通道均连接电路板组件三(33)；电路板组件二(11)连接两个激励环形互感器的内螺线管，电路板组件三(33)连接两个信号环形互感器的内螺线管；
四个互感器的外螺线管均连接有电路板组件一(24)，电路板组件一(24)设置在外壳组件(42)上，电路板组件一(24)通过线缆连伸至外壳组件(42)外部。
2.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，两个激励环形互感器之间以及两个信号环形互感器之间均设置有轴向的通道间隔离定位块(21)，两个激励环形互感器和两个信号环形互感器之间设置有轴向的激励及信号间隔离定位块(41)。
3.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，内磁轭包括设置在内螺线管两侧的内磁轭左和内磁轭右，外磁轭包括设置在外螺线管两侧的外磁轭左和外磁轭右。
4.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，内磁轭和外磁轭均采用软磁材料制成。
5.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，两个轴承(9)的外侧均设置有端盖(5)。
6.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，弹性转轴(12)两端均设置有外花键。
7.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，内磁轭和外磁轭之间间隙设置，间隙为0.05mm～0.2mm。
8.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，电路板组件二(11)与两个激励环形互感器的内螺线管、电路板组件三(33)与两个信号环形互感器的内螺线管以及四个互感器的外螺线管与电路板组件一(24)之间均采用双交屏蔽导线连接。
9.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，外壳组件(42)上设置有防雷滤波电连接器(22)，电路板组件一(24)通过线缆与防雷滤波电连接器(22)连接。
10.根据权利要求1所述的飞机用力矩测量传感器，其特征在于，外壳组件(42)上设置有接地孔。
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-
2022
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|---|
| 一种测量飞机驾驶员操纵力传感器设计;石荣武;白新玉;余康;李小鹏;;陕西理工大学学报(自然科学版)(第04期);35-42 * |
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| CN114593851A (zh) | 2022-06-07 |
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