CN114784583B - 空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及方法，涉及飞机测试技术领域，所述系统包括基座、主框架和箱体，所述主框架内部对称设有两个转接端子，所述箱体顶部设有转接插头。所述方法包括以下步骤：S1、系统安装；S2、导线接线；S3、信号转接；S4、系统冷却。本发明的信号转接输出系统通过集成转接设计，利用转接端子和转接插头，将封闭极端高温环境中试验件上多个测量点的响应信号从一处转接输出至外部常规环境中的响应信号处理设备，在不破坏试验所需的封闭极端高温环境的前提下实现多个测量点响应信号集中转接输出。

Description

空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及方法。

背景技术

军用飞机中，空天飞机是非常重要的一种飞行器，而在民用客机中，空天飞机还未得到普及，因此对于空天飞机的研究试验一直在不断进行中。部分空天飞机的热强度试验需要在真空或者无氧气氛下进行，通常选取封闭环境舱或环境箱营造试验所需的真空或无氧气氛环境。在试验过程中，环境舱或环境箱处于密闭状态，同时在内部加热器作用下，环境舱或环境箱内部将达到极高的温度，即处于封闭极端高温环境。试验中需要对试验对象表面的温度等响应进行测量，现有的响应信号处理设备无法在封闭极端高温环境中工作，因此需要将响应信号转接至环境舱或环境箱外，再连接响应信号处理设备，以获取试验过程中试验对象的响应情况。

由于空天飞机热试验过程中需要维持环境舱或环境箱内部的封闭极端高温环境，因此目前常通过将响应信号线接在贯穿舱壁的固定转接柱上、经转接柱将响应信号输出至外部的方式，实现对封闭极端高温环境的响应信号获取。这一方法存在安装困难、不具备多响应信号并行输出的能力等不足，无法满足多个响应信号同时转接输出的试验需求。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及方法。

本发明的技术方案是：

空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，包括基座、主框架和箱体，所述主框架内部对称设有两个转接端子，所述箱体顶部设有转接插头，所述转接端子下表面设有若干接线点，所述转接插头外接信号转接线；

所述基座和所述主框架之间通过对称设置的两个螺栓组转动连接，所述螺栓组包括两个挂耳和一个连接杆，所述挂耳与基座的后侧壁固定连接，挂耳上开设有圆孔，依次贯穿两个螺栓组的4个所述圆孔内设有与圆孔转动连接的转轴，所述连接杆底部与位于两个挂耳内部的转轴固定连接，连接杆上部与主框架固定连接；

所述基座中部设有开口，基座底部与空天飞机热试验测量的环境舱外壁固定连接，环境舱外壁的接线口与所述开口对应，基座前侧壁对称设有两个固定块，所述固定块顶部设有连接柱，所述连接柱对应所述主框架一侧设有固定板，所述固定板上设有用于压紧主框架的固定螺栓，所述固定螺栓与固定板螺纹连接；

所述基座内部设有回字形的第一水冷回路，所述主框架内部设有回字形的第二水冷回路，基座前侧壁中部对称设有第一进水口和第一出水口，主框架前侧壁中部对称设有第二进水口和第二出水口；

所述箱体底部与所述主框架顶部密封连接。

进一步地，每个所述转接端子下表面均设有5-6对接线点，所述信号转接线为20芯信号转接线。通过转接端子和转接插头的设置，将封闭极端高温环境中试验件上多个测量点的响应信号从一处转接输出至外部常规环境中的响应信号处理设备。

进一步地，所述基座顶部设有耐温橡胶垫。通过耐温橡胶垫的设置能够提高基座和主框架之间的密封隔温效果，同时在主框架关闭时起到缓冲作用。

进一步地，所述转轴中部两侧对称设有第一伞齿轮，所述第一伞齿轮与转轴固定连接并随转轴同步转动，所述基座的开口内部前后对称设有第一滑轨和第二滑轨，所述第一滑轨和第二滑轨之间滑动设有两个导线滚轮，所述导线滚轮前侧壁转动连接设有限位块，所述限位块与第一滑轨内设有的第一滑槽滑动连接，导线滚轮后侧壁固定连接设有传动轴，所述传动轴依次贯穿第二滑轨内设有的第二滑槽和基座后侧壁设有的第三滑槽，所述第三滑槽有两个且分别与两个传动轴一一对应滑动连接，第三滑槽位于所述第一水冷回路下方，传动轴末端设有第二伞齿轮，两个所述第二伞齿轮分别一一对应位于两个第一伞齿轮的两侧下方，且第二伞齿轮与第一伞齿轮垂直啮合连接。通过第一伞齿轮和第二伞齿轮的啮合连接，使转轴在转动时能够带动传动杆同步转动，从而带动导线滚轮转动，这样就能够在打开或关闭主框架时将导线进行梳理同时又避免了导线在转接端子上脱落，从而避免了导线堆积时局部温度过高造成导线损坏或试验中断。

更进一步地，两个所述第三滑槽相互靠近的一侧内壁均为与所述传动轴外壁形状相适配的圆弧形，两个所述导线滚轮外表面均设有用于容纳导线的导线槽，两个导线滚轮上的所述导线槽交错设置。第三滑槽内壁与传动轴对接后能够使其紧密贴合。

更进一步地，两个所述第三滑槽对应的所述第一水冷回路底部分别设有一个弹性隔层，所述弹性隔层为耐温橡胶，当第一水冷回路内部充注冷却液后弹性隔层向下凸出对所述传动轴进行限位并同时对第三滑槽进行密封。

进一步地，所述固定块前端螺纹连接设有螺纹杆，所述螺纹杆依次贯穿固定块、基座以及第一水冷回路，螺纹杆末端设有限位环，两个所述限位环分别位于第一水冷回路内前侧两个拐角处，第一水冷回路内前侧两个拐角处的侧壁均设有伸缩外板，所述伸缩外板前端内部滑动设有伸缩内板，所述伸缩内板前端外侧设有限位凸起，所述限位凸起与所述限位环活动卡接，当伸缩内板完全伸出时能够完全阻挡第一水冷回路。通过螺纹杆调节冷却液在第一水冷回路中的流速可以适应不同的试验温度条件，同时可通过调节第一进水口和第一出水口对应的螺纹杆开度从而实现第一水冷回路内部压力升高，起到控制弹性隔层的目的。

进一步地，所述固定板与所述连接柱后侧上部设有的凹槽滑动连接。凹槽的设置避免了固定板阻碍主框架的闭合与开启。

本发明还提供了空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出方法，包括以下步骤：

S1、系统安装：将基座与空天飞机热试验测量的环境舱外壁焊接，并在环境舱外壁开设接线口；

S2、导线接线：通过转动转轴打开主框架和箱体，并将环境舱内部的多股响应信号导线通过接线口引出，并穿过基座的开口后，将响应信号导线与转接端子的接线点一一对接，转接端子通过外接导线与转接插头底部连接，再通过转动转轴关闭主框架和箱体，使主框架与基座密封；

S3、信号转接：将转接插头外接信号转接线，通过信号转接线将多测点的响应信号输出至响应信号处理设备；

S4、系统冷却：将冷却液通过第一进水口输入至第一水冷回路，对基座进行冷却，将冷却液通过第二进水口输入至第二水冷回路，对主框架以及箱体进行冷却，确保长时间工作条件下系统保持较低温度。

本发明的有益效果是：

（1）本发明的信号转接输出系统通过集成转接设计，利用转接端子和转接插头，将封闭极端高温环境中试验件上多个测量点的响应信号从一处转接输出至外部常规环境中的响应信号处理设备，同时通过选用耐高温材料、设计水冷通道、采用耐温橡胶垫密封等方式，实现封闭极端高温环境与外部常规环境的物理阻隔，在不破坏试验所需的封闭极端高温环境的前提下实现多个测量点响应信号集中转接输出；

（2）本发明的信号转接输出系统通过第一伞齿轮和第二伞齿轮的啮合连接，使转轴在转动时能够带动传动杆同步转动，从而带动导线滚轮转动，这样就能够在打开或关闭主框架时将导线进行梳理同时又避免了导线在转接端子上脱落，从而避免了导线堆积时局部温度过高造成导线损坏或试验中断，且通过限位块的设置能够使导线滚轮向两侧滑动，使第一伞齿轮和第二伞齿轮分离，从而方便将环境舱内部的多股响应信号导线通过接线口引出；

（3）本发明的信号转接输出系统通过在第一水冷回路下方、第三滑槽上方设置弹性隔层，当第一水冷回路内部充注冷却液后弹性隔层向下凸出对所述传动轴进行限位并同时对第三滑槽进行密封，且通过螺纹杆调节冷却液在第一水冷回路中的流速可以适应不同的试验温度条件，同时可通过调节第一进水口和第一出水口对应的螺纹杆开度从而实现第一水冷回路内部压力升高，起到控制弹性隔层的目的。

附图说明

图1是本发明信号转接输出系统的整体结构示意图；

图2是本发明信号转接输出系统的底部局部结构示意图；

图3是本发明信号转接输出系统的顶部转接插头结构示意图；

图4是本发明信号转接输出系统的闭合状态下的主视图；

图5是本发明信号转接输出系统的主框架及内部第二水冷回路结构示意图；

图6是本发明信号转接输出系统的基座内部第一水冷回路及弹性隔层剖视图；

图7是本发明信号转接输出系统的基座及内部第一水冷回路俯视图；

图8是本发明信号转接输出系统的螺纹杆与固定块和第一水冷回路连接关系结构示意图；

图9是本发明信号转接输出系统的螺纹杆与伸缩内板和伸缩外板位置关系结构示意图；

图10是本发明信号转接输出方法的流程图。

其中，1-基座，11-开口，12-固定块，13-连接柱，131-凹槽，14-固定板，15-固定螺栓，16-第一水冷回路，161-弹性隔层，17-第一进水口，18-第一出水口，19-第三滑槽，2-主框架，21-第二水冷回路，22-第二进水口，23-第二出水口，3-箱体，4-转接端子，41-接线点，5-转接插头，6-螺栓组，61-挂耳，62-连接杆，63-圆孔，64-转轴，65-第一伞齿轮，7-导线滚轮，71-第一滑轨，711-第一滑槽，72-第二滑轨，721-第二滑槽，73-限位块，74-传动轴，75-第二伞齿轮，76-导线槽，8-耐温橡胶垫，9-螺纹杆，91-限位环，92-伸缩外板，93-伸缩内板，94-限位凸起。

具体实施方式

实施例1

如图1、3所示，空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，包括基座1、主框架2和箱体3，主框架2内部对称设有两个转接端子4，箱体3顶部设有转接插头5，转接端子4下表面设有若干接线点41，每个转接端子4下表面均设有5对接线点41，转接插头5外接信号转接线，信号转接线为20芯信号转接线；

如图1、2所示，基座1和主框架2之间通过对称设置的两个螺栓组6转动连接，螺栓组6包括两个挂耳61和一个连接杆62，挂耳61与基座1的后侧壁固定连接，挂耳61上开设有圆孔63，依次贯穿两个螺栓组6的4个圆孔63内设有与圆孔63转动连接的转轴64，连接杆62底部与位于两个挂耳61内部的转轴64固定连接，连接杆62上部与主框架2固定连接，基座1顶部设有耐温橡胶垫8；

如图1所示，基座1中部设有开口11，基座1底部与空天飞机热试验测量的环境舱外壁固定连接，环境舱外壁的接线口与开口11对应，基座1前侧壁对称设有两个固定块12，固定块12顶部设有连接柱13，连接柱13对应主框架2一侧设有固定板14，固定板14上设有用于压紧主框架2的固定螺栓15，固定螺栓15与固定板14螺纹连接；

如图5、7所示，基座1内部设有回字形的第一水冷回路16，主框架2内部设有回字形的第二水冷回路21，基座1前侧壁中部对称设有第一进水口17和第一出水口18，主框架2前侧壁中部对称设有第二进水口22和第二出水口23，箱体3底部与主框架2顶部密封连接。

实施例2

本实施例与实施例1区别之处在于：

如图5所示，每个转接端子4下表面均设有6对接线点41；

如图4所示，固定板14与连接柱13后侧上部设有的凹槽131滑动连接；

如图1、2、6、7所示，转轴64中部两侧对称设有第一伞齿轮65，第一伞齿轮65与转轴64固定连接并随转轴64同步转动，基座1的开口11内部前后对称设有第一滑轨71和第二滑轨72，第一滑轨71和第二滑轨72之间滑动设有两个导线滚轮7，导线滚轮7前侧壁转动连接设有限位块73，限位块73与第一滑轨71内设有的第一滑槽711滑动连接，导线滚轮7后侧壁固定连接设有传动轴74，传动轴74依次贯穿第二滑轨72内设有的第二滑槽721和基座1后侧壁设有的第三滑槽19，第三滑槽19有两个且分别与两个传动轴74一一对应滑动连接，第三滑槽19位于第一水冷回路16下方，传动轴74末端设有第二伞齿轮75，两个第二伞齿轮75分别一一对应位于两个第一伞齿轮65的两侧下方，且第二伞齿轮75与第一伞齿轮65垂直啮合连接，两个第三滑槽19相互靠近的一侧内壁均为与传动轴74外壁形状相适配的圆弧形，两个导线滚轮7外表面均设有用于容纳导线的导线槽76，两个导线滚轮7上的导线槽76交错设置；

如图6所示，两个第三滑槽19对应的第一水冷回路16底部分别设有一个弹性隔层161，弹性隔层161为耐温橡胶，当第一水冷回路16内部充注冷却液后弹性隔层161向下凸出对传动轴74进行限位并同时对第三滑槽19进行密封。

如图7-9所示，固定块12前端螺纹连接设有螺纹杆9，螺纹杆9依次贯穿固定块12、基座1以及第一水冷回路16，螺纹杆9末端设有限位环91，两个限位环91分别位于第一水冷回路16内前侧两个拐角处，第一水冷回路16内前侧两个拐角处的侧壁均设有伸缩外板92，伸缩外板92前端内部滑动设有伸缩内板93，伸缩内板93前端外侧设有限位凸起94，限位凸起94与限位环91活动卡接，当伸缩内板93完全伸出时能够完全阻挡第一水冷回路16。

实施例3

本实施例记载的是实施例1的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统的多响应信号转接输出方法，如图10所示，包括以下步骤：

S1、系统安装：将基座1与空天飞机热试验测量的环境舱外壁焊接，并在环境舱外壁开设接线口；

S2、导线接线：通过转动转轴64打开主框架2和箱体3，并将环境舱内部的多股响应信号导线通过接线口引出，并穿过基座1的开口11后，将响应信号导线与转接端子4的接线点41一一对接，转接端子4通过外接导线与转接插头5底部连接，再通过转动转轴64关闭主框架2和箱体3，使主框架2与基座1密封；

S3、信号转接：将转接插头5外接信号转接线，通过信号转接线将多测点的响应信号输出至响应信号处理设备；

S4、系统冷却：将冷却液通过第一进水口17输入至第一水冷回路16，对基座1进行冷却，将冷却液通过第二进水口22输入至第二水冷回路21，对主框架2以及箱体3进行冷却，确保长时间工作条件下系统保持较低温度。

工作原理：

下面结合本发明实施例2中的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及实施例3中空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出方法对本发明中导线滚轮7和螺纹杆9的工作原理进行简要说明。

导线滚轮7的工作原理：在步骤S2进行之前，首先通过滑动限位块73使其在第一滑槽711内部滑动，同时带动导线滚轮7滑动，使两个导线滚轮7向开口11左右两侧移动，预留出较大的空间使多股响应信号导线通过接线口引出，并由两个导线滚轮7之间引出；

当响应信号导线与转接端子4的接线点41一一对接之后，再通过滑动两个限位块73使其带动两个导线滚轮7向内滑动，两个传动轴74在第二滑槽721和第三滑槽19内滑动，直至传动轴74与第三滑槽19的内壁接触，此时第二伞齿轮75与第一伞齿轮65啮合连接，各个响应信号导线与导线槽76对接，再通过转动转轴64关闭主框架2和箱体3，转轴64带动第一伞齿轮65转动，同时第二伞齿轮75同步转动，带动传动轴74转动，从而使两个导线滚轮7转动，两个导线滚轮7转动方向相反且均向内侧转动，依靠导线槽76与响应信号导线的摩擦力使响应信号导线回收至空天飞机热试验测量的环境舱内部，避免响应信号导线在基座1内部过多的堆积，从而避免温度过高时响应信号导线损坏或试验中断；

同样地，当试验结束后，通过转动转轴64打开主框架2和箱体3，转轴64带动第一伞齿轮65转动，同时第二伞齿轮75同步转动，带动传动轴74转动，从而使两个导线滚轮7转动，两个导线滚轮7转动方向相反且均向外侧转动，依靠导线槽76与响应信号导线的摩擦力使响应信号导线由空天飞机热试验测量的环境舱内部伸出，避免响应信号导线与接线点41对接脱落。

螺纹杆9的工作原理：在步骤S2进行之前，首先通过逆时针转动靠近第一进水口17处的一个螺纹杆9，使其带动限位环91向后方移动，限位环91在转动过程中在限位凸起94的限位作用下带动限位凸起94以及伸缩内板93向后方移动，使伸缩内板93回收至伸缩外板92内部，减小伸缩内板93在第一水冷回路16流动方向上的面积，从而提高冷却液的流速；

随后顺时针转动靠近第一出水口18处的一个螺纹杆9，使其带动限位环91向前方移动，限位环91在转动过程中在限位凸起94的限位作用下带动限位凸起94以及伸缩内板93向前方移动，使伸缩内板93由伸缩外板92内伸出，增大伸缩内板93在第一水冷回路16流动方向上的面积，从而减小冷却液的流速，这样在第一进水口17处冷却液流量大，在第一出水口18处的冷却液流量小，使第一水冷回路16内部压力增大，从而通过冷却液对弹性隔层161进行挤压，使其向下凸出至第三滑槽19内部从而对传动轴74进行限位并同时对第三滑槽19进行密封，起到良好的密封隔温效果。

当空天飞机热试验的温度过高时，可以同时调节两个螺纹杆9使第一进水口17和第一出水口18处的流量均增大，从而提高第一水冷回路16内部冷却液的流速实现高强度冷却效果；

当空天飞机热试验的温度不高时，可以同时调节两个螺纹杆9使第一进水口17和第一出水口18处的流量均减小，从而降低第一水冷回路16内部冷却液的流速实现低强度冷却效果，同时达到节省冷却液的目的。

Claims (9)

1.空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，包括基座（1）、主框架（2）和箱体（3），所述主框架（2）内部对称设有两个转接端子（4），所述箱体（3）顶部设有转接插头（5），所述转接端子（4）下表面设有若干接线点（41），所述转接插头（5）外接信号转接线；

所述基座（1）和所述主框架（2）之间通过对称设置的两个螺栓组（6）转动连接，所述螺栓组（6）包括两个挂耳（61）和一个连接杆（62），所述挂耳（61）与基座（1）的后侧壁固定连接，挂耳（61）上开设有圆孔（63），依次贯穿两个螺栓组（6）的4个所述圆孔（63）内设有与圆孔（63）转动连接的转轴（64），所述连接杆（62）底部与位于两个挂耳（61）内部的转轴（64）固定连接，连接杆（62）上部与主框架（2）固定连接；

所述基座（1）中部设有开口（11），基座（1）底部与空天飞机热试验测量的环境舱外壁固定连接，环境舱外壁的接线口与所述开口（11）对应，基座（1）前侧壁对称设有两个固定块（12），所述固定块（12）顶部设有连接柱（13），所述连接柱（13）对应所述主框架（2）一侧设有固定板（14），所述固定板（14）上设有用于压紧主框架（2）的固定螺栓（15），所述固定螺栓（15）与固定板（14）螺纹连接；

所述基座（1）内部设有回字形的第一水冷回路（16），所述主框架（2）内部设有回字形的第二水冷回路（21），基座（1）前侧壁中部对称设有第一进水口（17）和第一出水口（18），主框架（2）前侧壁中部对称设有第二进水口（22）和第二出水口（23）；

所述箱体（3）底部与所述主框架（2）顶部密封连接。

2.根据权利要求1所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，每个所述转接端子（4）下表面均设有5-6对接线点（41），所述信号转接线为20芯信号转接线。

3.根据权利要求1所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，所述基座（1）顶部设有耐温橡胶垫（8）。

4.根据权利要求1所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，所述转轴（64）中部两侧对称设有第一伞齿轮（65），所述第一伞齿轮（65）与转轴（64）固定连接并随转轴（64）同步转动，所述基座（1）的开口（11）内部前后对称设有第一滑轨（71）和第二滑轨（72），所述第一滑轨（71）和第二滑轨（72）之间滑动设有两个导线滚轮（7），所述导线滚轮（7）前侧壁转动连接设有限位块（73），所述限位块（73）与第一滑轨（71）内设有的第一滑槽（711）滑动连接，导线滚轮（7）后侧壁固定连接设有传动轴（74），所述传动轴（74）依次贯穿第二滑轨（72）内设有的第二滑槽（721）和基座（1）后侧壁设有的第三滑槽（19），所述第三滑槽（19）有两个且分别与两个传动轴（74）一一对应滑动连接，第三滑槽（19）位于所述第一水冷回路（16）下方，传动轴（74）末端设有第二伞齿轮（75），两个所述第二伞齿轮（75）分别一一对应位于两个第一伞齿轮（65）的两侧下方，且第二伞齿轮（75）与第一伞齿轮（65）垂直啮合连接。

5.根据权利要求4所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，两个所述第三滑槽（19）相互靠近的一侧内壁均为与所述传动轴（74）外壁形状相适配的圆弧形，两个所述导线滚轮（7）外表面均设有用于容纳导线的导线槽（76），两个导线滚轮（7）上的所述导线槽（76）交错设置。

6.根据权利要求4所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，两个所述第三滑槽（19）对应的所述第一水冷回路（16）底部分别设有一个弹性隔层（161），所述弹性隔层（161）为耐温橡胶，当第一水冷回路（16）内部充注冷却液后弹性隔层（161）向下凸出对所述传动轴（74）进行限位并同时对第三滑槽（19）进行密封。

7.根据权利要求1所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，所述固定块（12）前端螺纹连接设有螺纹杆（9），所述螺纹杆（9）依次贯穿固定块（12）、基座（1）以及第一水冷回路（16），螺纹杆（9）末端设有限位环（91），两个所述限位环（91）分别位于第一水冷回路（16）内前侧两个拐角处，第一水冷回路（16）内前侧两个拐角处的侧壁均设有伸缩外板（92），所述伸缩外板（92）前端内部滑动设有伸缩内板（93），所述伸缩内板（93）前端外侧设有限位凸起（94），所述限位凸起（94）与所述限位环（91）活动卡接，当伸缩内板（93）完全伸出时能够完全阻挡第一水冷回路（16）。

8.根据权利要求1所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，所述固定板（14）与所述连接柱（13）后侧上部设有的凹槽（131）滑动连接。

9.空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出方法，基于权利要求1-8任意一项所述的空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统，其特征在于，包括以下步骤：

S1、系统安装：将基座（1）与空天飞机热试验测量的环境舱外壁焊接，并在环境舱外壁开设接线口；

S2、导线接线：通过转动转轴（64）打开主框架（2）和箱体（3），并将环境舱内部的多股响应信号导线通过接线口引出，并穿过基座（1）的开口（11）后，将响应信号导线与转接端子（4）的接线点（41）一一对接，转接端子（4）通过外接导线与转接插头（5）底部连接，再通过转动转轴（64）关闭主框架（2）和箱体（3），使主框架（2）与基座（1）密封；

S3、信号转接：将转接插头（5）外接信号转接线，通过信号转接线将多测点的响应信号输出至响应信号处理设备；

S4、系统冷却：将冷却液通过第一进水口（17）输入至第一水冷回路（16），对基座（1）进行冷却，将冷却液通过第二进水口（22）输入至第二水冷回路（21），对主框架（2）以及箱体（3）进行冷却。

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