CN220640223U - 飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，包括移动式底座，移动式底座顶端的两侧皆设有侧座体，侧座体的内壁上通过支座转动连接有螺纹杆，螺纹杆一端的外壁上螺纹连接有螺纹筒，螺纹筒一侧的外壁上设有承载板，承载板之间的外壁通过支架设有蓄液箱，蓄液箱底端的两侧皆设有侧撑板，侧撑板之间的内壁上安装有加热管，加热管下方的侧撑板内壁上皆通过支架安装有风扇，蓄液箱的底端设有冷却管。本实用新型不仅提升了升降温控制装置使用时对飞行器部件的降温效果，还使得加热管能够靠近于不同高度的飞行器部件进行升温处理，进而提高了升降温控制装置的适用范围，而且降低了蓄液箱内部冷却液不足而对飞行器部件降温造成影响。

Description

飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置

技术领域

本实用新型涉及升降温控制装置技术领域，具体为飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置。

背景技术

当飞行器在大气中以高超声速飞行时，空气受到剧烈压缩和黏性阻滞，在飞行器表面边界层内的气流会产生强烈的摩擦，气流速度降至壁面，将动能不可逆转的变为热能，从而引起附面层内温度迅速升高，飞行器表面温度也随之升高，这就是高速飞行器的气动加热现象，因而对高速飞行器的气动加热研究是高速飞行器热防护设计中必须重视的问题，为了在地面试验模拟高速飞行器气动热环境的过程，试验飞行器是否会产生故障的现象，因而需使用到相应的升降温控制装置。

目前的升降温控制装置能够较好的对待试验的飞行器部件进行升降温模拟，其主要设置有机台、加热管、风扇、电控箱等部件，具体的是将飞行器部件放置于机台上，当加热管通电运转时，其则会产生高温热能，随后风扇运转后将热能吹送至飞行器部件上，即可达到对飞行器部件进行升温模拟试验，而当加热管关闭后，风扇将直接将空气吹送至飞行器部件上，以达到风冷降温模拟试验的目的，根据上述可知，该升降温控制装置虽能够对飞行器部件进行升降温模拟试验，但通常依靠自然风对飞行器部件进行降温，使得该装置对飞行器部件的降温效果难以达到既定预期，另者该升降温控制装置的加热管部件高度不便于调节，难以使加热管靠近于不同高度的飞行器部件进行升温使用，具有一定的局限性。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，以解决上述背景技术中提出升降温控制装置虽能够对飞行器部件进行升降温模拟试验，但通常依靠自然风对飞行器部件进行降温，使得该装置对飞行器部件的降温效果难以达到既定预期，另者该升降温控制装置的加热管部件高度不便于调节，难以使加热管靠近于不同高度的飞行器部件进行升温使用，具有一定局限性的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，包括移动式底座，所述移动式底座顶端的两侧皆设有侧座体，所述侧座体的内壁上通过支座转动连接有螺纹杆，所述螺纹杆一端的外壁上螺纹连接有螺纹筒，所述螺纹筒一侧的外壁上设有承载板，所述承载板之间的外壁通过支架设有蓄液箱，所述蓄液箱底端的两侧皆设有侧撑板，所述侧撑板之间的内壁上安装有加热管，所述加热管下方的侧撑板内壁上皆通过支架安装有风扇，所述蓄液箱的底端设有冷却管，所述冷却管一端的外壁上设有进液口，所述冷却管另一端的外壁上设有出液口，所述蓄液箱底部的中心位置处安装有电子制冷块，所述蓄液箱顶部的中心位置处设有注液口，所述注液口一侧的蓄液箱顶端设有电控箱。

优选的，所述蓄液箱底部的一侧安装有循环泵，所述循环泵的一端通过导管与进液口的一端相连通，以便将蓄液箱内部的冷却液经进液口输送至冷却管中。

优选的，所述螺纹杆上方的侧座体内壁上通过支座安装有旋转驱动件，所述旋转驱动件的底端与螺纹杆的顶端固定连接，以便带动螺纹杆进行旋转。

优选的，所述螺纹杆两侧的侧座体内壁上皆通过支座设有限位杆，所述限位杆关于侧座体的中心线对称，所述限位杆一端的外壁上皆活动连接有两组限位座，所述限位座一侧的外壁与承载板的内壁固定连接，以便对承载板的移动幅度进行限位。

优选的，所述蓄液箱一侧的内壁上安装有置件板，所述置件板的外壁上设有液位计，所述液位计两端的置件板外壁上皆安装有定位销，所述定位销的一端贯穿置件板并与蓄液箱的内壁相连接，以便对蓄液箱内部冷却液的液位进行监测。

优选的，所述出液口远离冷却管的一端设有回流管，所述回流管远离出液口的一端延伸至蓄液箱的顶部，以便冷却管内部循环后的冷却液经出液口并由回流管流入至蓄液箱中。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：该飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置不仅提升了升降温控制装置使用时对飞行器部件的降温效果，还使得加热管能够靠近于不同高度的飞行器部件进行升温处理，进而提高了升降温控制装置的适用范围，而且降低了蓄液箱内部冷却液不足而对飞行器部件降温造成影响；

(1)通过注液口将冷却液注入至蓄液箱的内部，当循环泵将冷却液经进液口输送至冷却管的内部时，冷却液则会位于冷却管的内部循环后并经出液口与回流管回流至蓄液箱的内部，同时电子制冷块对蓄液箱内部的冷却液进行制冷处理，以使得冷却液始终呈低温状态，在此过程中，冷却管内部循环的冷却液则会释放低温媒介，而当风扇将低温空气吹送至飞行器部件上时，从而提升了升降温控制装置使用时对飞行器部件的降温效果；

(2)通过旋转驱动件带动螺纹杆进行旋转，使得限位座位于限位杆的外壁进行滑移，以使其对承载板的移动幅度进行限位，此时螺纹筒位于螺纹杆的外壁进行滑移，使得螺纹筒带动承载板进行升降处理，即可经蓄液箱与侧撑板按需调节加热管的高度，以使得加热管能够靠近于不同高度的飞行器部件进行升温处理，从而提高了升降温控制装置的适用范围；

(3)通过定位销的一端贯穿置件板并连接于蓄液箱的内壁，使得置件板贴合安装于蓄液箱的内壁上，即可将液位计安置于蓄液箱的内部，此时液位计则会对蓄液箱内部冷却液的液位进行监测，相关数据反馈至电控箱表面的显示屏，以供人员进行观看，进而达到监测蓄液箱内部冷却液液位的目的，从而降低了蓄液箱内部冷却液不足而对飞行器部件降温造成影响。

附图说明

图1为本实用新型正视剖面结构示意图；

图2为本实用新型置件板侧视放大结构示意图；

图3为本实用新型侧座体侧视三维结构示意图；

图4为本实用新型冷却管俯视结构示意图。

图中：1、移动式底座；2、侧座体；3、承载板；4、蓄液箱；5、注液口；6、电控箱；7、置件板；8、循环泵；9、冷却管；10、侧撑板；11、加热管；12、风扇；13、电子制冷块；14、液位计；15、定位销；16、旋转驱动件；17、螺纹杆；18、螺纹筒；19、限位杆；20、限位座；21、进液口；22、出液口；23、回流管。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

请参阅图1-4，本实用新型提供的一种实施例：飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，包括移动式底座1，移动式底座1顶端的两侧皆设有侧座体2，侧座体2的内壁上通过支座转动连接有螺纹杆17，螺纹杆17上方的侧座体2内壁上通过支座安装有旋转驱动件16，旋转驱动件16的底端与螺纹杆17的顶端固定连接；

使用时，通过打开旋转驱动件16，以便带动螺纹杆17进行旋转；

螺纹杆17两侧的侧座体2内壁上皆通过支座设有限位杆19，限位杆19关于侧座体2的中心线对称，限位杆19一端的外壁上皆活动连接有两组限位座20，限位座20一侧的外壁与承载板3的内壁固定连接；

使用时，通过限位座20位于限位杆19的外壁进行滑移，以便对承载板3的移动幅度进行限位；

螺纹杆17一端的外壁上螺纹连接有螺纹筒18，螺纹筒18一侧的外壁上设有承载板3，承载板3之间的外壁通过支架设有蓄液箱4，蓄液箱4底部的一侧安装有循环泵8，循环泵8的一端通过导管与进液口21的一端相连通；

使用时，通过打开循环泵8，以便将蓄液箱4内部的冷却液经进液口21输送至冷却管9中；

蓄液箱4一侧的内壁上安装有置件板7，置件板7的外壁上设有液位计14，液位计14两端的置件板7外壁上皆安装有定位销15，定位销15的一端贯穿置件板7并与蓄液箱4的内壁相连接；

使用时，通过液位计14的设置，以便对蓄液箱4内部冷却液的液位进行监测；

蓄液箱4底端的两侧皆设有侧撑板10，侧撑板10之间的内壁上安装有加热管11，加热管11下方的侧撑板10内壁上皆通过支架安装有风扇12，蓄液箱4的底端设有冷却管9，冷却管9一端的外壁上设有进液口21，冷却管9另一端的外壁上设有出液口22，出液口22远离冷却管9的一端设有回流管23，回流管23远离出液口22的一端延伸至蓄液箱4的顶部；

使用时，通过回流管23的设置，以便冷却管9内部循环后的冷却液经出液口22并由回流管23流入至蓄液箱4中；

蓄液箱4底部的中心位置处安装有电子制冷块13，蓄液箱4顶部的中心位置处设有注液口5，注液口5一侧的蓄液箱4顶端设有电控箱6。

本申请实施例在使用时，首先推动该升降温控制装置，使得移动式底座1底部的滚轮位于地面进行滑行，以便对升降温控制装置进行输送转运，通过旋转驱动件16带动螺纹杆17进行旋转，使得限位座20位于限位杆19的外壁进行滑移，以使其对承载板3的移动幅度进行限位，此时螺纹筒18位于螺纹杆17的外壁进行滑移，使得螺纹筒18带动承载板3进行升降处理，即可经蓄液箱4与侧撑板10按需调节加热管11的高度，以使得加热管11能够靠近于不同高度的飞行器部件进行升温处理，再通过加热管11通电后产生热能，使得热能接触于移动式底座1顶部放置的飞行器部件，即可达到升温模拟试验的目的，之后通过注液口5将冷却液注入至蓄液箱4的内部，当循环泵8将冷却液经进液口21输送至冷却管9的内部时，冷却液则会位于冷却管9的内部循环后并经出液口22与回流管23回流至蓄液箱4的内部，同时电子制冷块13对蓄液箱4内部的冷却液进行制冷处理，以使得冷却液始终呈低温状态，在此过程中，冷却管9内部循环的冷却液则会释放低温媒介，而当风扇12将低温空气吹送至飞行器部件上时，即可大大提升对飞行器部件的降温效果，最后通过置件板7将液位计14安置于蓄液箱4的内部，使得液位计14能够对蓄液箱4内部冷却液的液位进行监测，相关数据反馈至电控箱6表面的显示屏并显示，以供人员进行观看，即可达到对蓄液箱4内部冷却液液位进行监测的目的，从而完成该升降温控制装置的使用。

Claims (6)

1.飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于，包括移动式底座(1)，所述移动式底座(1)顶端的两侧皆设有侧座体(2)，所述侧座体(2)的内壁上通过支座转动连接有螺纹杆(17)，所述螺纹杆(17)一端的外壁上螺纹连接有螺纹筒(18)，所述螺纹筒(18)一侧的外壁上设有承载板(3)，所述承载板(3)之间的外壁通过支架设有蓄液箱(4)，所述蓄液箱(4)底端的两侧皆设有侧撑板(10)，所述侧撑板(10)之间的内壁上安装有加热管(11)，所述加热管(11)下方的侧撑板(10)内壁上皆通过支架安装有风扇(12)，所述蓄液箱(4)的底端设有冷却管(9)，所述冷却管(9)一端的外壁上设有进液口(21)，所述冷却管(9)另一端的外壁上设有出液口(22)，所述蓄液箱(4)底部的中心位置处安装有电子制冷块(13)，所述蓄液箱(4)顶部的中心位置处设有注液口(5)，所述注液口(5)一侧的蓄液箱(4)顶端设有电控箱(6)。

2.根据权利要求1所述的飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述蓄液箱(4)底部的一侧安装有循环泵(8)，所述循环泵(8)的一端通过导管与进液口(21)的一端相连通。

3.根据权利要求1所述的飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述蓄液箱(4)一侧的内壁上安装有置件板(7)，所述置件板(7)的外壁上设有液位计(14)，所述液位计(14)两端的置件板(7)外壁上皆安装有定位销(15)，所述定位销(15)的一端贯穿置件板(7)并与蓄液箱(4)的内壁相连接。

4.根据权利要求1所述的飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述螺纹杆(17)上方的侧座体(2)内壁上通过支座安装有旋转驱动件(16)，所述旋转驱动件(16)的底端与螺纹杆(17)的顶端固定连接。

5.根据权利要求1所述的飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述螺纹杆(17)两侧的侧座体(2)内壁上皆通过支座设有限位杆(19)，所述限位杆(19)关于侧座体(2)的中心线对称，所述限位杆(19)一端的外壁上皆活动连接有两组限位座(20)，所述限位座(20)一侧的外壁与承载板(3)的内壁固定连接。

6.根据权利要求1所述的飞机气动热环境模拟试验用升降温控制装置，其特征在于：所述出液口(22)远离冷却管(9)的一端设有回流管(23)，所述回流管(23)远离出液口(22)的一端延伸至蓄液箱(4)的顶部。