一种飞行器结构件运行监护装置的制造方法
【专利摘要】一种飞行器结构件运行监护装置，是利用热导池技术测量气体流量变化，记录飞行器结构件运行过程中受力状况的气体传感装置，其技术属于传感器领域，其特征是由高压气源、传感探头和热导池三部分构成。采用气体传感技术设计的飞行器结构件运行监护装置，能够解决通常采用电子元器件传感器或金属导线作为传感器，在测量、记录、监护飞行器结构件在运行过程中受力状况时，存在的传感器与飞行器内置的电子设备相互干扰问题，及其响应区间狭窄的问题，适用于高速飞行器研发、设计与制造行业。
【专利说明】
一种飞行器结构件运行监护装置
1、
技术领域
[0001]—种飞行器结构件运行监护装置，是利用热导池技术测量气体流量变化，记录飞行器结构件运行过程中受力状况的气体传感装置，其技术属于传感器领域。
2、
【背景技术】
[0002]在飞行器高速运动时，其结构件在外力作用下会发生振动、变形、甚至断裂。因此测量、记录、监护飞行器结构件在运行过程中受力状况，是研发、设计飞行器的重要环节，也是保障飞行器安全的重要措施。通常采用电子元器件传感器或金属导线采集飞行器结构件受力数据，但是存在传感器与飞行器内置的电子设备相互干扰及其响应区间狭窄的问题。采用气体传感技术设计的飞行器结构件运行监护装置，能够解决电子元器件传感器存在的上述不足。本技术方案利用在外力作用下，弹性导气管发生形变，改变导管内气流的导通截面，使导管内的气体流量及流速发生变化，甚至可以阻断气体流动的特性设计的传感探头，将结构件表面或内部的不同方向的压力、剪切力、拉伸力转换为气体流量变化;利用气体流量变化可以改变流动气体传热量的特性，采用热导池可以精确记录导气管内气体流量变化，从而可以获取结构件受力状况。
3、【实用新型内容】
[0003]飞行器结构件运行监护装置由高压气源、传感探头和热导池三部分构成。高压气源用于提供一定流量和流速的气体;传感探头用于将来自不同方向的外部作用力转化为可传递、可测量的气体流量变化;热导池用于将气体流量变化导致的温度变化转换为电子信息。
[0004]高压气源由高压瓶装气体(1)、气体减压阀(2)、流量控制器(3)及准刚性气体导管
(4)构成。采用高压瓶装气体(I)经过气体减压阀(2)减压后，进入流量控制器(3)，利于输出保持流量恒定的气流;采用由一定长度并在弯曲时内径不发生变化的准刚性气体导管(4)，利于将气流导入位于被测试飞行器结构件指定部位的传感探头，气流经过传感探头内部的弹性气体导管(5)后，通过另外一段气体导管(4)导入热导池。
(0005)传感探头由弹性气体导管(5)、波浪状弹簧片(6)、U形拉索(7)、方柱形弹性外壳
(8)及传感探头固定件(9)构成。传感探头的弹性气体导管(5)、波浪状弹簧片(6)、U形拉索
(7)、均安置在方柱形弹性外壳(8)内；弹性气体导管(5)位于方柱形弹性外壳(8)中轴线上，分别与方柱形弹性外壳(8)的两个正方形截面外侧的气体导管(4)接通;两片波浪状弹簧片
(6)沿弹性气体导管(5)轴线方向将弹性气体导管(5)夹在中间；两条U形拉索(7)分别位于波浪状弹簧片(6)中轴线外侧，U形拉索(7)两端分别固定于方柱形弹性外壳(8)两侧的气体导管(4)截面内；两个传感探头固定件(9)分别安装在方柱形弹性外壳(8)两侧的气体导管
(4)上，用于将传感探头弹性外壳(8)两端的气体导管(4)固定于飞行器结构件测试部位上。
[0006]热导池由长方体金属池体(12)及其内部的气体通道(13)、位于气体通道(13)中段的电热丝(10)、位于气体通道(13)末段的热敏电阻(11)、连接气体通道(13)末端的排气管(16)、位于长方体金属池体(12)外部的电热丝电源(14)及电子信息处理器(15)构成。采用金属铜制作热导池体(12)并在其内部设置的气体通道(13)内安装电热丝(10)，利于在气体通道(13)内建立温度平衡环境体系；采用可调电压的直流电源作为电热丝电源(14)、利于调控电热丝(10)输出功率及热导池灵敏度;采用在气体通道(13)内安置热敏电阻(11)，利于将流经气体通道(13)的气体流量变化造成的温度上升信息转换为电讯号;采用配置显示和报警功能的微型电脑电子信息处理器(15)，利于进行网络化管理;采用排气管(16)，利于将流出气体通道(13)的气体排放到热导池外部。
[0007]采用电热丝电源(14)和流量控制器(3)，对电热丝(10)输出功率和气体流量进行匹配，将飞行器结构件运行监护装置灵敏度调整到最佳状态。
4、
【附图说明】
[0008]图1是飞行器结构件运行监护装置结构示意图。
[0009]图2是传感探头垂直剖面结构示意图。
[0010]图3是传感探头结构分解图。
5、
【具体实施方式】
[0011 ]飞行器结构件运行监护装置具体实施优化方案是:
[0012]采用氦气作为高压瓶装气体(I)，高压氦气经过气体减压阀(2)减压后，进入流量控制器(3)成为流量恒定的气流，由一定长度的、可弯曲的、外径为5毫米、内径为I毫米的厚壁尼龙材质的气体导管(4)将气流导入传感探头，气流经过传感探头内部弹性气体导管(5)后，由气体导管(4)导入热导池。
[0013]采用约0.2毫米厚度的钢片制作边长为5毫米，即与气体导管(4)外径相等的正方形截面的方柱形传感探头的弹性外壳(8)，其长度可以根据飞行器结构件测试部位来确定。采用厚度约0.1毫米、宽度略小于弹性外壳(8)边长的钢片制作高度约1.5毫米、长度略小于传感探头的弹性外壳(8)的波浪状弹簧片(6)。采用采用橡胶材质制作内径I毫米、外径2毫米、长度与传感探头的弹性外壳(8)相等的弹性气体导管(5)。采用直径约0.1毫米的钢丝作为U形拉索(7)。将拉索(7)呈U形穿入波浪状弹簧片(6)外侧。将两个波浪状弹簧片(6)分别安置在传感探头的弹性外壳(8)内，将弹性气体导管(5)两端分别与气体导管(4)接通后，安置在弹性外壳(8)内两个波浪状弹簧片(6)之间。然后将拉索(7)两端分别固定在相邻的气体导管(4)端口。采用铝合金制作传感探头的固定件(9)，并安装在方柱形弹性外壳(8)两侧的气体导管(4)上，用于将传感探头弹性外壳(8)两端的气体导管(4)固定于飞行器结构件测试部位上。
[0014]当方柱形弹性外壳(8)因受到外部纵向压力压迫产生形变时，位于方柱形弹性外壳(8)下面的波浪状弹簧片(6)对弹性气体导管(5)两侧的形成挤压力，波浪状弹簧片(6)的波浪形状可使弹性气体导管(5)多处发生弯曲，可以造成弹性气体导管(5)内气体流通量减小或断流；当位于传感探头两侧的固定件(9)，因受到轴向拉伸力作用相互距离增大时，弹性外壳(8)两侧的气体导管(4)之间距离亦同步增大，波浪状弹簧片(6)外侧的U形拉索(7)被气体导管(4)拉平、拉直过程中，压迫波浪状弹簧片(6)向内侧移动，构成对弹性气体导管
(5)的挤压，造成弹性气体导管(5)内气体流通量减小或断流；当位于传感探头两侧的固定件(9)，因受到轴向压缩力作用相互距离缩小时，弹性外壳(8)两侧的气体导管(4)之间距离同步缩小，压迫弹性外壳(8)两侧，使波浪状弹簧片(6)收缩，导致波浪状弹簧片(6)的波峰高度增加，在弹性外壳(8)约束下只能向内侧延伸，可构成对弹性气体导管(5)的挤压，造成弹性气体导管(5)内气体流通量减小或断流；当弹性外壳(8)受到纵向剪切力作用时，弹性外壳(8)内的波浪状弹簧片(6)弯曲，构成交错的的波浪形状，可使弹性气体导管(5)发生多处弯曲，导致弹性气体导管(5)内气体流通量减小或断流。所以，传感探头可以将纵向压力及剪切力、轴向拉伸力及收缩力变化转换为气体流通量的变化，解决飞行器结构件受力状况传感问题。
[0015]由传感探头流出的气体因受到外力作用流量及流速已发生改变，进入热导池内部的气体通道(13)时，由于进入气体通道(13)内气体流量及流速比较低，气体通道(13)内电热丝(10)产生的热量不能迅速流出气体通道(13)，破坏了由电热丝(10)、金属池体(12)及恒定流量气体构成的温度平衡体系，致使气体通道(13)温度升高，与此同时热敏电阻(11)将气体通道(13)的温度变化信息输送至电子信息处理器(15)，经处理的信息将被实时记录、显示和监护。达到或超过设定阈限时，电子信息处理器(15)能够发出报警信息。
[0016]采用可调电压的直流电源作为电热丝电源(14)、利于调控电热丝(10)输出功率。电子信息处理器(15)由配置显示和报警功能的微型电脑构成，利于网络化管理。通过调节电热丝电源(14)和流量控制器(3)，对电热丝(10)输出功率和气体流量进行匹配，将飞行器结构件运行监护装置灵敏度调整到最佳状态。
【主权项】
1.一种飞行器结构件运行监护装置，是利用热导池技术测量气体流量变化，记录飞行器结构件运行过程中受力状况的气体传感装置，其特征是由高压气源、传感探头和热导池三部分构成；高压气源用于提供一定流量和流速的气体;传感探头用于将来自不同方向的外部作用力转化为可传递、可测量的气体流量变化;热导池用于将气体流量变化导致的温度变化转换为电子信息。2.根据权利要求1所述的飞行器结构件运行监护装置，其特征是高压气源由高压瓶装气体(I)、气体减压阀(2)、流量控制器(3)及准刚性气体导管(4)构成;采用高压瓶装气体(I)经过气体减压阀(2)减压后，进入流量控制器(3)，利于输出保持流量恒定的气流;采用由一定长度并在弯曲时内径不发生变化的准刚性气体导管(4)，利于将气流导入位于被测试飞行器结构件指定部位的传感探头，气流经过传感探头内部的弹性气体导管(5)后，通过另外一段气体导管(4)导入热导池。3.根据权利要求1所述的飞行器结构件运行监护装置，其特征是传感探头由弹性气体导管(5)、波浪状弹簧片(6)、U形拉索(7)、方柱形弹性外壳(8)及传感探头固定件(9)构成；传感探头的弹性气体导管(5)、波浪状弹簧片(6)、U形拉索(7)、均安置在方柱形弹性外壳(8)内；弹性气体导管(5)位于方柱形弹性外壳(8)中轴线上，分别与方柱形弹性外壳⑻的两个正方形截面外侧的气体导管(4)接通;两片波浪状弹簧片(6)沿弹性气体导管(5)轴线方向将弹性气体导管(5)夹在中间；两条U形拉索(7)分别位于波浪状弹簧片(6)中轴线外侧，U形拉索(7)两端分别固定于方柱形弹性外壳(8)两侧的气体导管(4)截面内；两个传感探头固定件(9)分别安装在方柱形弹性外壳(8)两侧的气体导管(4)上，用于将传感探头弹性外壳(8)两端的气体导管(4)固定于飞行器结构件测试部位上。4.根据权利要求1所述的飞行器结构件运行监护装置，其特征是热导池由长方体金属池体(12)及其内部的气体通道(13)、位于气体通道(13)中段的电热丝(10)、位于气体通道(13)末段的热敏电阻(11)、连接气体通道(13)末端的排气管(16)、位于长方体金属池体(12)外部的电热丝电源(14)及电子信息处理器(15)构成;采用金属铜制作热导池体(12)并在其内部设置的气体通道(13)内安装电热丝(10)，利于在气体通道(13)内建立温度平衡环境体系；采用可调电压的直流电源作为电热丝电源(14)、利于调控电热丝(10)输出功率及热导池灵敏度;采用在气体通道(13)内安置热敏电阻(11)，利于将流经气体通道(13)的气体流量变化造成的温度上升信息转换为电讯号;采用配置显示和报警功能的微型电脑电子信息处理器(15)，利于进行网络化管理;采用排气管(16)，利于将流出气体通道(13)的气体排放到热导池外部。5.根据权利要求1所述的飞行器结构件运行监护装置，其特征是采用电热丝电源(14)和流量控制器(3)，对电热丝(10)输出功率和气体流量进行匹配，将飞行器结构件运行监护装置灵敏度调整到最佳状态。
【文档编号】G01N25/20GK205581036SQ201620052807
【公开日】2016年9月14日
【申请日】2016年1月19日
【发明人】刘南林
【申请人】刘南林