本发明涉及一种航空空气动力学检测设备，尤其是一种用于飞机试飞过程中，检测飞机的结构部件的承受压力大小的便捷测压装置。
背景技术：
一个新型号的飞机设计生产后需要进行试飞，以检验整个飞机从起飞到空中做各种动作再到降落的整体的动力性、可操作性以及安全性等是否可行，以及与其原始设计方案是否相符，从而充分展示飞机的整体性能，新式飞机一般要经过几十次甚至上百次的试飞才能定型。
新型号的飞机在定型之前，通常会装配若干架飞机专门进行试飞，这些试飞用的飞机在装配过程中，依照试飞任务的要求，会在试飞飞机最后组装完成之前(例如安装飞机蒙皮之前)，在某些结构部件上预先安装压力传感器，以检测飞机的这些结构部件在试飞过程中承受的压力大小。每个压力传感器都会通过电线连接试飞飞机内部的电源，同时通过信号线连接试飞飞机内部的信号收集设备。
通常某架试飞飞机往往只能用于承担一部分的试飞任务，这是因为飞机结构复杂而且空间狭小，大量的传感器安装在飞机上需要布置大量的电源线和信号线，耗费飞机上有限的电能，没有办法一次性将全部传感器安装在所有需要检测的结构部件上去，因此飞机定型之前往往需要多架承担不同试飞任务的试飞飞机，需要耗费惊人的资金。而试飞飞机在安装完传感器、将蒙皮等结构部件最后组装完成之后，则这些传感器就基本上很难再行撤换、维修乃至重新布置新的传感器了，因而一架承担特定试飞任务的试飞飞机，一旦完成试飞任务，或者预先安装的压力传感器在试飞过程中逐渐失效，则这架试飞飞机基本上只能报废处理了，浪费了巨大的资金。试飞项目由于传感器的失效无法完成时，还必需重新组装一架新的试飞飞机进行试飞，大大延缓了试飞进程，对飞机的定型带来严重不利的影响。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是提供一种用于飞机试飞的测压装置，以减少或避免前面所提到的问题。
具体来说，本发明提供了一种用于飞机试飞的测压装置，其可以飞机试飞过程中，无需连接电源线和信号线，且可以通过可拆卸的方式便捷连接飞机的结构部件以检测其承受的压力大小。
为解决上述技术问题，本发明提出了一种用于飞机试飞的测压装置，包括一个压力传感器，所述用于飞机试飞的测压装置用于飞机试飞过程中检测飞机的结构部件承受的压力大小，其中，所述用于飞机试飞的测压装置进一步包括围绕所述压力传感器设置的电池以及与所述电池组合成环状的电路模组，所述电路模组中可拆卸地连接有至少一个存储卡，所述压力传感器由所述电池供电并将其测量信号传输并存储在所述电路模组中的所述存储卡中；所述用于飞机试飞的测压装置进一步包括一个粘胶层，所述压力传感器和所述电池以及所述电路模组通过所述粘胶层粘接在所述飞机的结构部件上；所述电路模组与所述粘胶层相互粘接的底部设置有向所述压力传感器的底部伸出的信号接头，所述压力传感器底部设置有与所述信号接头电连接的信号触头。
本发明的上述用于飞机试飞的测压装置将压力传感器、电源以及用于存储检测数据的存储卡组合成一个独立运行的结构部件，无需在试飞飞机的机体内布置电源线和信号线，无需耗费飞机上有限的电能，可以随时通过粘胶层将整个独立运行的结构部件粘接在需要测量压力的飞机部件上。采用本发明的用于飞机试飞的测压装置，可以利用最少量的试飞飞机完成多种试飞任务，可以节约大量的资金和时间。
附图说明
以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，
图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的用于飞机试飞的测压装置的总体结构示意图；
图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的用于飞机试飞的测压装置的分解透视图。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。
图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的用于飞机试飞的测压装置的总体结构示意图，所述用于飞机试飞的测压装置1用于飞机试飞过程中检测飞机的结构部件承受的压力大小，例如，在飞机试飞的时候，可以将所述便捷测压装置1通过可拆卸的方式便捷连接到飞机的结构部件上，例如飞机蒙皮表面或承力梁等结构部件上。
具体来说，为了克服背景技术部分提及的现有技术的缺陷，本发明提供了图1所示的用于飞机试飞的测压装置1，该用于飞机试飞的测压装置1将压力传感器100、电源200以及用于存储检测数据的存储卡301组合成一个独立运行的结构部件，无需在试飞飞机的机体内布置电源线和信号线，无需耗费飞机上有限的电能，可以随时通过粘胶层400将整个独立运行的结构部件粘接在需要测量压力的飞机部件上，试飞检测完成之后，可以方便的从飞机部件上拆下本发明的用于飞机试飞的测压装置1，取出存储卡301读取检测数据。采用本发明的用于飞机试飞的测压装置1，可以不用专门组装试飞飞机采集数据，任何普通组装的飞机均可以在需要测量数据的时候将本发明的用于飞机试飞的测压装置1粘贴到飞机结构上进行测量，即便压力传感器100出现故障，也很容易将其拆除更换一个新的用于飞机试飞的测压装置1。显然的，采用本发明的用于飞机试飞的测压装置1，可以利用最少量的试飞飞机完成多种试飞任务，除了特定的测量需要采用预先铺设了电线和信号线的试飞飞机之外，大量的测压实验都可以用普通飞机进行试飞测量，可以节约大量的资金和时间。
下面参照图2详细说明本发明的用于飞机试飞的测压装置1的结构，其中，图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的用于飞机试飞的测压装置的分解透视图，如图，本实施例的用于飞机试飞的测压装置1包括一个压力传感器100，还包括围绕压力传感器100设置的电池200以及与电池200组合成环状的电路模组300，电路模组300中可拆卸地连接有至少一个存储卡301，其中，压力传感器100由电池200供电并将其测量信号传输并存储在电路模组300中的存储卡301中。当然，为了将整个用于飞机试飞的测压装置1连接到需要检测的飞机部件上，本发明的用于飞机试飞的测压装置1进一步包括一个粘胶层400，压力传感器100和电池200以及电路模组300通过粘胶层400粘接在飞机的结构部件上。
本领域技术人员应当理解，本发明所采用的压力传感器100可以是任意一种现有的可用于空气动力学研究或实验用的呈薄片状结构的压力传感器，本领域技术人员可以将市场上购买获得的这种压力传感器封装外壳形成图2所示的结构，关于压力传感器的工作原理和内部构造均为现有技术，不属于本发明的保护范围，在此不再一一赘述。
在一个具体实施例中，如图，压力传感器100呈圆片状，电池200和电路模组300组合形成围绕压力传感器100的碟状圆环，所述碟状圆环从其中间向其外侧边缘呈厚度逐渐变薄的流线形结构。本实施例的结构设置可通过流线形结构降低压力传感器100的突出边缘对气流的扰动，尽量避免粘接到飞机的结构部件上后影响压力测量结果的准确性。
进一步地，为了降低结构边缘对气流的扰动，优选碟状圆环的中间最大厚度等于压力传感器100的厚度，即二者没有高度差，避免了结构突出。当然，本领域技术人员应当理解，对于飞机的内部结构测试而言，电池200和电路模组300仅仅组合成普通形状的环状即可，不一定非要组合成碟状圆环，因为内部结构无需考虑气动外形以及对气流的干扰问题。需要指出的是，本发明采用电池200和电路模组300组合成环状的结构，同样面积下可以最大化减少结构体积，便于系统存放和运输。
在另一个具体实施例中，电池200与压力传感器100相互配合的表面上设置有第一凸缘电极201，压力传感器100上设置有与第一凸缘电极201卡扣配合的第一凹槽电极101。优选地，第一凸缘电极201和第一凹槽电极101垂直于粘胶层400表面。
在又一个具体实施例中，电池200与电路模组300相互配合的表面上设置有第二凸缘电极202，电路模组300上设置有与第二凸缘电极202卡扣配合的第二凹槽电极302。优选地，第二凸缘电极202和第二凹槽电极302垂直于粘胶层400表面。
在还有一个具体实施例中，如图，电池200上分别设置有一正一负两个第一凸缘电极201和一正一负两个第二凸缘电极202。
上述关于凸缘电极和凹槽电极的实施例中，通过第一凸缘电极201和第二凸缘电极202及其对应的第一凹槽电极101和第二凹槽电极302的设置，最大化的减少了电池200和电路模组300以及压力传感器100的供电结构，同时利用上述供电结构作为定位和连接用途的卡接结构，便于组装定位，避免了结构错位带来的系统失效。也就是说，作为精密的检测设备，需要确保组装的准确性和牢固性，同时还要确保各结构之间的电连接关系。上述实施例中所采用的凸缘和凹槽结构，同时具备了供电和卡接定位的功能，简化了结构，提高了组装的准确性和牢固性，提高了效率节约了成本。另外，采用垂直于粘胶层400表面的凸缘和凹槽结构，有利于组装卡接过程中，压力传感器100、电源200以及电路模组300均可以独立地从上往下按压粘接到粘胶层400上，避免出现相互卡接的结构之间产生力的作用，影响粘接牢固性。
在另外的一个具体实施例中，如图所示，电路模组300与粘胶层400相互粘接的底部设置有向压力传感器100的底部伸出的信号接头303，压力传感器100底部设置有与信号接头303电连接的信号触头(图中未示出)。本实施例的优点是，通过信号接头303和信号触头的连接，省略了电路开关，简化了结构，提高了设备的可靠性。
即，本发明的用于飞机试飞的测压装置1在需要使用的时候，其使用方法的步骤为：
首先将分离状态的电源200和电路模组300连接在一起形成碟状圆环，然后将该碟状圆环粘接到粘胶层400上，之后从上往下将压力传感器100装配到碟状圆环中间，信号接头303和信号触头的连接，此时整个电路导通开始工作，不需要设置任何开关结构，十分方便便捷。
然后插入存储卡301，在压力传感器100上施加一定的压力，之后将存储卡301取下读取数据，比对存储卡301中存储的压力测量数值与该压力的数值是否一致，如果不一致则更换不工作的部件并重新前述安装步骤，最终确保整个用于飞机试飞的测压装置1可以正常工作。
最后插入存储卡301，将整个用于飞机试飞的测压装置1粘接到飞机结构上去。
测试完成之后将整个用于飞机试飞的测压装置1从飞机上取下(将粘胶层400从飞机结构上揭下来)，取下存储卡301读取数据即可完成整个测试过程。
上述实施例的无开关式的信号接头和信号触头结构，配合以前述的电源凸缘和凹槽结构，形成了整个体系的即插即用的连接和电源信号结构，无需设置额外的电源和信号开关，利用现有聚合物锂电池的大容量特性，足够支撑飞机试飞实验通常所需的几小时或者几天时间，结构简单可靠，易于组装，便于操作。
综上所述，本发明的上述用于飞机试飞的测压装置将压力传感器、电源以及用于存储检测数据的存储卡组合成一个独立运行的结构部件，无需在试飞飞机的机体内布置电源线和信号线，无需耗费飞机上有限的电能，可以随时通过粘胶层将整个独立运行的结构部件粘接在需要测量压力的飞机部件上。采用本发明的用于飞机试飞的测压装置，可以利用最少量的试飞飞机完成多种试飞任务，可以节约大量的资金和时间。
本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。