(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 20221070876 5.5 (22)申请日 2022.06.22 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114784583 A (43)申请公布日 2022.07.22 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 张仡　王彬文　秦强　陈宏　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 胡颖 (51)Int.Cl. H01R 31/00(2006.01) H05K 7/20(2006.01) H01R 13/52(2006.01) H01R 13/533(2006.01) H01R 13/62(2006.01) H01R 13/629(2006.01) H01R 43/00(2006.01)G01M 99/00(2011.01) B64F 5/60(2017.01) (56)对比文件 CN 114633901 A,202 2.06.17 CN 112630055 A,2021.04.09 CN 112730502 A,2021.04.3 0 CN 112444369 A,2021.0 3.05 CN 205030022 U,2016.02.10 RU 94033471 A,19 96.12.10 CA 2535577 A1,2007.08.08 WO 201012 9688 A1,2010.1 1.11 CN 112461888 A,2021.0 3.09 US 20212 93732 A1,2021.09.23 苏力德等.结构热 试验中飞行器内部空间温 度测量方法研究. 《工程与试验》 .2018,(第0 3 期), 祁圣君.通信卫星热 试验中转发器地 面测试 设备连接方案 研究. 《航天器 工程》 .20 07,(第03 期), 审查员 冯雪 (54)发明名称 空天飞机热试验测量用多响应信号转接输 出系统及方法 (57)摘要 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。 权利要求书2页 说明书6页 附图8页 CN 114784583 B 2022.08.26 CN 114784583 B 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 （2 2） 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， 其特征在权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114784583 B 2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）