[发明专利]空天飞机热试验测量用多响应信号转接输出系统及方法

权利要求书

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。