CN114509652B - 一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法。该飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法，包括支架、设于支架上的DC程控高压电源、结构体电容、高压电缆、固定试件底板、直读式微安表、等效负载、同轴电缆、射频噪声真有效测量控制器、光纤、接地汇流条和底座、连接在底座上的伸缩机构、设于伸缩机构内的调节机构、连接在伸缩机构顶端的托架、连接在托架上的噪声接收电极和高压电极、连接在固定试件底板上的试件电极以及连接在支架底部的若干个万向轮；本发明采用远程控制，等效负载，宽带增益放大的方法，有效实现对飞机静电放电器的可靠、平稳放电，满足高频通信***和仪表对射频放电精确信号功率检测的要求。

Description

一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法

技术领域

本发明属于飞机静电防护技术领域，具体涉及一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法。

背景技术

飞机在飞行过程中，其表面与尘埃、冰晶体、雨以及其他物质粒子发生碰撞，连续碰撞会引起电荷从粒子中分离出来并转移到飞机上，从而在飞机的尖端处产生很大的电位，当尖端积累的电荷超出一定的量值，从而与周围空气中的带电云团产生过大的电位差，便会发生静电放电。此外，飞机在进行空中加油时，由于两个飞机各自带电，两机间由于静电形成的电位差可能会达到300kV。这些静电荷自然耗散时产生的宽频谱电磁场是天线噪声的主要来源之一，干扰频谱高达1000MHz，这些电磁场会穿过飞机蒙皮表面和开口，与航空电子设备发生耦合，所以机载设备对静电所表现出的敏感，其实质就是机载设备中的主要电路元件对静电产生的宽带射频场表现出的敏感。而如果当器件引出线的两端有静电荷累积时，由于线间距非常小，所以特别容易发生静电放电现象，进而导致飞机导航、通信、计算机控制的失灵，甚至导致导弹等武器装备的起爆。

试验证明，受静电放电影响，飞机内的甚高频全向信标的航向误差可达10°左右。因此飞机的静电防护问题越来越被人们所关注，将飞机表面的静电荷泄放到大气中，可控泄放的方法就是安装静电放电器。合理地设计、正确地测量飞机静电放电器的射频放电噪声，为静电放电器的防护性能提供依据，以降低由静电放电产生的电磁干扰，使其对飞机***的影响降到最低。相关标准规定，飞机静电放电器以50微安的电流放电时，由放电器产生并耦合的射频总噪声电压（均方根（rms）值）应有至少40dB（后缘型）或30dB（翼尖型)的衰减，传统的测量方法中采用多个测量仪器、设备组合测试，对测试人员技能水平要求较高，对屏蔽测试场所要求也严格，操作繁琐，费时费力，而且容易造成测量误差，且测量仪器中的高压电极以及噪声接收电极多是采用直径250mm的半球铜壳体和直径500mm的半球铜壳体，在进行位置调节时，多是通过限位螺杆或螺丝等限位件配合人工扶持进行调节，不仅工作量大、精度差，且电极若存在余电则容易对工作人员造成损伤，安全性也较差。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种结构简单，设计合理的飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置及方法，包括支架、设于支架上的DC程控高压电源、结构体电容、高压电缆、固定试件底板、直读式微安表、等效负载、同轴电缆、射频噪声真有效测量控制器、光纤、接地汇流条和底座、连接在底座上的伸缩机构、设于伸缩机构内的调节机构、连接在伸缩机构顶端的托架、连接在托架上的噪声接收电极和高压电极、连接在固定试件底板上的试件电极以及连接在支架底部的若干个万向轮，所述DC程控高压电源的输出端分别与结构体电容和射频噪声真有效测量控制器的输入端连接，结构体电容的输出端和高压电极输入端通过高压电缆连接，试件电极通过高压电缆与直读式微安表连接，直读式微安表和结构体电容之间连接有试验电流取样电阻R_S，直读式微安表通过同轴电缆与射频噪声真有效测量控制器连接，等效负载用于将噪声接收电极接收的噪声转化成电压信号并传输至射频噪声真有效测量控制器，射频噪声真有效测量控制器通过光纤与试验平台连接；

所述结构体电容包括第一程控高压开关K1、第二程控高压开关K2、第一高压电阻R1、第二高压电阻R2、第三高压电阻R3和高压电容C_HV，第一程控开关K1的一端和DC程控高压电源的正输出端连接，另一端与第一高压电阻R1的一端连接，第一高压电阻R1的另一端与高压电容C_HV的一端和第二程控开关K2的一端连接，第二程控开关K2的另一端与第三高压电阻R3的一端连接，高压电容C_HV的另一端和第三高压电阻R3的另一端均与DC程控高压电源的负输出端连接，DC程控高压电源的负输出端连接到接地汇流条；

所述伸缩机构包括连接在底座上的固定柱、滑动连接在固定柱内的移动柱、套设在固定柱外部的指标环以及连接在移动柱和固定柱之间的若干个缓冲机构，调节机构用于调节移动柱沿着固定柱轴心上下往复移动，移动柱上移时控制缓冲机构从外界吸入空气并形成隔温层，移动柱下移时控制缓冲机构向外界排气并与调节机构共同为移动柱提供缓冲支撑力。

作为本发明的进一步优化方案，所述固定柱的中部设有第一圆槽，且其壁内设有第一环形腔室，第一环形腔室一侧内壁的中部位置设有第二环形腔室，第一环形腔室的底部设有第一油道，所述第一圆槽的底端中部设有第一布线孔和若干个通气孔，若干个通气孔均匀分布在第一布线孔的四周，第一圆槽的底端连接有布线管和若干个行程套管，第一圆槽的底端设有与若干个行程套管相配合的通油槽，若干个第一油道和对应的通油槽之间设有第二油道，所述移动柱位于第一圆槽内，所述第二环形腔室的顶端内壁设有调节腔室，调节腔室的内壁上设有贯穿固定柱外壁的轴孔。

作为本发明的进一步优化方案，所述移动柱的中部设有第二圆槽，第二圆槽的顶端连接有圆柱和若干个与行程套管相配合的支撑杆，支撑杆的一端连接有活塞，活塞位于行程套管内，圆柱内设有第二布线孔，第二布线孔贯穿移动柱，若干个缓冲机构连接在圆柱底端并与若干个通气孔相对应设置。

作为本发明的进一步优化方案，所述缓冲机构包括连接在圆柱底端的缓冲气囊、连接在通气孔内壁上的气流控制板、设于气流控制板上的若干个进气孔和一个排气孔，气流控制板的顶端连接有覆盖进气孔的塑性胶片，塑性胶片仅有一端与气流控制板的顶端连接，所述缓冲气囊的一端与第一圆槽的底端连接并覆盖相对应的通气孔。

作为本发明的进一步优化方案，所述调节机构包括穿过轴孔的调节旋钮、连接在调节旋钮上的棘轮、连接在调节腔室顶端内壁上的连接板、连接在连接板上的限位爪、连接在调节旋钮一端的限位杆、活动连接在调节腔室侧壁上的转轴、连接在转轴上的驱动齿轮、设于第一环形腔室内的驱动套筒、连接在驱动套筒外壁上的环形齿轮、螺纹连接在驱动套筒内部的移动环以及连接在移动环下端的油囊，所述油囊与第一油道连通，所述第一环形腔室的另一侧内壁上设有滑槽，移动环上连接有与滑槽相配合的滑块，转轴上设有与限位杆相配合的限位腔室。

作为本发明的进一步优化方案，所述第一环形腔室的底端设有第一环形槽，固定柱的外壁靠近底部的位置设有与第一环形槽连通的第二环形槽，驱动套筒的底端连接有与第一环形槽相配合的第一环形件，指标环的内壁连接有与第二环形槽相配合的第二环形件，第一环形件和第二环形件相连接，固定柱外壁上设有与指标环相配合的刻度线。

一种采用如上述装置进行飞机静电放电器射频放电噪音试验测试的方法，包括以下步骤：

步骤S1、将试验件固定在固定试件底板上并与试件电极连接，试件电极通过直读式微安表和试验电流取样电阻R_S连接到接地汇流条形成电流环路，通过调节机构驱动移动柱带动托架、高压电极以及噪声接收电极沿着固定柱轴心方向向上移动，当试件电极的一端位于高压电极的中心位置时停止移动；

步骤S2、控制射频噪声真有效测量控制器进行自检；

步骤S3、通过射频噪声真有效测量控制器向DC程控高压电源发起握手协议并初始化DC程控高压电源的电压为0V；

步骤S4、试验平台通过射频噪声真有效测量控制器远程调节DC程控高压电源的电流电压，同时开启第一远程开关K1，当DC程控高压电源的电压上升至2KV以上时，高压电极和试件电极之间开始电晕放电；

步骤S5、逐渐升高DC程控高压电源的电压，直到直读式微安表的显示数值达到预设的试验电流50μA后，射频噪声真有效测量控制器开始采集射频总噪声电压数据并传输至试验平台；

步骤S6、数据采集完成后，试验平台通过射频噪声真有效测量控制器远程关闭DC程控高压电源的电流电压，同时开启第二远程开关K2，开始***放电，直到放电结束后断开第一、二远程开关K1、K2，关闭***电源，并通过调节机构调节移动柱带动托架、高压电极以及噪声接收电极沿着固定柱轴心方向向下移动，直至复位。

本发明的有益效果在于：

1）、本发明采用远程控制，等效负载，宽带增益放大的方法，有效实现对飞机静电放电器的可靠、平稳放电，满足高频通信***和仪表对射频放电精确信号功率检测的要求；

2）、可以通过调节机构便捷的调节高压电极和噪声接收电极的位置，可以精准的快速提升到指定的高度并在布线孔四周形成一层空气隔温层，便于试验件的安装和拆卸，同时也防止布线孔内电缆通电时散发的温度对调节机构造成影响，同时在不接触电极的情况下使其稳定的缓慢下移，防止过重的电极因降速过快而受损，同时不接触电极也可防止电极残存余电而对工作人员造成损伤，安全性较高。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明伸缩机构的结构示意图；

图3是本发明固定柱的剖视图；

图4是本发明移动柱的剖视图；

图5是本发明图2中A处放大图；

图6是本发明图2中B处放大图；

图7是本发明图2中C处放大图；

图8是本发明图2中D处放大图；

图9是本发明棘轮和限位爪的相配合视图；

图10是本发明驱动齿轮和环形齿轮的相配合视图；

图11是本发明的电路连接示意图。

图中：1、支架；2、DC程控高压电源；3、结构体电容；4、高压电缆；5、固定试件底板；6、试件电极；7、高压电极；8、噪声接收电极；9、托架；10、伸缩机构；1001、固定柱；1002、移动柱；1003、指标环；1004、第一圆槽；1005、第一环形腔室；1006、第二环形腔室；1007、第一环形槽；1008、第二环形槽；1009、第一布线孔；1010、布线管；1011、行程套管；1012、通油槽；1013、通气孔；1014、第一油道；1015、第二油道；1016、调节腔室；1017、轴孔；1018、第二圆槽；1019、圆柱；1020、支撑杆；1021、第二布线孔；1022、活塞；1023、缓冲气囊；1024、气流控制板；1025、排气孔；1026、进气孔；1027、塑性胶片；11、调节机构；1101、调节旋钮；1102、棘轮；1103、连接板；1104、限位爪；1105、转轴；1106、限位杆；1107、驱动齿轮；1108、环形齿轮；1109、驱动套筒；1110、油囊；1111、移动环；1112、滑块；12、底座；13、直读式微安表；14、等效负载；15、同轴电缆；16、射频噪声真有效测量控制器；17、光纤；18、万向轮；19、接地汇流条。

具体实施方式

下面结合附图对本申请作进一步详细描述，有必要在此指出的是，以下具体实施方式只用于对本申请进行进一步的说明，不能理解为对本申请保护范围的限制，该领域的技术人员可以根据上述申请内容对本申请作出一些非本质的改进和调整。

实施例1

如图1所示，一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，包括支架1、设于支架1上的DC程控高压电源2、结构体电容3、高压电缆4、固定试件底板5、直读式微安表13、等效负载14、同轴电缆15、射频噪声真有效测量控制器16、光纤17、接地汇流条19和底座12、连接在底座12上的伸缩机构10、设于伸缩机构10内的调节机构11、连接在伸缩机构10顶端的托架9、连接在托架9上的噪声接收电极8和高压电极7、连接在固定试件底板5上的试件电极6以及连接在支架1底部的若干个万向轮18，DC程控高压电源2的输出端分别与结构体电容3和射频噪声真有效测量控制器16的输入端连接，结构体电容3的输出端和高压电极7输入端通过高压电缆4连接，试件电极6通过高压电缆4与直读式微安表13连接，直读式微安表13和结构体电容3之间连接有试验电流取样电阻R_S，直读式微安表13通过同轴电缆15与射频噪声真有效测量控制器16连接，等效负载14用于将噪声接收电极8接收的噪声转化成电压信号并传输至射频噪声真有效测量控制器16，射频噪声真有效测量控制器16通过光纤17与试验平台连接；

如图11所示，结构体电容3包括第一程控高压开关K1、第二程控高压开关K2、第一高压电阻R1、第二高压电阻R2、第三高压电阻R3和高压电容C_HV，第一程控开关K1的一端和DC程控高压电源2的正输出端连接，另一端与第一高压电阻R1的一端连接，第一高压电阻R1的另一端与高压电容C_HV的一端和第二程控开关K2的一端连接，第二程控开关K2的另一端与第三高压电阻R3的一端连接，高压电容C_HV的另一端和第三高压电阻R3的另一端均与DC程控高压电源2的负输出端连接，DC程控高压电源2的负输出端连接到接地汇流条19；

其中，射频噪声真有效测量控制器16通过RJ45接口远程控制DC程控高压电源2恒流恒压输出，用于为飞机静电放电器射频放电噪声测试提供50KV正极性可调试验电源，结构体电容3输出端通过高压电缆4与高压电极7连接，用于模拟各型飞机电位与放电时间的依存关系，高压电容C_HV用于模拟飞机机体电容，第二高压电阻R2模拟静电放电刷的电阻特性，第二程控高压开关K2与第三高压电阻R3，用于控制释放高压电容储存的能量。

其中，高压电极7采用直径250mm的半球铜壳体，噪声接收电极8采用直径500mm的半球铜壳体，使高压电极7到噪声接收电极8的间距保持250mm的距离，具体为，将高压电极7底部和噪声接收电极8中部之间通过绝缘件进行连接，噪声接收电极8和托架9连接，噪声接收电极8移动时可带动高压电极7同向、同距离的移动，试件电极6***高压电极7中心位置处，确保高压电晕放电发生在高压电极7和试件电极6之间，因高压电极7电晕放电而产生的噪声信号则通过高压电极7和噪声接收电极8之间的电容实现信号耦合，试件电极6通过高压电缆4与直读式微安表13的一端连接，直读式微安表13的另一端与试验电流取样电阻R_S连接，用于显示试验电流，同时将试验电流通过同轴电缆15连接射频噪声真有效测量控制器16。

其中，等效负载14将噪声接受电极接收到的噪声转化为电压信号，包含场控分压电阻Rt、同轴等效电容C_SH、匹配负载电阻R_L，噪声接受电极同时连接场控分压电阻Rt、同轴等效电容C_SH、匹配负载电阻R_L的第一端口，接场控分压电阻Rt、同轴等效电容C_SH、匹配负载电阻R_L的第二端口同时接入接地汇流条19。

其中，射频噪声真有效测量控制器16通过光纤17连接到试验平台用于将微安电流同步采集模块采集到的试验电流、噪声电压依次经过宽带射频噪声缓冲模块，真有效值功率模块转化后与磁隔离接口模块的输入端连接，磁隔离接口模块输出端与测量控制器模块输入端连接，测量控制器模块通过光纤17将采集信息发送给试验平台显示，同时测量控制器输出信号到磁隔离接口模块控制第一高压开关K1、第二高压开关K2、以及DC程控高压电源2的恒压恒流输出。

采用上述装置进行飞机静电放电器射频放电噪音试验测试时，包括以下步骤：

步骤S1、将试验件固定在固定试件底板5上并与试件电极6连接，试件电极6通过直读式微安表13和试验电流取样电阻RS连接到接地汇流条19形成电流环路，通过调节机构11驱动移动柱1002带动托架9、高压电极7以及噪声接收电极8沿着固定柱1001轴心方向向上移动，当试件电极6的一端位于高压电极7的中心位置时停止移动；

步骤S2、控制射频噪声真有效测量控制器16进行自检；

步骤S3、通过射频噪声真有效测量控制器16向DC程控高压电源2发起握手协议并初始化DC程控高压电源2的电压为0V；

步骤S4、试验平台通过射频噪声真有效测量控制器16远程调节DC程控高压电源2的电流电压，同时开启第一远程开关K1，当DC程控高压电源2的电压上升至2KV以上时，高压电极7和试件电极6之间开始电晕放电；

步骤S5、逐渐升高DC程控高压电源2的电压，直到直读式微安表13的显示数值达到预设的试验电流50μA后，射频噪声真有效测量控制器16开始采集射频总噪声电压数据并传输至试验平台；

步骤S6、数据采集完成后，试验平台通过射频噪声真有效测量控制器16远程关闭DC程控高压电源2的电流电压，同时开启第二远程开关K2，开始***放电，直到放电结束后断开第一、二远程开关K1、K2，关闭***电源，并通过调节机构11调节移动柱1002带动托架9、高压电极7以及噪声接收电极8沿着固定柱1001轴心方向向下移动，直至复位。

上述试验过程有效解决了飞机静电放电器射频放电噪声测试难的问题，采用远程控制、等效负载、宽带增益放大的方法，有效实现对飞机静电放电器的可靠、平稳放电，满足高频通信***和仪表对射频放电精确信号功率检测的要求，并且，试验平台通过光纤17控制50KV高压，确保了试验人员的操作安全。

其中，如图2所示，伸缩机构10包括连接在底座12上的固定柱1001、滑动连接在固定柱1001内的移动柱1002、套设在固定柱1001外部的指标环1003以及连接在移动柱1002和固定柱1001之间的若干个缓冲机构，调节机构11用于调节移动柱1002沿着固定柱1001轴心上下往复移动，移动柱1002上移时控制缓冲机构从外界吸入空气并形成隔温层，移动柱1002下移时控制缓冲机构向外界排气并与调节机构11共同为移动柱1002提供缓冲支撑力。

需要说明的是，因高压电极7和噪声接收电极8采用铜制，其重量较大，在进行调节时，通过调节机构11调节移动柱1002在固定柱1001内进行稳定移动，同时，伸缩机构10中设有供高压电缆4穿过的布线孔，当移动柱1002在固定柱1001内向上移动时，说明需要进行试验过程，则移动柱1002在移动过程中控制缓冲机构从外界吸入空气，若干个缓冲机构充气后膨胀并相互贴附，可以在高压电缆4四周形成空气隔温层，可以有效的隔绝高压电缆4通电时散发的热量，防止热量传递至调节机构11处对其造成影响，从而减少了温度变化对试验精度的影响。

其中，如图3所示，固定柱1001的中部设有第一圆槽1004，且其壁内设有第一环形腔室1005，第一环形腔室1005一侧内壁的中部位置设有第二环形腔室1006，第一环形腔室1005的底部设有第一油道1014，第一圆槽1004的底端中部设有第一布线孔1009和若干个通气孔1013，若干个通气孔1013均匀分布在第一布线孔1009的四周，第一圆槽1004的底端连接有布线管1010和若干个行程套管1011，第一圆槽1004的底端设有与若干个行程套管1011相配合的通油槽1012，若干个第一油道1014和对应的通油槽1012之间设有第二油道1015，移动柱1002位于第一圆槽1004内，第二环形腔室1006的顶端内壁设有调节腔室1016，调节腔室1016的内壁上设有贯穿固定柱1001外壁的轴孔1017。

其中，如图4所示，移动柱1002的中部设有第二圆槽1018，第二圆槽1018的顶端连接有圆柱1019和若干个与行程套管1011相配合的支撑杆1020，支撑杆1020的一端连接有活塞1022，活塞1022位于行程套管1011内，圆柱1019内设有第二布线孔1021，第二布线孔1021贯穿移动柱1002，若干个缓冲机构连接在圆柱1019底端并与若干个通气孔1013相对应设置。

需要说明的是，圆柱1019位于第一圆槽1004内，支撑杆1020和活塞1022位于行程套管1011内，活塞1022和行程套管1011内壁紧密接触，调节机构11可以驱动活塞1022在行程套管1011内进行上下移动并带动支撑杆1020和移动柱1002进行同向、等距的移动，而圆柱1019跟随移动柱1002向上移动时，会拉伸缓冲机构，缓冲机构从通气孔1013处吸入空气，充满空气的缓冲机构膨胀并在布线管1010四周形成一个空气隔温层。

其中，如图8所示，缓冲机构包括连接在圆柱1019底端的缓冲气囊1023、连接在通气孔1013内壁上的气流控制板1024、设于气流控制板1024上的若干个进气孔1026和一个排气孔1025，气流控制板1024的顶端连接有覆盖进气孔1026的塑性胶片1027，塑性胶片1027仅有一端与气流控制板1024的顶端连接，缓冲气囊1023的一端与第一圆槽1004的底端连接并覆盖相对应的通气孔1013。

需要说明的是，如上述圆柱1019移动的过程，缓冲气囊1023拉伸时其内部气压变大并从外部吸入空气，具体为，空气从通气孔1013流入，并经过气流控制板1024，气流控制板1024在进气过程中，塑性胶片1027会被气流顶起，此时，空气可以从进气孔1026和排气孔1025一同进入缓冲气囊1023内，达到快速吸入空气配合圆柱1019移动的效果，同时充满空气的缓冲气囊1023可以在布线管1010四周形成一个空气隔温层，可以有效的防止布线管1010内的高压电缆4在通电时产生的热量转移至调节机构11中；

而在圆柱1019下移过程中，即高压电极7和噪声接收电极8下移过程，因电极重量较大，在工作人员不接触电极的情况下，缓冲气囊1023此时受到压力并向外排出空气，此时缓冲气囊1023内部的空气从气流控制板1024处向通气孔1013排出，因气流方向压紧塑性胶片1027覆盖进气孔1026，此时气流只能够从排气孔1025缓慢排出，缓冲气囊1023的气体排出量较小，可以起到一定的缓冲效果，使得电极缓慢下移，且不需要去人工扶持电极，可以确保电极下移过程稳定且不会发生撞击，同时提高了工作人员的安全性。

其中，如图5、图6、图7、图9和图10所示，调节机构11包括穿过轴孔1017的调节旋钮1101、连接在调节旋钮1101上的棘轮1102、连接在调节腔室1016顶端内壁上的连接板1103、连接在连接板1103上的限位爪1104、连接在调节旋钮1101一端的限位杆1106、活动连接在调节腔室1016侧壁上的转轴1105、连接在转轴1105上的驱动齿轮1107、设于第一环形腔室1005内的驱动套筒1109、连接在驱动套筒1109外壁上的环形齿轮1108、螺纹连接在驱动套筒1109内部的移动环1111以及连接在移动环1111下端的油囊1110，油囊1110与第一油道1014连通，第一环形腔室1005的另一侧内壁上设有滑槽，移动环1111上连接有与滑槽相配合的滑块1112，转轴1105上设有与限位杆1106相配合的限位腔室。

需要说明的是，如上述调节电极位置的过程，调节移动柱1002上移时，通过调节旋钮1101带动转轴1105进行正向转动，即棘轮1102和限位爪1104不限位的转动方向，此时调节旋钮1101可以驱动转轴1105和驱动齿轮1107进行正向转动，驱动齿轮1107正向转动时驱使环形齿轮1108和驱动套筒1109进行转动，因移动环1111通过滑块1112和滑槽进行限位，因此，驱动套筒1109转动后可以驱使和其螺纹连接的移动环1111进行下移，移动环1111下移时开始压迫油囊1110，油囊1110中的油体依次流经第一油道1014、第二油道1015、通油槽1012并最终流入行程套管1011内，此时，油体可以推动活塞1022向上移动并带动支撑杆1020向上移动，达到驱动移动柱1002、托架9、高压电极7和噪声接收电极8向上移动的效果，并且，棘轮1102收到限位爪1104的限位作用，上移过程结束后限位爪1104可以限位其反向转动，达到稳定支撑的效果；

而在控制电极下移的过程中，向外抽出调节旋钮1101，因调节旋钮1101和转轴1105之间通过限位杆1106滑动连接，所以调节旋钮1101和转轴1105之间的间距可以调节且不会影响调节旋钮1101和转轴1105的连接关系，调节旋钮1101依旧可以带动转轴1105转动，反之亦然，当调节旋钮1101向外抽出时，其上的棘轮1102和限位爪1104脱离，不再限位，高压电极7和噪声接收电极8的自身重力压迫托架9和移动柱1002，移动柱1002下移并带动圆柱1019和支撑杆1020下移，此过程中，活塞1022将油体重新压回油囊1110内，并驱使移动环1111上移，此过程中，驱动套筒1109反向转动并为移动环1111提供一定的摩擦力，摩擦力可以转化成缓冲电极下移的缓冲力，同时配合上述缓冲气囊1023的缓慢排气过程，可以使得电极处于缓慢且稳定的降落过程，防止电极下降过快而导致其受损，同时也不需要人工扶持电极进行下移，大大提高了安全性。

其中，如图2、图3和图7所示，第一环形腔室1005的底端设有第一环形槽1007，固定柱1001的外壁靠近底部的位置设有与第一环形槽1007连通的第二环形槽1008，驱动套筒1109的底端连接有与第一环形槽1007相配合的第一环形件，指标环1003的内壁连接有与第二环形槽1008相配合的第二环形件，第一环形件和第二环形件相连接，固定柱1001外壁上设有与指标环1003相配合的刻度线。

需要说明的是，在上述驱动套筒1109进行转动时，可以带动第一环形件、第二环形件和指标环1003进行同角度的转动，驱动套筒1109转动指定角度可以驱使移动环1111下移指定距离，移动环1111下移指定距离后可以驱使活塞1022移动相应的距离，此计算方式为现有技术，类似于丝杆移动机构，根据具体设计进行计算，然后将移动距离和转动角度进行对应定义，指标环1003转动时所指的刻度线即为电极移动距离，便于工作人员直观的查看和控制，大大提高了电极移动距离的精准度，可以满足MIL-DTL-9129G标准中飞机静电放电刷放电电流、射频放电噪声、连续放电、功耗及电气闪络测试等多项性能参数的综合试验验证。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，其特征在于：包括支架、设于支架上的DC程控高压电源、结构体电容、高压电缆、固定试件底板、直读式微安表、等效负载、同轴电缆、射频噪声真有效测量控制器、光纤、接地汇流条和底座、连接在底座上的伸缩机构、设于伸缩机构内的调节机构、连接在伸缩机构顶端的托架、连接在托架上的噪声接收电极和高压电极、连接在固定试件底板上的试件电极以及连接在支架底部的若干个万向轮，所述DC程控高压电源的输出端分别与结构体电容和射频噪声真有效测量控制器的输入端连接，结构体电容的输出端和高压电极输入端通过高压电缆连接，试件电极通过高压电缆与直读式微安表连接，直读式微安表和结构体电容之间连接有试验电流取样电阻R_S，直读式微安表通过同轴电缆与射频噪声真有效测量控制器连接，等效负载用于将噪声接收电极接收的噪声转化成电压信号并传输至射频噪声真有效测量控制器，射频噪声真有效测量控制器通过光纤与试验平台连接；

所述结构体电容包括第一程控高压开关K1、第二程控高压开关K2、第一高压电阻R1、第二高压电阻R2、第三高压电阻R3和高压电容C_HV，第一程控开关K1的一端和DC程控高压电源的正输出端连接，另一端与第一高压电阻R1的一端连接，第一高压电阻R1的另一端与高压电容C_HV的一端和第二程控开关K2的一端连接，第二程控开关K2的另一端与第三高压电阻R3的一端连接，高压电容C_HV的另一端和第三高压电阻R3的另一端均与DC程控高压电源的负输出端连接，DC程控高压电源的负输出端连接到接地汇流条；

所述伸缩机构包括连接在底座上的固定柱、滑动连接在固定柱内的移动柱、套设在固定柱外部的指标环以及连接在移动柱和固定柱之间的若干个缓冲机构，调节机构用于调节移动柱沿着固定柱轴心上下往复移动，移动柱上移时控制缓冲机构从外界吸入空气并形成隔温层，移动柱下移时控制缓冲机构向外界排气并与调节机构共同为移动柱提供缓冲支撑力。

2.根据权利要求1所述的一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，其特征在于：所述固定柱的中部设有第一圆槽，且其壁内设有第一环形腔室，第一环形腔室一侧内壁的中部位置设有第二环形腔室，第一环形腔室的底部设有第一油道，所述第一圆槽的底端中部设有第一布线孔和若干个通气孔，若干个通气孔均匀分布在第一布线孔的四周，第一圆槽的底端连接有布线管和若干个行程套管，第一圆槽的底端设有与若干个行程套管相配合的通油槽，若干个第一油道和对应的通油槽之间设有第二油道，所述移动柱位于第一圆槽内，所述第二环形腔室的顶端内壁设有调节腔室，调节腔室的内壁上设有贯穿固定柱外壁的轴孔。

3.根据权利要求2所述的一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，其特征在于：所述移动柱的中部设有第二圆槽，第二圆槽的顶端连接有圆柱和若干个与行程套管相配合的支撑杆，支撑杆的一端连接有活塞，活塞位于行程套管内，圆柱内设有第二布线孔，第二布线孔贯穿移动柱，若干个缓冲机构连接在圆柱底端并与若干个通气孔相对应设置。

4.根据权利要求3所述的一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，其特征在于：所述缓冲机构包括连接在圆柱底端的缓冲气囊、连接在通气孔内壁上的气流控制板、设于气流控制板上的若干个进气孔和一个排气孔，气流控制板的顶端连接有覆盖进气孔的塑性胶片，塑性胶片仅有一端与气流控制板的顶端连接，所述缓冲气囊的一端与第一圆槽的底端连接并覆盖相对应的通气孔。

5.根据权利要求2所述的一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，其特征在于：所述调节机构包括穿过轴孔的调节旋钮、连接在调节旋钮上的棘轮、连接在调节腔室顶端内壁上的连接板、连接在连接板上的限位爪、连接在调节旋钮一端的限位杆、活动连接在调节腔室侧壁上的转轴、连接在转轴上的驱动齿轮、设于第一环形腔室内的驱动套筒、连接在驱动套筒外壁上的环形齿轮、螺纹连接在驱动套筒内部的移动环以及连接在移动环下端的油囊，所述油囊与第一油道连通，所述第一环形腔室的另一侧内壁上设有滑槽，移动环上连接有与滑槽相配合的滑块，转轴上设有与限位杆相配合的限位腔室。

6.根据权利要求5所述的一种飞机静电放电器射频放电噪音试验测试装置，其特征在于：所述第一环形腔室的底端设有第一环形槽，固定柱的外壁靠近底部的位置设有与第一环形槽连通的第二环形槽，驱动套筒的底端连接有与第一环形槽相配合的第一环形件，指标环的内壁连接有与第二环形槽相配合的第二环形件，第一环形件和第二环形件相连接，固定柱外壁上设有与指标环相配合的刻度线。

7.一种采用如权利要求1-6任一所述的装置进行飞机静电放电器射频放电噪音试验测试的方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1、将试验件固定在固定试件底板上并与试件电极连接，试件电极通过直读式微安表和试验电流取样电阻R_S连接到接地汇流条形成电流环路，通过调节机构驱动移动柱带动托架、高压电极以及噪声接收电极沿着固定柱轴心方向向上移动，当试件电极的一端位于高压电极的中心位置时停止移动；

步骤S2、控制射频噪声真有效测量控制器进行自检；

步骤S3、通过射频噪声真有效测量控制器向DC程控高压电源发起握手协议并初始化DC程控高压电源的电压为0V；

步骤S4、试验平台通过射频噪声真有效测量控制器远程调节DC程控高压电源的电流电压，同时开启第一远程开关K1，当DC程控高压电源的电压上升至2KV以上时，高压电极和试件电极之间开始电晕放电；

步骤S5、逐渐升高DC程控高压电源的电压，直到直读式微安表的显示数值达到预设的试验电流50μA后，射频噪声真有效测量控制器开始采集射频总噪声电压数据并传输至试验平台；

步骤S6、数据采集完成后，试验平台通过射频噪声真有效测量控制器远程关闭DC程控高压电源的电流电压，同时开启第二远程开关K2，开始***放电，直到放电结束后断开第一、二远程开关K1、K2，关闭***电源，并通过调节机构调节移动柱带动托架、高压电极以及噪声接收电极沿着固定柱轴心方向向下移动，直至复位。

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