【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
本申請屬于高超聲速飛行器熱試驗領(lǐng)域，特別涉及一種實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法。
技術(shù)介紹
1、飛行器表面常開有不同尺寸的口蓋。在飛行過程中，外部的高溫氣體可能通過口蓋處的縫隙進入飛行器內(nèi)部，引起內(nèi)部環(huán)境溫度與壓力變化，影響艙內(nèi)設(shè)備正常工作。為避免這一問題，需要在口蓋部位進行熱密封設(shè)計，并開展考核口蓋部位熱密封性能的試驗測試。
2、測試過程中，需在口蓋部位模擬飛行中的氣動加熱與內(nèi)外壓差環(huán)境。目前，常利用高溫高壓氣體流過試驗件表面的方式模擬飛行中的熱壓環(huán)境。這一方式的優(yōu)點在于可考慮高溫氣體對縫隙的影響，不足在于熱壓環(huán)境控制難度較大且試驗成本高，難以滿足熱壓環(huán)境精確模擬與多次重復(fù)測試需求。
3、因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、本申請的目的是提供了一種實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，以解決現(xiàn)有技術(shù)存在的至少一個問題。
2、本申請的技術(shù)方案是：
3、一種實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，包括：
4、步驟一、進行專用試驗工裝設(shè)計；
5、步驟二、進行試驗件設(shè)計；
6、步驟三、將試驗件與專用試驗工裝進行裝配；
7、步驟四、搭建熱壓環(huán)境模擬系統(tǒng)；
8、步驟五、基于熱壓環(huán)境模擬系統(tǒng)，對試驗件開展熱密封性能測試。
9、在本申請的至少一個實施例中，步驟一中，進行專用試驗工裝設(shè)計，包括：
10、s11、進行專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)設(shè)計；
11、s12、進行專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計；
12、s13、進行專用試驗工裝的連接結(jié)構(gòu)設(shè)計；
13、s14、根據(jù)專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)、隔熱結(jié)構(gòu)以及連接結(jié)構(gòu)，加工得到專用試驗工裝。
14、在本申請的至少一個實施例中，s11中，進行專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)設(shè)計，專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)包括：
15、鋼制殼體，所述鋼制殼體為上端開口的方形盒狀體，上端開口處設(shè)置有外翻邊，所述外翻邊距離鋼制殼體內(nèi)表面10mm處開有用于安裝密封膠圈的密封槽，所述外翻邊沿周向開設(shè)有多個用于與試驗件連接的專用試驗工裝螺栓孔。
16、在本申請的至少一個實施例中，s12中，進行專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計，專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)包括：
17、專用試驗工裝隔熱層，所述專用試驗工裝隔熱層鋪設(shè)在所述鋼制殼體的內(nèi)壁面。
18、在本申請的至少一個實施例中，s13中，進行專用試驗工裝的連接結(jié)構(gòu)設(shè)計，包括：
19、根據(jù)承受的最大剪力對用于專用試驗工裝與試驗件連接的螺栓數(shù)量、材料、螺桿直徑進行設(shè)計；
20、在平行于外翻邊的單個方向，專用試驗工裝與試驗件升溫后存在的總剪力f為：
21、
22、其中，e1為試驗件蒙皮材料彈性模量，e2為鋼制殼體彈性模量，α1為試驗件蒙皮材料熱膨脹系數(shù)，α2為鋼制殼體熱膨脹系數(shù)，δt為測試過程中的最大溫升；
23、對于單邊螺栓孔數(shù)量為n的專用試驗工裝和試驗件，角落處螺栓承受的剪力最大，最大剪力fbmax為：
24、
25、為避免螺栓失效，角落處螺栓所受最大剪力fbmax滿足：
26、
27、其中，d為螺桿直徑，σs為螺栓材料屈服強度。
28、在本申請的至少一個實施例中，步驟二中，進行試驗件設(shè)計，所述試驗件包括：
29、口蓋，所述口蓋的內(nèi)表面鋪設(shè)有試驗件隔熱層，外表面設(shè)置有蒙皮，所述蒙皮延伸出所述口蓋主體的部分形成連接部，所述連接部沿周向開設(shè)有多個用于與專用試驗工裝連接的試驗件螺栓孔。
30、在本申請的至少一個實施例中，步驟三中，將試驗件與專用試驗工裝進行裝配，包括：
31、在專用試驗工裝的密封槽中安裝密封膠圈；
32、將試驗件與專用試驗工裝上的螺栓孔對準(zhǔn)，采用螺栓進行裝配，裝配后試驗件與專用試驗工裝之間形成封閉腔體。
33、在本申請的至少一個實施例中，步驟四中，搭建熱壓環(huán)境模擬系統(tǒng)，包括：
34、在專用試驗工裝上安裝進氣閥以及抽氣閥，將抽氣閥與抽氣裝置連接；
35、在專用試驗工裝上布置溫度測點以及壓力測點，將溫度測點以及壓力測點的測量線路與控制系統(tǒng)連接；
36、在試驗件正上方吊裝輻射加熱裝置；
37、將控制系統(tǒng)的控制線路分別與抽氣裝置以及輻射加熱裝置連接；
38、通過隔熱氈對試驗件以及輻射加熱裝置側(cè)面進行圍擋，使試驗件與輻射加熱裝置之間近似形成封閉腔體，在試驗過程中營造試驗件表面高溫氣體環(huán)境。
39、在本申請的至少一個實施例中，步驟五中，基于熱壓環(huán)境模擬系統(tǒng)，對試驗件開展熱密封性能測試，包括：
40、s51、關(guān)閉進氣閥，打開抽氣閥，啟動抽氣裝置，按照試驗要求逐漸降低封閉腔體內(nèi)部氣壓水平，達到穩(wěn)定狀態(tài)后停止抽氣，關(guān)閉抽氣閥；
41、s52、啟動輻射加熱裝置，按照試驗要求模擬試驗件表面氣動熱環(huán)境，記錄封閉腔體內(nèi)部的氣壓以及溫度數(shù)據(jù)；
42、s53、試驗加載完成后，關(guān)閉輻射加熱裝置，打開進氣閥，待封閉腔體內(nèi)部氣壓達到1atm后結(jié)束試驗。
43、專利技術(shù)至少存在以下有益技術(shù)效果：
44、本申請的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，適用于飛行器口蓋部位熱密封性能測試，能夠?qū)崿F(xiàn)熱密封性能測試中氣動加熱與內(nèi)外壓差環(huán)境獨立模擬，可在測試中進行熱壓環(huán)境精確控制，從而提高了飛行器口蓋部位熱密封性能測試準(zhǔn)確性；同時，試驗成本低，可用于開展熱密封性能多次重復(fù)測試。
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1.一種實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，步驟一中，進行專用試驗工裝設(shè)計，包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，S11中，進行專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)設(shè)計，專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)包括：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，S12中，進行專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計，專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)包括：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，S13中，進行專用試驗工裝的連接結(jié)構(gòu)設(shè)計，包括：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，步驟二中，進行試驗件設(shè)計，所述試驗件包括：
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，步驟三中，將試驗件與專用試驗工裝進行裝配，包括：
8
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，步驟五中，基于熱壓環(huán)境模擬系統(tǒng)，對試驗件開展熱密封性能測試，包括：
...【技術(shù)特征摘要】
1.一種實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，步驟一中，進行專用試驗工裝設(shè)計，包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，s11中，進行專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)設(shè)計，專用試驗工裝的承力結(jié)構(gòu)包括：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在于，s12中，進行專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)設(shè)計，專用試驗工裝的隔熱結(jié)構(gòu)包括：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的實現(xiàn)熱壓環(huán)境模擬的飛行器口蓋熱密封性能測試方法，其特征在...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：張仡，吳敬濤，姚港，陳宏，張肖肖，
申請(專利權(quán))人：中國飛機強度研究所，
類型：發(fā)明
國別省市：
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