一种飞行器舱段结构热外压试验系统及方法技术方案

本发明专利技术一种飞行器舱段结构热外压试验系统，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括加热器对试验件进行加热，外压载荷加载系统包括皮囊，与试验件外壁形状相同，随形包裹在试验件外围，通过向皮囊内加入液体控制压力大小；轴向加载系统包括伺服油缸、连杆、球铰，伺服油缸固定在试验件上方，连杆一头连接伺服油缸，一头连接球铰，启动伺服油缸，带动连杆往上(下)，从而带动球铰往试验件方向轴向施加轴向拉力(压力)。解决了热外压试验同时对试验件施加热载荷、轴向拉伸载荷以及外压载荷的难题，尤其是在施加热载荷以及外压载荷的同时施加轴向拉伸载荷。

A Thermal External Pressure Test System and Method for Aircraft Section Structure

The invention relates to a hot external pressure test system for aircraft cabin structure, which includes a hot load loading system, an external pressure loading system and an axial loading system. The hot load loading system includes a heater to heat the test piece, and the external pressure loading system includes a skin bag, which is the same shape as the outer wall of the test piece and is wrapped in a conformal manner around the outer wall of the test piece. Axial loading system includes servo cylinder, connecting rod and ball hinge. The servo cylinder is fixed on the top of the test piece. One end of the connecting rod is connected with the servo cylinder, the other end is connected with the ball hinge, the servo cylinder is started, and the connecting rod is driven upward (downward) so as to drive the ball hinge to exert axially on the test piece. Axial tension (pressure). The problem of applying thermal load, axial tension load and external pressure load to the test piece at the same time in hot external pressure test is solved, especially when applying thermal load and external pressure load at the same time.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器舱段结构热外压试验系统及方法
本专利技术属于导弹、火箭等飞行器地面模拟试验领域，尤其涉及飞行器结构热外压试验，旨在实现飞行器热载荷、轴向载荷以及均匀外压载荷的联合施加。
技术介绍
结构热外压试验是为解决飞行器飞行时出现的热强度问题而发展起来的一种地面模拟试验技术，是以模拟飞行器飞行环境条件为宗旨，以全尺寸结构为对象，以研究和检验结构热强度、热刚度及防热性能为目的的地面试验，是飞行器研制过程中不可缺少的一个重要环节。传统热外压试验采用高温导热油施加热载荷以及均匀外压载荷，试验过程中需要整个试验装置密闭以实现外压载荷施加，传统热外压试验有以下缺点：1)实际试验过程中往往由于密封不严而导致试验失败；2)高温导热油在试验过程中有一定的安全隐患，且仅能实现加热温度在200℃左右；3)传统热外压试验中，轴向拉伸载荷会造成密封不严而无法施加外压载荷，因此传统热外压试验无法施加轴向拉伸载荷。
技术实现思路
(一)解决的技术问题本专利技术解决了热外压试验同时对试验件施加热载荷、轴向拉伸载荷以及外压载荷的难题，尤其是在施加热载荷以及外压载荷的同时施加轴向拉伸载荷。(二)技术方案一种飞行器舱段结构热外压试验系统，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括对试验件加热的加热器；外压加载系统包括皮囊，与试验件外壁形状相同，随形包裹在试验件外围，皮囊压力可调；轴向加载系统包括伺服油缸、连杆、球铰，伺服油缸悬挂在试验件上方，连杆一头连接伺服油缸，一头连接球铰，启动伺服油缸，带动连杆做上下运动，相应地带动球铰往试验件方向施加轴向拉力或压力。进一步地，热载荷加载系统还包括温度传感器、放大器、加热控制计算机，温度传感器安装在试验件上，温度传感器、放大器、加热控制计算机相连接，温度传感器信号经放大器放大信号传到加热控制计算机。进一步地，所述加热器为石英灯组，放在试验件内，形状随试验件内壁，照射向试验件；石英灯具有体积小，功率大，热惯性小、可控性好的特点，可组成任意形状的加热器，进一步地，所述石英灯组背面位置固定反射板。反射板将石英灯组辐射的部分热能反射回试验件表面，提高石英灯的加热功率。进一步地，所述外压加载系统的皮囊通过注入或者流出流体控制压力大小。进一步地，所述外压载荷加载系统的皮囊上包括进水口和出水口，分别与进水管和出水管相连，通过压力泵从进水管注水实现压力上升，出水管安装阀门，控制水流流出，控制压力下降。进一步地，所述外压载荷加载系统包括皮囊托架、力传感器，皮囊包裹试验件放置在皮囊托架上，皮囊托架固定在地面，力传感器与水管连接，测量压力。进一步地，所述皮囊与试验件接触的一面安装隔热层。进一步地，所述轴向加载系统还包括龙门架、底部横梁、力传感器；试验件下端固定在下部横梁上，龙门架和底部横梁连接后形成自平衡系统，伺服油缸固定在龙门架下方；所述力传感器安装在伺服油缸上，并与轴向载荷计算机相连接；所述球铰包括球头和上盖板，所述连杆下端连接球头，球头固定在上盖板里，通过上盖板向下轴向均匀施压。进一步地，还包括测量系统，测量系统包括测量计算机、数据采集系统、测量传感器，测量传感器接收到的信号经数据采集系统采集后，传输到测量计算机。本专利技术还保护一种飞行器舱段结构热外压试验方法，其流程如下：A1：试验安装，试验调试；A2：控制加热器施加热载荷，确保试验件到达指定温度；A3：通过皮囊以及伺服油缸同时施加外压以及轴向载荷。工作原理：热载荷加载系统工作原理：作为控制对象的石英灯组，由电功率调节装置供电，其所发出的辐射热由试验件吸收后升温，通过反馈传感器接受到温度变化，经放大后输入计算机进行比较、运算和校正调节后的控制信号输给电功率调节装置，改变加于石英灯两端的电压值，从而控制加热能量的大小。外压加载系统通过向皮囊内注水并控制水的压力实现外压的加载，皮囊设计有进水管和出水管，通过手动压力泵从进水管注水实现压力上升，出水管连接阀门，控制水流流出，实现压力下降。轴向载荷加载系统通过伺服油缸施加轴向载荷。通过盖板以及球头等工装将轴向载荷传递至试验件。试验件下端通过下盖板固定在横梁上。本试验通过龙门架和底部横梁形成自平衡系统。试验过程中，系统按照给定的载荷程序实现自动调节，由测力计感受试验件承受的轴向载荷，并将其作为反馈信号输入计算机，与给定值比较，进行控制运算，偏差量经伺服阀控制伺服油缸的量程变化，调节加于试验件上的载荷大小。(三)本专利技术的有益效果：本专利技术试验不需考虑密封问题，提高试验成功率，缩短热外压试验准备周期，提高加热能力，降低试验风险性，使地面热外压试验能模拟轴向拉伸载荷且更加精确的模拟飞行器的飞行环境，为飞行器的设计研制提供更加精确的数据支持。本专利技术涉及的热载荷加载系统、轴向载荷加载系统以及外压载荷加载系统具有载荷施加准确、试验成功率高、试验周期短以及试验风险低等优点。经过试验验证，本专利技术涉及的试验系统能够实现热载荷(常温～800℃)、轴向载荷(-100T～100T)、外压载荷(常压～1MPa)的施加，其试验能力根据加热器加热能力，皮囊施加外压载荷的能力可以进一步扩展。本专利技术解决了外压试验无法施加轴向拉伸载荷的难题，且使热外压试验必须使用导热油的历史一去不复返，降低了热外压试验的风险。附图说明图1：本专利技术飞行器舱段结构热外压试验系统结构图；其中，1-加热器，2-试验件，3-皮囊，4-伺服油缸，5-连杆，6-球铰，7-隔热层，8-底部横梁，9-龙门架，10-反射板图2：本专利技术飞行器舱段结构热外压试验系统原理示意图；图3：本专利技术飞行器舱段结构热外压试验流程图。具体实施方式除了下面所述的实施例，本专利技术还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本专利技术并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。如图1、2所示，一种飞行器舱段结构热外压试验系统，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括对试验件2加热的加热器1；外压加载系统包括皮囊3，与试验件外2壁形状相同，随形包裹在试验件2外围，皮囊3压力可调；轴向加载系统包括伺服油缸4、连杆5、球铰6，伺服油缸4悬挂在试验件2上方，连杆5一头连接伺服油缸4，一头连接球铰6，启动伺服油缸4，带动连杆5做上下运动，相应地带动球铰6往试验件2方向施加轴向拉力或压力。热载荷加载系统还包括温度传感器、放大器、加热控制计算机，温度传感器安装在试验件上，温度传感器、放大器、加热控制计算机相连接，温度传感器信号经放大器放大信号传到加热控制计算机。本实施例加热器1为石英灯组，放在试验件2内，形状随内壁，照射向试验件。石英灯具有体积小，功率大，热惯性小、可控性好的特点，可组成任意形状的加热器；所述在石英灯组背面固定反射板10，反射板10将石英灯组辐射的部分热能反射回试验件表面，提高石英灯组的加热功率。所述外压加载系统的皮囊上包括进水口和出水口，分别与进水管和出水管相连，通过压力泵从进水管注水实现压力上升，出水管安装阀门，控制水流流出，控制压力下降；外压加载系统包括皮囊托架、力传感器，皮囊包裹试验件放置在皮囊托架上，皮囊托架固定在地面，压力传感器与水管连接，测量压力；所述皮囊与试验件2接触的一面安装隔热层7。所述轴向加载系统还包括龙门架、底部横梁8、本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括对试验件(2)加热的加热器(1)；外压加载系统包括皮囊(3)，与试验件(2)外壁形状相同，随形包裹在试验件(2)外围，皮囊(3)压力可调；轴向加载系统包括伺服油缸(4)、连杆(5)、球铰(6)，伺服油缸(4)悬挂在试验件(2)上方，连杆(5)一头连接伺服油缸(4)，一头连接球铰(6)，启动伺服油缸(4)，带动连杆(5)做上下运动，相应地带动球铰(6)往试验件方向施加轴向拉力或压力。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括对试验件(2)加热的加热器(1)；外压加载系统包括皮囊(3)，与试验件(2)外壁形状相同，随形包裹在试验件(2)外围，皮囊(3)压力可调；轴向加载系统包括伺服油缸(4)、连杆(5)、球铰(6)，伺服油缸(4)悬挂在试验件(2)上方，连杆(5)一头连接伺服油缸(4)，一头连接球铰(6)，启动伺服油缸(4)，带动连杆(5)做上下运动，相应地带动球铰(6)往试验件方向施加轴向拉力或压力。2.如权利要求1所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，热载荷加载系统还包括温度传感器、放大器、加热控制计算机，温度传感器安装在试验件上，温度传感器、放大器、加热控制计算机依次相连接，温度传感器信号经放大器放大信号传到加热控制计算机。3.如权利要求1或2任一所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述加热器(1)为石英灯组，放在试验件(2)内，形状随试验件(2)内壁，照射向试验件。4.如权利要求3所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述在石英灯组背面位置安装反射板(10)。5.如权利要求1或2任一所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述外压加载系统的皮囊(2)通过注入或者流出流体控制压力大小。6.如权利要求5所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述外...

【专利技术属性】
技术研发人员：宫永辉，何振威，刘永清，胡由宏，田玉坤，张黎，何钦华，马星博，曹志伟，王伟，张凯，张伟，
申请(专利权)人：北京强度环境研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11