一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置,属于航空结构静力试验设计领域，用于控制飞行器进气道静力试验吸力载荷的大小，包括：真空泵，作为飞行器进气道静力试验的主吸力装置；真空罐组；冲压台，导管连接进气道、真空泵、真空罐组；第一控制阀门，控制真空罐组对进气道的吸气量；第二控制阀门，控制真空泵对真空罐组的吸气量；第三控制阀门，控制真空罐组的吸气量以及出气量。本发明专利技术提供的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置通过在试验设备中增加真空罐，利用真空罐的真空空间，间接提高试验设备的吸力能力，增补真空泵的性能，使试验设备满足更高的试验要求。

Suction load loading device for static test of aircraft inlet

The present invention provides a suction aircraft inlet static test loading device, which belongs to the static test aircraft structure design, used to control the aircraft inlet suction static test loads and include: vacuum pump, suction device as the main force vehicle inlet static test; vacuum tank group; stamping station, inlet conduit connection, vacuum pump, vacuum the first tank group; control valves, control group of vacuum tank inlet suction flow; second control valves, control of vacuum pump for vacuum tank group inspiratory capacity; third control valves, control the suction of vacuum tank and air volume group. Aircraft inlet suction static test loading device provided by the invention by increasing the vacuum tank in the test equipment, the use of vacuum space vacuum tank, indirectly improve test equipment performance of the vacuum pump suction capacity, supplement, the test equipment meet the higher demand.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空结构静力试验设计领域，具体而言，涉及一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，用于控制飞行器进气道静力试验吸力载荷的大小。
技术介绍
随着超高声数飞行器的发展，飞行器进气道的载荷情况愈发复杂。其中，进气道吸力载荷设计情况已经接近或达到了真空状态，即-101kPa吸力载荷。在对飞行器进气道进行静力试验时，由于进气道密封条件的限制，以及现有试验设备吸力能力和功率限制，试验过程很难达到试验载荷大小以及试验速率的要求。基于上述现有技术中存在的技术缺陷，现在亟需解决的技术问题是如何解决以上难题，设计一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载方案，提高了试验设备的吸力能力及效率，从而满足进飞行器进气道吸力载荷情况的加载要求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种结构简单合理的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置。本专利技术的目的通过如下技术方案实现：一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，用于控制飞行器进气道静力试验吸力载荷的大小，主要包括包括：飞行器进气道；连接导管；真空泵，作为飞行器进气道静力试验的主吸力装置；真空罐组，辅助真空泵的吸力装置；冲压台，导管连接所述进气道、真空泵、真空罐组；第一控制阀门，设置于真空罐组与进气道之间的连接导管上，控制真空罐组对进气道的吸气量；第二控制阀门，设置于真空罐组与真空泵之间的连接导管上，控制真空泵对真空罐的吸气量；第三控制阀门，控制真空罐组的吸气量以及出气量。上述方案中优选的是，真空泵达到预设的气压值时，第三控制阀门关闭；真空泵不能达到预设的气压值时，第三控制阀门打开。通过开合真空罐的数量，来增补真空泵的效果。上述任一方案中优选的是，真空罐组的真空罐的数量至少为两个，以保障在真空泵不能达到预设的气压值时能够有足够的气体压力的补充，使试验能够顺利进行，真空罐的开合数量可通过第三控制阀门控制。上述任一方案中优选的是，真空泵不能达到预设的气压值时，所述第三控制阀门打开的数量为：n＝(a-b)/c，其中，n为第三控制阀门打开的数量；a为飞行器进气道所需的气压的预设值；b为真空泵所达到的气压的最大值；c为单个真空罐的气压值。通过开合真空罐的数量，来增补真空泵的效果。上述任一方案中优选的是，连接导管为金属连接管。金属连接管的刚性较柔性材料相比要大，金属连接管不容易产生变形，对进气道内的气体压力值的影响较小甚至是无影响。上述任一方案中优选的是，连接导管为刚性非金属连接管。连接管可以是金属连接管，也可以是刚度与金属连接管相同或者比金属连接管刚度更高的材料，其主要作用是保障气体传输过程中连接导管不发生形变对进气道内的气压产生影响。本专利技术所提供的飞机寿命周期重量实时监控方法的有益效果在于，通过在试验设备中增加真空罐，利用真空罐的真空空间，间接提高试验设备的吸力能力，增补真空泵的性能，使试验设备满足更高的试验要求。附图说明图1是按照本专利技术的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置的一优选实施例的结构示意图。具体实施方式为了更好地理解按照本专利技术方案的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，下面结合附图对本专利技术的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置的优选实施例作进一步阐述说明。如图1所示，本专利技术提供的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，用于控制飞行器进气道静力试验吸力载荷的大小，包括：飞行器进气道1；连接导管8；真空泵2，作为飞行器进气道静力试验的主吸力装置；真空罐组5，辅助真空泵2的吸力装置；冲压台3，导管连接所述进气道1、真空泵2、真空罐组5；第一控制阀门4，设置于真空罐组5与所述进气道1之间的连接导管8上，控制真空罐组5对进气道1的吸气量；第二控制阀门6，设置于真空罐组5与真空泵2之间的连接导管8上，控制真空泵2对真空罐5的吸气量；第三控制阀门7，控制真空罐组5的吸气量以及出气量。上述本专利技术提供的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置中，真空泵2达到预设的气压值时，第三控制阀门7关闭；真空泵2不能达到预设的气压值时，第三控制阀门7打开。真空罐组5的真空罐的数量至少为两个。上述所提及的预设气压值不是定值，是根据不同规格的飞行器的进气道1以及不同的静力试验而单独设定的。真空泵2不能达到预设的气压值时，第三控制阀门7打开的数量为：n＝(a-b)/c，其中，n为第三控制阀门7打开的数量；a为飞行器进气道1所需的气压的预设值；b为真空泵2所达到的气压的最大值；c为单个所述真空罐组5的气压值。即，飞行器进气道1所需的气压值与真空泵2所能提供的最大气压值的气压差值由真空罐组5来补充，保障试验的顺利进行。真空罐组5是由多个真空罐组合而成，通过调节真空罐的数量来补充真空泵2的吸气能效，使试验能够顺利进行。当真空泵2的最大功效能够满足试验需求时，由冲压台3控制真空泵2工作，为试验的飞行器进气道1吸气动力。当真空泵2的最大功效满足不了飞行器进气道1所需的功效时，飞行器进气道1所需气压值减去真空泵2所能达到的最大功效的气压值，其差值除以单个真空罐所能达到的最大功效，采用进一法，确定所需的真空罐的数量，然后通过冲压台3调节真空泵2，使真空泵2与真空罐组5的组合所达到的气压值恰好能够达到飞行器进气道1所需的试验气压。飞行器进气道1，对其进行密封处理，达到密封要求；真空泵2，飞行器静力试验的吸力装置，具有较大的吸力能力，但不能满足静力试验的要求，吸力效率较低；冲压台3，将真空泵2以及真空罐5与进气道1连接，控制吸力大小及级别，监控进气道内载荷情况；控制阀门4，控制真空罐组5对进气道的吸气量；真空罐5，辅助吸力装置，间接提高吸力设备的能力；控制阀门6，控制真空泵对真空罐5的吸气量；控制阀门7，控制每个真空罐的吸气量以及出气量；连接导管8，将相关设备连接起来。在具体使用本专利技术提供的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置的过程中，静力试验预试阶段。由控制台3以及真空泵2，通过连接导管8对飞行器进气道1进行抽气工作，第二控制阀门6以及第一控制阀门4关闭，达到试验预试要求，此时飞行器进气道1内吸力载荷较小，真空泵2的吸力能力满足要求；试验过程中，在对飞行器进气道1加载间隙时，打开第二控制阀门6，利用真空泵2对真空罐组5进行吸力工作，由于真空罐组5的体积小于飞行器进气道1以及密本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，用于控制飞行器进气道静力试验吸力载荷的大小，其特征在于，包括：飞行器进气道(1)；连接导管(8)；真空泵(2)，作为飞行器进气道静力试验的主吸力装置；真空罐组(5)，作为辅助所述真空泵(2)的吸力装置；冲压台(3)，通过连接导管(8)连接所述进气道(1)、真空泵(2)、真空罐组(5)；第一控制阀门(4)，设置于所述真空罐组(5)与所述进气道(1)之间的连接导管(8)上，控制所述真空罐组(5)对所述进气道(1)的吸气量；第二控制阀门(6)，设置于所述真空罐组(5)与所述真空泵(2)之间的连接导管(8)上，控制所述真空泵(2)对所述真空罐组(5)的吸气量；第三控制阀门(7)，设置在所述真空罐组的罐口，控制所述真空罐组(5)的吸气量以及出气量。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，用于控制飞行器
进气道静力试验吸力载荷的大小，其特征在于，包括：
飞行器进气道(1)；
连接导管(8)；
真空泵(2)，作为飞行器进气道静力试验的主吸力装置；
真空罐组(5)，作为辅助所述真空泵(2)的吸力装置；
冲压台(3)，通过连接导管(8)连接所述进气道(1)、真空泵
(2)、真空罐组(5)；
第一控制阀门(4)，设置于所述真空罐组(5)与所述进气道(1)
之间的连接导管(8)上，控制所述真空罐组(5)对所述进气道(1)
的吸气量；
第二控制阀门(6)，设置于所述真空罐组(5)与所述真空泵(2)
之间的连接导管(8)上，控制所述真空泵(2)对所述真空罐组(5)
的吸气量；
第三控制阀门(7)，设置在所述真空罐组的罐口，控制所述真空
罐组(5)的吸气量以及出气量。
2.如权利要求1所述的飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置，
其特征在于，所述真空泵(2)...

【专利技术属性】
技术研发人员：尚晋，吴德锋，于鹏，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21