一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术涉及航空设备检测领域，尤其涉及一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置。包括飞机壳体组件、舱内模拟腔、舱外模拟腔、抽气装置和进气装置，所述舱内模拟腔和舱外模拟腔分别位于飞机壳体组件的两侧，并被飞机壳体组件完全隔离，所述抽气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接，进气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接。实现了飞机壳体内外压差的精确模拟；利用动态平衡的方法实现了降压和升压速率的精准控制；整个试验流程的自动控制，无需人工值守。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空设备检测领域，尤其涉及一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置。
技术介绍
随着军用及民用飞机制造工业的发展，对飞机组件尤其是飞机在起飞、飞行、降落过程中壳体内外具有压差的壳体组件的空间环境模拟试验设备的要求越来越高。压差试验、高度试验、减压试验是飞机组件尤其是飞机壳体部分承受舱内与舱外组件必须考核的试验项目，主要考核飞机组件是否能够耐受低气压环境、是否能够在低气压环境下正常工作、是否能够耐受空气压力快速变化，防止飞机组件在起飞、飞行、降落过程中失效。目前的飞机组件的压差试验、高度试验、减压试验主要用低气压试验箱完成，但低气压试验箱只能是整个飞机组件置入低气压试验箱内，飞机壳体组件在试验过程中不能产生压差，不能真实模拟飞机在飞行过程中壳体组件受到的内外压力。目前，国内还没有一种能够精确模拟飞机壳体组件内外压差的装置。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置，以精确模拟飞机在飞行过程飞机壳体所受到的内外真实压力，检验飞机壳体在真实的压差作用下的环境适应性。为解决上述技术问题，本专利技术所采用的技术方案是：提供一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置，其特殊在于：包括飞机壳体组件、舱内模拟腔、舱外模拟腔、抽气装置和进气装置，所述舱内模拟腔和舱外模拟腔分别位于飞机壳体组件的两侧，并被飞机壳体组件完全隔离，所述抽气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接，进气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接。所述抽气装置包括真空泵和两个电动调节阀D1、D2，所述真空泵通过电动调节阀D1与舱内模拟腔连接，真空泵通过电动调节阀D2与舱外模拟腔连接。所述进气装置包括两个电动调节阀D3、D4和两个质量流量计MFC1、MFC2，电动调节阀D3和质量流量计MFC1分别与舱内模拟腔连接，电动调节阀D4和质量流量计MFC2分别与舱外模拟腔连接。还包括分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接的两个压力变送器G1、G2。还包括控制系统，所述控制系统分别与真空泵、电动调节阀D1、D2、D3、D4、质量流量计MFC1、MFC2以及压力变送器G1、G2连接。基于上述一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置的方法，其特殊之处在于：包括以下步骤：1)、打开控制系统，压力变送器G1和G2开始采集舱内模拟腔和舱外模拟腔的压力值；2)、在控制系统中设置舱内模拟腔压力目标值为P1，舱外模拟腔压力目标值为P2，降压速率设置为V；3)、在控制系统启动真空泵后，电动调节阀D1和D2由0位开始增大角度，舱内模拟腔和舱外模拟腔开始降压；4)、压力变送器G1和G2持续采集舱内模拟腔和舱外模拟腔的压力值，通过控制系统运算计算出周期T内的压力变化速率，如果压力变化速率大于V，则对应的D1或D2开度减小，如果压力变化速率小于V，则对应的D1或D2开度增大，通过开度的调节控制降压速率保持在V；5)、当舱内压力降至P1时，质量流量计MFC1打开，向舱内模拟腔充入空气，控制系统采用PID算法，当舱内压力小于P1时，充气速率大于降压速率，压力升至P1，当舱内压力大于P1时，充气速率小于降压速率，压力降至P1，这样可以保持压力动态维持在P1；6)、舱外模拟腔的压力继续以降压速率V向P2降压，当舱外模拟腔的压力降至P2时，质量流量计MFC2打开，向舱内充入空气，控制系统采用PID算法，当舱内压力小于P2时，充气速率大于降压速率，压力升至P2，当舱内压力大于P2时，充气速率小于降压速率，压力降至P2，这样可以保持压力动态维持在P2；7)、当压力保持结束后，控制系统控制D1、D2、MFC1和MFC2关闭，控制D3和D4打开，G1和G2持续采集舱内和舱外的压力值，通过控制系统运算计算出周期T内的压力变化速率，如果压力变化速率大于V，则对应的D3或D4开度减小，如果压力变化速率小于V，则对应的D3或D4开度增大，通过开度的调节控制降压速率保持在V；8)、当舱内模拟腔和舱外模拟腔的压力值升至大气压后，控制系统控制D3和D4关闭。本专利技术有益效果是：1、实现了飞机壳体内外压差的精确模拟；2、利用动态平衡的方法实现了降压和升压速率的精准控制；3、整个试验流程的自动控制，无需人工值守。附图说明图1是具体实施例的原理框图。具体实施方式如图1所示，以舱内压力需要降至70KPa，舱外压力需要降至37.6KPa，降压速率为10KP/min为例，具体方法是：1)、打开控制系统，测量舱内和舱外压力的G1和G2压力变送器开始采集舱内和舱外的压力值；2)、在控制系统中设置舱内压力目标值为70KPa，舱外压力目标值为37.6KPa，降压速率设置为10KP/min；3)、在控制系统中给出真空泵P1启动信号，真空泵启动后电动调节阀D1和D2由0位开始增大角度，舱内和舱外的密封腔开始降压；4)、G1和G2持续采集舱内和舱外的压力值，通过控制系统运算计算出周期5s内的压力变化速率，如果压力变化速率大于10KP/min，则对应的D1或D2开度减小，如果压力变化速率小于10KP/min，则对应的D1或D2开度增大，通过开度的调节控制降压速率保持在10KP/min；5)、当舱内压力降至70KPa时，质量流量计MFC1打开，向舱内充入空气，控制系统采用PID算法，当舱内压力小于70KPa时充气速率大于降压速率，压力升至70KPa，当舱内压力大于70KPa时充气速率小于降压速率，压力降至70KPa，这样可以保持压力动态维持在70KPa；6)、舱外压力继续以10KP/min的降压速率向37.6KPa降压，当舱外压力降至37.6KPa时，质量流量计MFC2打开，向舱内充入空气，控制系统采用PID算法，当舱内压力小于37.6KPa时充气速率大于降压速率，压力升至37.6KPa，当舱内压力大于37.6KPa时充气速率小于降压速率，压力降至37.6KPa，这样可以保持压力动态维持在37.6KPa；7)、保持压力动态平衡1小时后，控制系统控制D1和D2完全关闭，控制D3和D4电动和调节阀打开，G1和G2持续采集舱内和舱外的压力值，通过控制系统运算计算出周期5s内的压力变化速率，如果压力变化速率大于10KP/min，则对应的D3或D4开度减小，如果压力变化速率小于10KP/min，则对应的D3或D4开度增大，通过开度的调节控制降压速率保持在10KP/min；8)、当舱内、舱外的压力值升至大气压后，控制系统控制D3和D4关闭。按照GJB150《军用装备实验室环境试验方法》对低气压试验的要求，压力控制误差为±5％，舱内压力在压力保持的1小时内的任何时间点控制在70KPa±3.5KPa的范围内，舱外压力在压力保持的1小时内的任何时间点控制在37.6KPa±1.88KPa的范围内，即认为气压试验合格，升降压速率参考±5％的要求，为10KPa/min±0.5KPa的范围内时，即认为升降压速率合格。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置，其特征在于：包括飞机壳体组件、舱内模拟腔、舱外模拟腔、抽气装置和进气装置，所述舱内模拟腔和舱外模拟腔分别位于飞机壳体组件的两侧，并被飞机壳体组件完全隔离，所述抽气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接，进气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接。

【技术特征摘要】
1.一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置，其特征在于：包括飞机壳体组件、舱内模拟腔、舱外模拟腔、抽气装置和进气装置，所述舱内模拟腔和舱外模拟腔分别位于飞机壳体组件的两侧，并被飞机壳体组件完全隔离，所述抽气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接，进气装置分别与舱内模拟腔和舱外模拟腔连接。2.根据权利要求1所述的一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置，其特征在于：所述抽气装置包括真空泵和两个电动调节阀D1、D2，所述真空泵通过电动调节阀D1与舱内模拟腔连接，真空泵通过电动调节阀D2与舱外模拟腔连接。3.根据权利要求2所述的一种飞机壳体组件座舱内外压差模拟试验装置，其特征在于：所述进气装置包括两个电动调节阀D3、D4和两个质量流量计MFC1、MFC2，电动调节阀D3和质量流量计MFC1分别与舱内模拟腔连接，电动调节阀D4和质量流量计MFC2分别与舱外模拟腔连接...

【专利技术属性】
技术研发人员：王亚军，赛建刚，高博，高斌，张海民，韩磊，
申请(专利权)人：中国科学院西安光学精密机械研究所，
类型：新型
国别省市：陕西;61