一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法，属于飞机测试技术领域。包括用于模拟低温环境的气候实验室大室、设于气候实验室大室内且用于模拟高温环境的环境厢、设于环境厢内的液压升降组件、与气候实验室大室连通的低温控制组件、与环境厢连通的高温控制组件；本发明专利技术通过将试验飞机以垂直移动的方式在两种环境中进行转换，实现温度冲击环境模拟，且在环境舱中模拟高温环境有利于保护试验设备，并具有节能减排的优点，建设周期短，成本低，易于实现。易于实现。易于实现。

【技术实现步骤摘要】
一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法


[0001]本专利技术属于飞机测试验
，具体是一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法。

技术介绍

[0002]温度冲击测试是验证设备环境适应性的必备试验，用于考核航空、机械、电子电工等领域各类产品的整机及零件在经受周围大气温度急剧变化时，是否产生物理损坏或性能下降，适用于飞机飞行暴露、空运
‑
沙漠暴露、陆运或空运
‑
寒冷暴露等场景。我国的国军标GJB150.5A
‑
2009、国标GB/T 2423.22
‑
2002等均给出了典型的温度冲击试验方法。为了模拟温度冲击环境，一般采用两个试验箱或一个双室试验箱。按照试验箱结构形式划分，通常有3类，包括：三厢式、垂直升降式和水平移动式。三种形式各有优缺点，适用于不同的情况。对于中、大型设备的温度冲击试验，一般采用水平移动式试验箱。该试验箱有左右两个厢体，通过移动篮左右移动实现高温和低温的转换，因此该试验箱对移动篮驱动装置不仅仅要求极端高温环境适应性，也要求极端低温环境适应性，使得其设计难度大，故障率较高。此外，针对超大型设备的温度冲击试验，如飞机整机、大型车辆等，目前还没有足够大的试验设备可以容纳其尺寸，无法进行整机级温度冲击试验，仅通过部件级试验进行验证，无法进行全面考核，存在一定的风险。
[0003]目前，我国已具备飞机整机气候实验室，实验室的环境舱设计为“凸”字形布局，通过隔离门将环境舱分为大小两个环境舱，大室有效尺寸为72m
×
>60m
×
22m，小室尺寸为27m
×
30m
×
22m，大小室各有独立的空气处理系统，可以实现的温度范围为
‑
55℃~74℃，该实验室尚不具备开展温度冲击试验能力，因此，亟需一种基于飞机气候实验室开展温度冲击试验的大型飞机温度冲击测试装置。

技术实现思路

[0004]针对上述问题，本专利技术专利提供了一种建设周期短、成本低以及易于实现的大型飞机温度冲击测试装置及测试方法。
[0005]本专利技术的技术方案是：一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法，包括用于模拟低温环境的气候实验室大室、设于所述气候实验室大室内且用于模拟高温环境的环境厢、设于所述环境厢内的液压升降组件、与气候实验室大室连通的低温控制组件、与环境厢连通的高温控制组件；所述环境厢各侧壁分别设有用于试验操作的固定平台和三个可翻转的移动平台，且通过固定平台和移动平台可将环境厢内部分为上舱体和下舱体，所述上舱体侧壁上且位于固定平台位置处设有上侧隔离门，且所述上侧隔离门处设有扶梯，所述下舱体侧壁设有下侧隔离门；上舱体顶端设有抽拉盖板组件，所述抽拉盖板组件包括设于上舱体正上端且左右两侧相互贯通的主位空心壳、设于所述主位空心壳内部左右两侧且可通过滑轨在主位空心
壳内滑动的两个副位遮板，主位空心壳上下两面均设有抵接口，所述副位遮板通过外部驱动设备完成左右移动；所述液压升降组件上设有升降平台，所述升降平台上设有防滑槽，所述防滑槽为倒梯形台结构，且其底面设有防滑垫，所述防滑垫上均匀分布有多个防滑纹；气候实验室大室与上舱体侧壁均为中空结构，且两者侧壁上均设有多个出风口，所述低温控制组件包括与气候实验室大室内壁连通的低温进风管、与所述低温进风管连接的冷风机；所述高温控制组件包括与上舱体内壁连通的高温进风管、与所述高温进风管连接的热风机。
[0006]进一步地，所述气候实验室大室内壁均匀设有多个第一安装凹槽，且每个所述第一安装凹槽内卡接有第一不锈钢贴片，所述上舱体内壁均匀设有多个第二安装凹槽，且每个所述第二安装凹槽内卡接有第二不锈钢贴片，每个所述出风口处均设有散风网罩，通过第一不锈钢贴片的设置，将气候实验室大室墙体内部分隔成网格状通道，当冷空气经低温进风管进入气候实验室大室内部时，会经网格状通道均匀分散，对气候实验室大室进行降温，与此同时，冷空气与第一不锈钢贴片接触，会使第一不锈钢贴片降温，代替部分冷空气对气候实验室大室内降温，可降低冷风机的能耗，具有节能减排的作用，通过第二不锈钢贴片的设置，将上舱体墙体内部分隔成网格状通道，当热空气经高温进风管进入上舱体内部时，会经网格状通道均匀分散，对上舱体进行加热，与此同时，热空气与第二不锈钢贴片接触，会使第二不锈钢贴片升温，代替部分热空气对上舱体内进行升温，可降低热风机的能耗，具有节能减排的作用。
[0007]进一步地，所述升降平台四周侧壁均匀设有多个第一插接限位齿，所述固定平台和移动平台侧壁上均设有与各个第一插接限位齿交错分布的第二插接限位齿，上舱体各侧壁均设有水平固定插杆，且交错分布的各第一插接限位齿与第二插接限位齿之间通过所述水平固定插杆连接，固定平台和移动平台与升降平台四周侧壁通过第一插接限位齿和第二插接限位齿相互交错插接限位，同时，通过水平固定插杆将第一插接限位齿和第二插接限位齿进行固定，可增加固定平台和移动平台与升降平台侧壁接触位置处的连接强度，使固定平台、移动平台以及升降平台连接成同一平面，可分解测试飞机直接对升降平台和液压升降组件施加的受力，延长其使用寿命。
[0008]进一步地，所述固定平台、移动平台以及升降平台内部均为空腔结构，且所述空腔结构内壁贴设有隔热网，空腔结构内沿水平方向设有折线形间隔板且通过所述折线形间隔板将空腔结构内部分隔为多个盛放间隔，每个所述盛放间隔内设有隔热材料，空腔结构底端设有可拆卸封盖，折线形间隔板上均匀设有多个分散口，通过折线形间隔板的设置，可提高板材机械性能，增加强度，通过隔热网上下两侧起到隔热的作用，通过隔热材料对空腔结构内部进行隔热，使固定平台、移动平台以及升降平台均具有优异的耐高温性能，通过折线形间隔板上分散口的设置，使进入空腔结构内部的热量均匀分散至隔热材料各处进行隔绝，避免局部高温降低隔热性能，通过上述结构的设置，使散入下舱体的热量大大减少，降低了高温对下舱体中各电气元件的损坏几率，延长使用寿命。
[0009]进一步地，所述隔热网为隔热金属网材质，所述隔热材料为纳米微孔隔热材料。
[0010]进一步地，所述液压升降组件包括底端四角处均设有安装支腿的调节支撑架、设
于各个所述安装支腿处的液压杆、设于升降平台一侧的斜坡驱动架，安装支腿上设有竖直安装豁口，且所述液压杆设于竖直安装豁口内，升降平台底端与各个液压杆上端连接，所述斜坡驱动架侧面均匀设有多个水平滚动筒，通过各个安装支腿处的液压杆驱动升降平台在调节支撑架处上下移动，完成测试飞机位置的调整，通过斜坡驱动架的设置，同时，配以水平滚动筒，方便测试飞机向升降平台上移动，增加操作便捷性。
[0011]进一步地，相邻两个所述安装支腿之间设有加强杆，提高调节支撑架的支撑强度，提高工作可靠性。
[0012]进一步地，位于最底端的水平滚动筒处设有锁定调节组件，所述锁定调节组件包括贯穿斜坡驱动架底端的连接杆、沿水平滚动筒长度方向设于斜坡驱动架底端内侧且通过所述连接杆连接的刹停条、沿水平滚动筒长度方向设于斜坡驱动架底端本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，包括用于模拟低温环境的气候实验室大室（1）、设于所述气候实验室大室（1）内且用于模拟高温环境的环境厢（2）、设于所述环境厢（2）内的液压升降组件（3）、与气候实验室大室（1）连通的低温控制组件（4）、与环境厢（2）连通的高温控制组件（5）；所述环境厢（2）各侧壁分别设有用于试验操作的固定平台（20）和三个可翻转的移动平台（21），且通过固定平台（20）和移动平台（21）可将环境厢（2）内部分为上舱体（22）和下舱体（23），所述上舱体（22）侧壁上且位于固定平台（20）位置处设有上侧隔离门（220），且所述上侧隔离门（220）处设有扶梯（221），所述下舱体（23）侧壁设有下侧隔离门（230）；上舱体（22）顶端设有抽拉盖板组件（24），所述抽拉盖板组件（24）包括设于上舱体（22）正上端且左右两侧相互贯通的主位空心壳（240）、设于所述主位空心壳（240）内部左右两侧且可通过滑轨在主位空心壳（240）内滑动的两个副位遮板（241），主位空心壳（240）上下两面均设有抵接口（242），所述副位遮板（241）通过外部驱动设备完成左右移动；所述液压升降组件（3）上设有升降平台（30），所述升降平台（30）上设有防滑槽（31），所述防滑槽（31）为倒梯形台结构，且其底面设有防滑垫（310），所述防滑垫（310）上均匀分布有多个防滑纹（311）；气候实验室大室（1）与上舱体（22）侧壁均为中空结构，且两者侧壁上均设有多个出风口（10），所述低温控制组件（4）包括与气候实验室大室（1）内壁连通的低温进风管（40）、与所述低温进风管（40）连接的冷风机（41）；所述高温控制组件（5）包括与上舱体（22）内壁连通的高温进风管（50）、与所述高温进风管（50）连接的热风机（51）。2.根据权利要求1所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，所述气候实验室大室（1）内壁均匀设有多个第一安装凹槽（11），且每个所述第一安装凹槽（11）内卡接有第一不锈钢贴片（12），所述上舱体（22）内壁均匀设有多个第二安装凹槽（222），且每个所述第二安装凹槽（222）内卡接有第二不锈钢贴片（223），每个所述出风口（10）处均设有散风网罩（100）。3.根据权利要求1所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，所述升降平台（30）四周侧壁均匀设有多个第一插接限位齿（300），所述固定平台（20）和移动平台（21）侧壁上均设有与各个第一插接限位齿（300）交错分布的第二插接限位齿（25），上舱体（22）各侧壁均设有水平固定插杆（224），且交错分布的第一插接限位齿（300）与第二插接限位齿（25）之间通过所述水平固定插杆（224）连接。4.根据权利要求3所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，所述固定平台（20）、移动平台（21）以及升降平台（30）内部均为空腔结构（6），且所述空腔结构（6）内壁贴设有隔热网（60），空腔结构（6）内沿水平方向设有折线形间隔板（61）且通过所述折线形间隔板（61）将空腔结构（6）内部分隔为多个盛放间隔（62），每个所述盛放间隔（62）内设有隔热材料（620），空腔结构（6）底端设有可拆卸封盖（63），折线形间隔板（61）上均匀设有多个分散口（610）。5....

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，吴敬涛，马建军，雷凯，李玄，张亚娟，孙永平，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：