【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空飞行器环境试验领域，涉及进气道性能试验，特别是模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法及系统。
技术介绍
1、航空飞行器进气道涂层不仅可以防护机体结构不被腐蚀，又可以提高飞机隐身性。但由于进气道处于飞机迎风面，在飞行时受到低温气流及振动环境等不良因素的影响，易造成进气道涂层各项性能下降，容易导致涂层脱落影响飞行安全。为了保证飞机飞行安全，进气道涂层结构需要进行环境试验来验证进气道涂层的稳定性和结合力。
2、由于飞机飞行速度较快，进气道涂层结构不仅要受到低温、振动等环境因素的影响，还要受到气流的冲击。因此，航空飞行器进气道涂层在进行环境试验时需综合考虑低温气流及振动环境的综合影响。
3、在本领域内，一般方法仅构建单一的试验场景，如单独进行低温、振动、气流等环境因素的试验并简单的叠加，无法准确的模拟低温、振动、气流等环境因素的叠加耦合影响，不能真实模拟飞机进气道涂层承受的复杂环境，容易造成过试验或者欠试验。
技术实现思路
1、本专利技术解决的技术问题及目的：建立一种模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，提高飞机进气道涂层低温、振动、气流耦合条件下的试验水平。
2、技术方案：本专利技术一方面提出了一种模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，所述方法构建飞机进气道涂层结构真实承受的环境，通过振动试验系统施加振动载荷，将飞机进气道涂层试验件固定在振动台上后用温度气流控制系统同时施加低温气流；以此完成进气道涂层结构振动试验
3、进一步地，所述温度气流控制系统包括由压缩空气储槽提供气流，经调压后由流量调节阀控制气流开度输出第一气路；以及由液氮储槽提供液氮低温环境，经升压后由液氮调节阀控制液氮量输出第二气路；第一气路与第二气路按一定的比例关系进行混合后喷射于飞机进气道涂层试验件表面。
4、进一步地，第一气路与第二气路流量调配时，在两路气路混合的管路上设置流量传感器，流量传感器将气流流量反馈给控制系统，控制系统控制第一气路上的流量调节阀实现气流自动控制，同时，还利用温度传感器测得试验件温度并反馈给控制系统，控制系统控制液氮调节阀实现温度自动控制。
5、进一步地，振动试验环境中，将试验件整体固定在振动台上，将振动试验的控制谱图设置于振动控制仪，由振动控制仪输出的电压信号输至功率放大器放大之后，驱动振动台进行振动试验，由安装在振动台上的加速度传感器测得的振动信号输至电荷放大器放大后反馈到振动控制仪进行闭环控制。
6、进一步地，试验件上振动量值监测由动态信号测试分析系统实现，将数据采集传感器粘接在试验件上，采集振动信号，完成动态信号的监测及分析。
7、另一方面，本专利技术还提出了模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验系统，用于实现如上所述的试验方法，包括：
8、振动试验台，用于试验件施加振动载荷，提供振动试验环境；
9、温度气流控制子系统，用于构建低温气流环境；
10、动态信号测试分析子系统，所述动态信号测试分析子系统用于采集试验件试验过程中的动态信号进行分析，并将分析结果输出。
11、进一步地，上述试验系统中，温度气流控制子系统由压缩空气储槽提供气流，经减压过滤阀调整气流压力并过滤杂质，然后由流量调节阀控制气流开度；液氮储槽提供液氮低温环境，经升压装置提高液氮压力，然后由液氮调节阀控制液氮量；还配备了流量传感器和温度传感器，由流量传感器测得管路气流流量反馈给控制系统，控制系统控制流量调节阀实现气流自动控制，由温度传感器测得试验件温度反馈给控制系统，控制系统控制液氮调节阀实现温度自动控制。
12、进一步地，所述试验件通过夹具整体固定在振动台上，将振动试验的控制谱图设置于振动控制仪，由振动控制仪输出的电压信号输至功率放大器放大之后，驱动振动台进行振动试验，由安装在振动台上的加速度传感器测得的振动信号输至电荷放大器放大后反馈到振动控制仪进行闭环控制；试验件上振动量值监测由动态信号测试分析系统实现，将传感器粘接在试验件上，采集振动信号，完成动态信号的监测及分析。
13、有益技术效果：本专利技术建立了一种模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，相比常规的振动、低温、气流应力场简单叠加的环境试验方法，该专利技术可综合施加振动、低温气流的环境应力，能够综合评估振动、低温气流叠加耦合后对进气道涂层的影响，本专利技术在低温气流的实现上，采用液氮提供低温环境，压缩空气作为气流吹袭于试验件表面，吹袭不仅仅构建温度同时还可以通过气流参数控制真实模拟进气道实际受载情况；给出了更为真实精确的试验结果，提高了进气道涂层结构振动综合试验水平，为设计人员提供了精确高效的试验结果。
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1.一种模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，所述方法构建飞机进气道涂层结构真实承受的环境，通过振动试验系统施加振动载荷，将飞机进气道涂层试验件固定在振动台上后用温度气流控制系统同时施加低温气流；以此完成进气道涂层结构振动试验。
2.如权利要求1所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，所述温度气流控制系统包括由压缩空气储槽提供气流，经调压后由流量调节阀控制气流开度输出第一气路；以及由液氮储槽提供液氮低温环境，经升压后由液氮调节阀控制液氮量输出第二气路；第一气路与第二气路按一定的比例关系进行混合后喷射于飞机进气道涂层试验件表面。
3.如权利要求2所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，第一气路与第二气路流量调配时，在两路气路混合的管路上设置流量传感器，流量传感器将气流流量反馈给控制系统，控制系统控制第一气路上的流量调节阀实现气流自动控制，同时，还利用温度传感器测得试验件温度并反馈给控制系统，控制系统控制液氮调节阀实现温度自动控制。
4.如权利要求1所述的模拟低温气流环境的进气道涂
5.如权利要求4所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，试验件上振动量值监测由动态信号测试分析系统实现，将数据采集传感器粘接在试验件上，采集振动信号，完成动态信号的监测及分析。
6.一种模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验系统，用于实现如权利要求1～5任意一项所述的试验方法，其特征在于，包括：
7.如权利要求6所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验系统，其特征在于，所述试验件通过夹具整体固定在振动台上，将振动试验的控制谱图设置于振动控制仪，由振动控制仪输出的电压信号输至功率放大器放大之后，驱动振动台进行振动试验，由安装在振动台上的加速度传感器测得的振动信号输至电荷放大器放大后反馈到振动控制仪进行闭环控制；试验件上振动量值监测由动态信号测试分析系统实现，将传感器粘接在试验件上，采集振动信号，完成动态信号的监测及分析。
8.如权利要求6所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验系统，其特征在于，温度气流控制子系统由压缩空气储槽提供气流，经减压过滤阀调整气流压力并过滤杂质，然后由流量调节阀控制气流开度；液氮储槽提供液氮低温环境，经升压装置提高液氮压力，然后由液氮调节阀控制液氮量；还配备了流量传感器和温度传感器，由流量传感器测得管路气流流量反馈给控制系统，控制系统控制流量调节阀实现气流自动控制，由温度传感器测得试验件温度反馈给控制系统，控制系统控制液氮调节阀实现温度自动控制。
9.如权利要求8所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验系统，其特征在于，所述温度气流控制子系统通过设置低温气流喷管，实现混合气流按照设定流速喷射于试验件表面。
...【技术特征摘要】
1.一种模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，所述方法构建飞机进气道涂层结构真实承受的环境，通过振动试验系统施加振动载荷，将飞机进气道涂层试验件固定在振动台上后用温度气流控制系统同时施加低温气流；以此完成进气道涂层结构振动试验。
2.如权利要求1所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，所述温度气流控制系统包括由压缩空气储槽提供气流，经调压后由流量调节阀控制气流开度输出第一气路；以及由液氮储槽提供液氮低温环境，经升压后由液氮调节阀控制液氮量输出第二气路；第一气路与第二气路按一定的比例关系进行混合后喷射于飞机进气道涂层试验件表面。
3.如权利要求2所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，第一气路与第二气路流量调配时，在两路气路混合的管路上设置流量传感器，流量传感器将气流流量反馈给控制系统，控制系统控制第一气路上的流量调节阀实现气流自动控制，同时，还利用温度传感器测得试验件温度并反馈给控制系统，控制系统控制液氮调节阀实现温度自动控制。
4.如权利要求1所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在于，振动试验环境中，将试验件整体固定在振动台上，将振动试验的控制谱图设置于振动控制仪，由振动控制仪输出的电压信号输至功率放大器放大之后，驱动振动台进行振动试验，由安装在振动台上的加速度传感器测得的振动信号输至电荷放大器放大后反馈到振动控制仪进行闭环控制。
5.如权利要求4所述的模拟低温气流环境的进气道涂层结构振动试验方法，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈伟东，田俊丰，陈利，王明海，杜凯，林晶，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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