[发明专利]一种飞行器进气道静力试验吸力载荷加载装置

说明书

本发明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。

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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。

本发明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为真空罐组中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。

本发明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是按照本发明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