[发明专利]一种飞行器舱段结构热外压试验系统及方法

说明书

本发明一种飞行器舱段结构热外压试验系统，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括加热器对试验件进行加热，外压载荷加载系统包括皮囊，与试验件外壁形状相同，随形包裹在试验件外围，通过向皮囊内加入液体控制压力大小；轴向加载系统包括伺服油缸、连杆、球铰，伺服油缸固定在试验件上方，连杆一头连接伺服油缸，一头连接球铰，启动伺服油缸，带动连杆往上(下)，从而带动球铰往试验件方向轴向施加轴向拉力(压力)。解决了热外压试验同时对试验件施加热载荷、轴向拉伸载荷以及外压载荷的难题，尤其是在施加热载荷以及外压载荷的同时施加轴向拉伸载荷。

技术领域

本发明属于导弹、火箭等飞行器地面模拟试验领域，尤其涉及飞行器结构热外压试验，旨在实现飞行器热载荷、轴向载荷以及均匀外压载荷的联合施加。

背景技术

结构热外压试验是为解决飞行器飞行时出现的热强度问题而发展起来的一种地面模拟试验技术，是以模拟飞行器飞行环境条件为宗旨，以全尺寸结构为对象，以研究和检验结构热强度、热刚度及防热性能为目的的地面试验，是飞行器研制过程中不可缺少的一个重要环节。

传统热外压试验采用高温导热油施加热载荷以及均匀外压载荷，试验过程中需要整个试验装置密闭以实现外压载荷施加，传统热外压试验有以下缺点：1)实际试验过程中往往由于密封不严而导致试验失败；2)高温导热油在试验过程中有一定的安全隐患，且仅能实现加热温度在200℃左右；3)传统热外压试验中，轴向拉伸载荷会造成密封不严而无法施加外压载荷，因此传统热外压试验无法施加轴向拉伸载荷。

发明内容

(一)解决的技术问题

本发明解决了热外压试验同时对试验件施加热载荷、轴向拉伸载荷以及外压载荷的难题，尤其是在施加热载荷以及外压载荷的同时施加轴向拉伸载荷。

(二)技术方案

一种飞行器舱段结构热外压试验系统，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括对试验件加热的加热器；外压加载系统包括皮囊，与试验件外壁形状相同，随形包裹在试验件外围，皮囊压力可调；轴向加载系统包括伺服油缸、连杆、球铰，伺服油缸悬挂在试验件上方，连杆一头连接伺服油缸，一头连接球铰，启动伺服油缸，带动连杆做上下运动，相应地带动球铰往试验件方向施加轴向拉力或压力。

进一步地，热载荷加载系统还包括温度传感器、放大器、加热控制计算机，温度传感器安装在试验件上，温度传感器、放大器、加热控制计算机相连接，温度传感器信号经放大器放大信号传到加热控制计算机。

进一步地，所述加热器为石英灯组，放在试验件内，形状随试验件内壁，照射向试验件；石英灯具有体积小，功率大，热惯性小、可控性好的特点，可组成任意形状的加热器，

进一步地，所述石英灯组背面位置固定反射板。反射板将石英灯组辐射的部分热能反射回试验件表面，提高石英灯的加热功率。

进一步地，所述外压加载系统的皮囊通过注入或者流出流体控制压力大小。

进一步地，所述外压载荷加载系统的皮囊上包括进水口和出水口，分别与进水管和出水管相连，通过压力泵从进水管注水实现压力上升，出水管安装阀门，控制水流流出，控制压力下降。

进一步地，所述外压载荷加载系统包括皮囊托架、力传感器，皮囊包裹试验件放置在皮囊托架上，皮囊托架固定在地面，力传感器与水管连接，测量压力。

进一步地，所述皮囊与试验件接触的一面安装隔热层。

进一步地，所述轴向加载系统还包括龙门架、底部横梁、力传感器；试验件下端固定在下部横梁上，龙门架和底部横梁连接后形成自平衡系统，伺服油缸固定在龙门架下方；所述力传感器安装在伺服油缸上，并与轴向载荷计算机相连接；所述球铰包括球头和上盖板，所述连杆下端连接球头，球头固定在上盖板里，通过上盖板向下轴向均匀施压。