一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置

摘要

本申请属于航空飞行器结构强度试验领域，特别涉及一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置。包括：支持结构、罩体、活塞、试验件、空心玻璃微珠、加热机构以及外力载荷机构。罩体的一端与支持结构固定连接；活塞安装在罩体的另一端，支持结构、罩体以及活塞构成的组件共同形成封闭空间；试验件设置在封闭空间中，且试验件的一端固定安装在支持结构上；空心玻璃微珠填充在封闭空间中；加热机构设置在支持结构、罩体以及活塞构成的组件的周侧；外力载荷机构通过压缩活塞施加外力载荷。本申请具有结构简捷、成本低、耐高温、驱动可靠等特点，解决了高温环境下高速飞行器结构在气流冲击压力载荷作用下强度试验加载难题。

说明书

技术领域

本申请属于航空飞行器结构强度试验领域，特别涉及一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置。

背景技术

高速飞行器承受高速气流冲击产生的气动载荷，表面温度又很高，在地面试验中如何实现高温环境下气动载荷的施加是个难题，尤其是对于表面呈不规则形状的复杂曲面更是难上加难，高温环境和试验件受载变形导致密封失效，传统固体加载传递介质不能跟随试验件变形，传统的液压和气压加载技术无法应用。

飞行器表面突出物体如飞行器尖部或翼面前缘、电子天线、机电产品外罩等在飞行过程中承受气动压向载荷，在地面强度试验中如何真实模拟气动载荷的施加是持久的难题，比较接近飞行状态的试验是把试验件置入风洞中进行吹风试验，但是这样的试验需要大量经费，或者因为试验安排问题需要较长周期。传统试验方法如橡胶垫压向加力法、充压气囊压向加力法和胶布带反向拉力法都只能在一定程度上模拟气动载荷，试验件表面往往呈不规则形状，存在沟坎、凸台、圆角等应力集中部位，上述试验方法不能直接对这些应力集中部位施加载荷，影响试验精度。超速飞行器在飞行过程中由于气流的冲击表面温度很高，翼面前缘和机身前缘更甚，它们地面强度试验需要在高温环境下模拟气流冲击，实现力场和温度场结合，试验件及其支持加载夹具要能在高温状态下承力，试验件在受载后产生形变，与试验件连接的加载夹具还要能随试验件变形而随动，试验加载系统不能因试验件受载后变形而改变真实受载状态。这些要求导致传统的试验方法不能应用于高温环境不规则曲面压向气动载荷强度试验。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，包括：

支持结构；

罩体，所述罩体的一端与所述支持结构固定连接；

活塞，所述活塞安装在所述罩体的另一端，所述支持结构、所述罩体以及所述活塞构成的组件共同形成封闭空间；

试验件，所述试验件设置在所述封闭空间中，且所述试验件的一端固定安装在所述支持结构上；

空心玻璃微珠，所述空心玻璃微珠填充在所述封闭空间中；

加热机构，所述加热机构设置在所述支持结构、所述罩体以及所述活塞构成的组件的周侧；

外力载荷机构，所述外力载荷机构通过压缩所述活塞施加外力载荷。

在本申请的至少一个实施例中，所述支持结构呈板状，所述试验件通过螺栓固定安装在所述支持结构上。

在本申请的至少一个实施例中，所述空心玻璃微珠为空心的无机非金属球形微粉。

在本申请的至少一个实施例中，所述加热机构为石英灯阵列。

在本申请的至少一个实施例中，所述加热机构包括三个，分别设置在所述支持结构、所述罩体以及所述活塞构成的组件的上侧、下侧以及背侧。

在本申请的至少一个实施例中，所述加热机构包括五个，分别设置在所述支持结构、所述罩体以及所述活塞构成的组件的上侧、下侧、背侧、左侧以及右侧。

在本申请的至少一个实施例中，所述外力载荷机构为液压作动筒。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，采用空心玻璃微珠作为载荷传递介质，在高温环境下对载荷传递介质施加压力，空心玻璃微珠将压向载荷传递给被考核验证对象试验件，具有结构简捷、成本低、耐高温、驱动可靠等特点，解决了高温环境下高速飞行器结构在气流冲击压力载荷作用下强度试验加载难题。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置剖视图；

图2是本申请一个实施方式的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置立体图；

图3是本申请一个实施方式的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置内部视图。

其中：

1-试验件；2-支持结构；3-罩体；4-活塞；5-空心玻璃微珠；6-加热机构；7-外力载荷机构。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，包括：支持结构2、罩体3、活塞4、试验件1、空心玻璃微珠5、加热机构6以及外力载荷机构7

具体的，支持结构2固定设置，进行试验时，能够承担支反力；罩体3的一端与支持结构2固定连接；活塞4安装在罩体3的另一端，活塞4与罩体3之间为运动关系，能够在罩体3内自由滑动，类似于活塞在缸体内运动，支持结构2、罩体3以及活塞4构成的组件共同形成封闭空间；试验件1设置在封闭空间中，且试验件1的一端固定安装在支持结构2上，试验件1的结构外形可以是任意不规则形状；空心玻璃微珠5填充在封闭空间中；加热机构6设置在支持结构2、罩体3以及活塞4构成的组件的周侧；外力载荷机构7通过压缩活塞4施加外力载荷。

本申请的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，在进行试验时，通过加热机构6对试验件1周边环境进行加热，模拟高温环境，当达到预定试验温度后，通过外力载荷机构7压缩活塞4施加外力载荷，活塞4在罩体3内滑动，空心玻璃微珠5对试验件1产生压力载荷，从而实现了高温环境下气流冲击压力载荷加载。

在本申请的一个实施方式中，支持结构2呈板状，试验件1通过螺栓固定安装在支持结构2上。

本申请的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，采用的空心玻璃微珠5为空心的无机非金属球形微粉，其外廓尺寸可根据试验件尺寸和所需其填充的空间灵活选择，具有球形形状、密度小、质轻、导热率低、耐高温、隔热、耐磨等特点。

可以理解的是，在本申请的优选实施方案中，加热机构6可以采用耐高温的石英灯阵列，加热机构6的数量可以根据实际需要来配置。在本申请的一个实施方式中，加热机构6包括三个，分别设置在支持结构2、罩体3以及活塞4构成的组件的上侧、下侧以及背侧。在本申请的另一个实施方式中，加热机构6包括五个，分别设置在支持结构2、罩体3以及活塞4构成的组件的上侧、下侧、背侧、左侧以及右侧。本实施例中，外力载荷机构7可以采用液压作动筒，通过压缩活塞4对空心玻璃微珠5施加外部作用力，空心玻璃微珠5将载荷传递给试验件1。

本申请的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置，采用空心玻璃微珠作为载荷传递介质将外力载荷传递给试验件，在高温环境下对载荷介质施加压力，空心玻璃微珠将压向载荷传递给试验件，空心玻璃微珠能够耐受高温，这种新形式加载试验方法即可以在高温环境下进行，也可以在常温环境下使用。空心玻璃微珠为空心结构，制造材料是无机非金属球形微粉，具有球形形状、密度小、质轻、导热率低、耐高温、隔热、耐磨等特点，非常适合在高温环境下作为加载介质使用。本申请具有结构简捷、成本低、耐高温、驱动可靠等特点，解决了高温环境下高速飞行器结构在气流冲击压力载荷作用下强度试验加载难题。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。