CN110715784A - 一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，包括步骤：第一步，将振动台安装在防爆试验室中，并将作为试验件的动力装置固定连接振动台台面，然后在动力装置的壳体表面安装预设多个不同类型的测量传感器；第二步，将振动台配套的振动控制仪安装在与动力装置的间隔距离大于安全工作距离的测控辅房内；第三步，设置振动台的振动试验参数，控制振动台的振动输出，为动力装置提供模拟的飞行振动环境；第四步，触发动力装置进行点火，同时通过测量传感器，实时采集动力装置的对应工作状态信息。本发明公开的一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，能够在试验室条件下模拟作为试验件的动力装置在飞行振动条件下的点火试验。

Description

一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法

技术领域

本发明涉及动力装置的力学环境试验技术领域，特别是涉及一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法。

背景技术

目前，在振动试验技术领域，还局限于各种地面振动试验（非点火状态）的研究，而对于动力装置（例如：固体发动机、助推发动机、姿态控制发动机等），对在飞行振动环境下的点火试验，缺乏可靠有效的方法，由于飞行振动的边界条件比较复杂，准确建立模型较为困难，而一些改进型部件结构没有参加联合热振动试验，单独就此进行联合热振动试验成本过高，进度根本无法保证。

因此，有必要通过试验室内环境，在试验室条件下复现动力装置在搭载飞行（即在振动环境中搭载工作）环境下点火工作的全过程，通过模拟作为试验件的动力装置在飞行振动条件下的点火试验，从而有利于进一步掌握飞行振动环境对作为试验件的动力装置的点火及工作全过程的动态特性影响，考核作为试验件的动力装置的结构设计对热振动复合环境的适应性及动力装置中的导管在热振动复合环境条件下的疲劳强度。

需要说明的是，动力装置的点火及工作全过程的动态特性，具体是指在热和振动复合环境下，产品的动力学特性，具体包括共振频率、阻尼比、振型。动力装置的动态特性与动力装置的点火燃烧振动的共振频率不能产生耦合。动力装置的结构设计与热和振动复合环境的适应性，是指考核动力装置在振动和热试车的环境下能否正常工作。考核的依据是动力装置的性能指标，比如：推力曲线、动态特性、燃烧稳定性等指标是否符合设计要求。此外，动力装置的导管是将动力装置产生的燃气，通过导管连接到喷管喷出，导管在工作时，是动力装置中受热温度最高的部件，通过在导管上安装了振动温度测量传感器，可以对导管在振动试车状态下的温度和振动响应进行测试，用来评价导管的动态特性。

但是，目前还没有一种技术，能够在试验室条件下复现动力装置在搭载飞行环境下（即在振动环境中搭载工作）点火工作的全过程。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的技术缺陷，提供一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法。

为此，本发明提供了一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，包括以下步骤：

第一步，将振动台安装在防爆试验室中，并将作为试验件的动力装置固定连接振动台台面，然后在动力装置的壳体表面安装预设多个不同类型的测量传感器；

第二步，将振动台配套的振动控制仪安装在与动力装置的间隔距离大于安全工作距离的测控辅房内，并通过测试数据线与振动台相连接；

第三步，设置振动台的振动试验参数，控制振动台的振动输出，使得位于振动台上的动力装置在振动时被施加的振动试验参数，位于对应预设的动力装置在飞行振动环境下的振动参数数值范围内，从而为动力装置提供模拟的飞行振动环境；

第四步，当振动台上的动力装置在振动时被施加的振动试验参数，位于预设的动力装置在飞行振动环境下的振动参数数值范围内时，触发动力装置进行点火，同时通过测量传感器，实时采集动力装置的对应工作状态信息。

其中，防爆试验室的墙体为防爆墙；

防爆墙中安装有至少一个防爆门；

防爆试验室内安装有环境试验箱；

防爆试验室的顶部四角位置，对称安装有多个防爆摄像头。

其中，防爆试验室中安装有双通道独立排烟系统；

双通道独立排烟系统包括中空的第一排烟管道和第二排烟管道；

第一排烟管道和第二排烟管道中分别安装有第一风机和第二风机；

第一排烟管道一端的第一进气口和第二排烟管道一端的第二进气口，与防爆试验室内空间相连通；

第一排烟管道另一端的第一出气口和第二排烟管道另一端的第二出气口，与防爆试验室外部的室外环境相连通。

其中，第二排烟管道在靠近第一排烟管道的第一进气口的一端，具有一段弧形连接部；

该弧形连接部的圆心角为60°。

其中，第一排烟管道一端的第一进气口和第二排烟管道一端的第二进气口之间具有的间隙的正下方，设置有振动台。

其中，第一排烟管道一端的第一进气口和第二排烟管道一端的第二进气口，相互之间的夹角为钝角；

第一进气口和第二进气口均斜向下，朝向振动台。

其中，第一排烟管道一端的第一进气口和第二排烟管道一端的第二进气口之间具有的间隙的前侧，固定安装有一个垂直布置的挡风板，该挡风板与振动台垂直；

挡风板包括立板和圆弧形板，立板的内侧面上固定连接有圆弧形板。

其中，振动台的整体外表面罩有石棉布。

其中，动力装置的壳体表面粘接有压电式加速度传感器。

由以上本发明提供的技术方案可见，与现有技术相比较，本发明提供了一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其能够在试验室条件下复现动力装置在搭载飞行（即在振动环境中搭载工作）环境下点火工作的全过程，模拟作为试验件的动力装置在飞行振动条件下的点火试验。

通过本发明的应用，有利于进一步掌握飞行振动环境对作为试验件的动力装置的点火及工作全过程的动态特性影响，考核作为试验件的动力装置的结构设计对热环境的适应性及动力装置中的导管在振动条件下的热强度，具有重大的实践意义。

附图说明

图1为本发明提供的一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法的流程图；

图2为本发明提供的一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，在一种具体实施例中，防爆试验室的方位示意图；

图3为本发明提供的一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，在一种具体实施例中，具有的双通道独立排烟系统的水平投影结构示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

参见图1至图3，本发明提供了一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，包括以下步骤：

第一步，将振动台101安装在防爆试验室100中，并将作为试验件的动力装置102固定连接振动台101台面（具体为振动输出端，即振动台的动圈），然后在动力装置的壳体表面安装预设多个不同类型的测量传感器；

在第一步中，具体实现上，防爆试验室100的墙体为防爆墙105；

防爆墙105中安装有至少一个防爆门103；

防爆试验室内安装有环境试验箱104；

防爆试验室100的顶部四角位置，对称安装有多个防爆摄像头106。

具体实现上，环境试验箱即为高低温环境试验箱，主要用于动力装置在振动试车之前的低温试验，模拟动力装置在高空中的低温环境。高低温环境试验箱，具体可以采用天津航天瑞莱科技有限公司生产的TH1000D型高低温环境试验箱。

需要说明的是，对于本发明，为规避动力装置（例如固体发动机）在飞行振动环境下进行点火试验的风险，改建了防爆试验工房，试验防护主要就主动防护（防爆）和被动防护（抗爆）两方面进行。主动防护主要体现在防静电、防火、防雷击；被动防护主要体现在试验场地基础设施、远程控制、控制工位地点选择及规范试验流程。

参见图2所示，防爆试验工房，为火工品Ⅱ级安全防爆厂房，具备防静电、防火、防雷击功能，包括防爆试验室100和测控辅房200，防爆试验室100的主墙厚度0.6m，为二面防爆、三面泄爆结构，测控辅房200位于防爆墙之外，距离防爆试验厅12米，大于试验要求的安全工作距离。

此外，防爆试验工房，还包括多个人员活动室300（例如可以用作会议室、协调间和更衣间）以及通道400，通道400中安装有配电系统401和水箱402。

测控辅房200中，用于安装动力装置（如固体发动机）配套的发火测控系统202，与动力装置相连接，用于控制动力装置的点火开启，以及工作参数测量。

对于本发明，现场安全防护及监控措施完善，配备多路防爆摄像监视系统、防爆风机等安全防爆设施，采用远程控制，多方位配置防爆摄像头进行监视，振动控制系统采用远程控制及监测，现场设备仪器防高温处理，保障了飞行振动试验的准确应力施加，并合理的规避了试验人员及设备风险。

为保障动力装置的低温环境条件，现场配套了一立方米体积的环境试验箱，保温时间12h，并通过安装演练，能够保障30min内完成作为试验件的动力装置的出箱、安装、测量、加载、点火全过程。

在第一步中，具体实现上，可以通过现有的试验夹具，将动力装置进行夹持固定后，螺纹连接振动台台面。此外，还可以通过动力装置的外壳体上的安装孔，与振动台台面通过螺栓固定连接。当然，还可以为采用其他固定方式，只要能够将作为试验件的动力装置（例如固体发动机）固定安装在振动台台面即可。

在第一步中，具体实现上，防爆试验室100中，安装有双通道独立排烟系统；

参见图3所示，双通道独立排烟系统包括中空的第一排烟管道1和第二排烟管道2；

第一排烟管道1和第二排烟管道2中分别安装有第一风机10和第二风机20；

第一排烟管道1一端的第一进气口31和第二排烟管道2一端的第二进气口32，与防爆试验室100内空间相连通；

第一排烟管道1另一端的第一出气口41和第二排烟管道2另一端的第二出气口42，与防爆试验室100外部的室外环境（即外部大气环境）相连通。

具体实现上，第二排烟管道2在靠近第一排烟管道1的第一进气口31的一端，具有一段弧形连接部21；

该弧形连接部21的圆心角为60°。

具体实现上，第一排烟管道1一端的第一进气口31和第二排烟管道2一端的第二进气口32之间具有的间隙的正下方，设置有振动台101。

具体实现上，第一排烟管道1一端的第一进气口31和第二排烟管道2一端的第二进气口32，相互之间的夹角为钝角；第一进气口31和第二进气口32均斜向下，朝向振动台；

第一排烟管道1一端的第一进气口31和第二排烟管道2一端的第二进气口32之间具有的间隙的前侧，固定安装有一个垂直布置的挡风板33，该挡风板与振动台垂直；

挡风板33包括立板331和圆弧形板332，立板331的内侧面上固定连接有圆弧形板332（例如焊接或者通过螺钉连接），振动台101位于圆弧形板332的内侧方向（例如可以设置于圆弧形板332的圆心位置）；

通过该挡风板33的设置，有利于第一排烟管道1一端的第一进气口31和第二排烟管道2一端的第二进气口32产生向上的较大吸力，有利于从下往上吸取振动台上的动力装置产生的带烟空气；

第一排烟管道1的第一出气口41的高度，高于第一进气口31的高度；

第二排烟管道2的第二出气口42的高度，高于第二进气口32的高度；

第一出气口41和第二出气口42的高度可以相同；

第一排烟管道1和第二排烟管道2的截面形状可以为矩形，当然，根据用户的需求，还可以为圆形或者其他形状。

需要说明的是，对于本发明，采用双通道独立排烟系统，能加速热气流排出，减少了在有限空间（即防爆试验室100）内的动力装置（具体为固体发动机）点火后，由于回火等因素造成的出口烧蚀，大大降低了动力装置的出口处热气流对喷管的烧蚀及废气喷流产生的无效推力，保证排风顺畅，并对排风系统进行了固定，保证在点火试验过程中，排风系统不会出现倾斜或侧翻。

本发明设计的双通道独立排烟系统，具体选型高速大风力的耐高温风机，能够保证动力装置在室内环境下，排烟顺畅，使燃烧产生的热流不在气流出口处聚集，以免热流回火对气流出口处附近的结构产生烧蚀。

在第一步中，具体实现上，为了实现空中飞行状态下振动载荷的有效施加，对于本发明，在试验中，振动台101，具体采用北京航天希尔测试技术有限公司生产的M系列5T振动台系统，试验频率范围：5~2000Hz，抗倾覆力矩大于1000N.m，用于为动力装置提供飞行状态下的振动载荷的施加，能够完全满足动力装置在飞行中历经的振动环境，满足振动试验的要求，该设备采用风冷，对地基无特殊要求，利于搬运及安装调试。

当然，具体实现上，振动台101可以为现有的任意一种能够满足飞行状态下振动载荷的施加要求的振动台。

在第一步中，具体实现上，振动台101的整体外表面，采用石棉布进行整体防护（即罩有石棉布），避免热源对振动台系统造成的烧蚀。

在第一步中，具体实现上，在动力装置的壳体表面安装预设多个不同类型的测量传感器，用于对动力装置进行实时测量，采集动力装置上的对应状态信息；

在第一步中，具体实现上，动力装置的壳体表面粘接有压电式加速度传感器ICP，用于测量动力装置上的振动响应，具体测量动力装置的振动加速度，从而有利于分析动力装置的振动特性，也为试验前后结构是否发生变化提供数据。

具体实现上，压电式加速度传感器ICP，其外表面用胶木块进行隔热绝缘处理，用AB胶进行固化，并用绝热泥防护。

具体实现上，在本发明中，各设备之间用于进行连接的测试电缆，采用石棉布进行防护，避免试验过程中，由于测试仪器设备受损引起控制超差或信号丢失，进而导致振动试验中断。

在第一步中，动力装置的壳体表面还可以粘接有应变片和位移传感器；

其中，应变片是由敏感栅等构成用于测量应变的元件，例如可以为电阻应变片，用于测量动力装置的壳体表面在振动测试过程中产生的机械应变。位移传感器，用于测量动力装置表面在振动测试过程中产生的机械变形量。

在第一步中，具体实现上，压电式加速度传感器ICP、应变片和位移传感器，分别通过信号线，与数据采集仪相连接，通过数据采集仪，用于采集和存储、显示压电式加速度传感器ICP、应变片和位移传感器的测量数据。

第二步，将振动台配套的振动控制仪201安装在与动力装置102的间隔距离大于安全工作距离的测控辅房200内，并通过测试数据线与振动台101相连接；

在本发明中，具体实现上，振动控制仪，可以采用杭州亿恒科技有限公司生产的MI8016型振动控制仪。

需要说明的是，对于本发明，根据相应爆炸物TNT当量（需要说明的是，动力装置的燃料具有爆炸特性，其爆炸TNT当量在动力装置的产品技术参数中可以直接获取），来计算安全工作距离，并将工作人员的操作工位（即测控辅房200）设置在防爆墙之外，并且距离应大于安全工作距离D，安全工作距离计算公式如下：

；

式中：D为安全工作距离；K为安全系数，K取3.6；Q为爆炸物TNT当量，鉴于动力装置为含燃料装置，动力装置的燃料具有爆炸特性，其爆炸TNT当量在动力装置的产品技术参数中可以直接获取。

第三步，设置振动台101的振动试验参数（例如包括位移，速度和加速度等参数），控制振动台101的振动输出，使得位于振动台101上的动力装置（如固体发动机）在振动时被施加的振动试验参数（例如包括位移，速度和加速度），位于对应预设的动力装置在飞行振动环境下的振动参数数值范围内（例如预设位移数值范围、预设速度数值范围、预设加速度数值范围），从而为动力装置提供模拟的飞行振动环境；

在第三步中，具体实现上，首先开启振动台的功放增益开关，然后启动振动控制仪，按照从小到大的顺序，逐步控制增大振动台的振动量级，直至振动台的振动量级达到预设符合飞行振动试验要求的最大量级（即满量级）；

需要说明的是，振动台的功放增益开关，用于调节振动台输出功率的放大倍数，开启后，振动台才可以输出。振动台的振动量级，具体是加速度均方根值，振动量级的施加是从小到大、逐步施加的过程，最终达到符合要求的振动量级。

在本发明中，最大量级（满量级）是试验要求的振动量级，本发明试验中的最大量级，不是振动台设备能力的最大量级。

需要说明的是，固体发动机等动力装置的飞行振动环境，要求振动台的振动输出是一个振动谱，用振动量级表示就是加速度均方根值。

第四步，当振动台101上的动力装置（如固体发动机）在振动时被施加的振动试验参数（例如包括位移，速度和加速度），位于预设的动力装置在飞行振动环境下的振动参数数值范围内时（具体为：将本发明采用的振动台的振动量级调节达到最大量级，即满量级），触发动力装置进行点火，同时通过测量传感器，实时采集动力装置的对应工作状态信息（例如通过压电式加速度传感器ICP，采集加速度信息）。

需要说明的是，对于固体发动机等动力装置，其自身具有点火装置，只需要通过测控辅房200中安装的动力装置（如固体发动机）配套的发火测控系统202，可以控制动力装置的点火开启。

对于本发明，具体实现上，在试验前，将装置模拟件（即作为试验件的动力装置）安装在振动台上，通过安装动力装置进行预试验，对振动台功放电流与电压进行实时记录和分析，通过功放电流和电压数据记录，拟合出功放电流和电压工作的合理区间。

需要说明的是，振动台功放电流和电压，在振动台的功放设备上会实时显示。

具体实现上，通过数据统计的方法，正常的功放电流、电压统计数据与试验量级成正比，从而可以拟合出本次试验功放电流和电压工作的合理区间。关于试验功放电流和电压工作的合理区间，主要作用是用于在正式试验过程中，由于高热环境会导致振动控制传感器的失效，在振动控制传感器失效的时候，通过开环控制的时候，需要监控功放的电流和电压值，一旦电流和电压值超出合理区间，即意味着试验控制超差，试验效果无法控制。

然后，按照试验加载口令，开启振动台的功放增益，启动振动试验控制仪，试验量级从-15dB每次增加3dB，直至试验飞行量级，使得点火试验前及点火试验全过程的全频段试验控制谱及控制波形均符合容差要求，数据采集完成有效。按照试验点火时序，在满量级振动后开始点火，获得动力装置的结构及其部件在耦合振动下的结构动响应。当加载时间及控制容差均满足试验的要求时，表明试验应力施加符合要求，达到试验目的。通过振动点火试验，能够考核动力装置整机在振动环境下的热试验性能及热状态下的环境适应性，最终给出动力装置产品在飞行环境下点火是否能够正常工作的结论。

为了更加清楚地理解本发明的技术方案，下面，结合具体实施例的试验过程，进行进一步的详细说明。

本发明属于振动试验方法领域，本实施例提供了一种振动条件下的点火试验方法，试验过程主要包括：厂房改建、振动台选型、排风风机管道建设、模拟飞行振动试验应力加载，加速度信号测量热防护等部分内容。

步骤1，厂房建设：厂房建设包括防护距离推算，厂房改建，监控系统、远程振动控制系统、安全预案演练。具体包括以下子步骤：

步骤1.1：根据动力装置装药量（11kgTNT当量），制定详细的安全预案，给出了安全距离（有遮挡8m）并制定安全防护措施。

步骤1.2：在防爆试验室选址、改建方面考虑充分，安全防护措施有效性。试验前，按照安全预案进行了现场演练，对试验振动加载采用远程监控，既能确保试验飞行振动应力的有效稳定施加，又能规避产品在振动热试验环境下的试验风险。

步骤1.3：试验前，进行了多次的安全演练及点火时序、口令演练，从源头降低试验风险。

步骤2，振动台选型、保温设备、试验件安装。具体包括以下子步骤：

步骤2.1：本次试验采用航天希尔M系列5T振动台系统，试验频率范围：5~2000Hz，抗倾覆力矩大于1000N.m，由于动力装置在点火状态下会产生侧向推力，必须保证产品连接可靠，振动台抗倾覆能力满足试验要求。该设备采用风冷，对地基无特殊要求，利于搬运及安装调试，降低了试验成本支出，大大加快了试验建设周期，振动台整体采用石棉布整体防护，避免热源对振动台系统造成烧蚀。

步骤2.2：根据本次试验产品特点，安装排烟系统1套，设置2路独立排烟管道，管道壁厚1.5mm，排烟风机功率5.5kw，排风速率1.1m³/s，耐高温200℃。试验时确保排烟通道上的风机正常使用，排烟系统的高度应与动力装置（具体为固体发动机）的喷管高度匹配，排烟系统的出气口与喷管出口平行，保证排风顺畅，并在试验场所地面进行固定，保证在排烟过程中不会出现倾斜或侧翻。

步骤2.3：产品安装状态为X向（即横向水平方向）安装，模拟真实产品飞行状态，保证试验件及试验夹具整体的重心位置与振动台的动圈中心一致，载荷分布均匀。

步骤2.4：对于传感器，采用胶木块、绝热泥、石棉布等，来隔离热传导及热辐射，保证控制系统测试数据的有效性，准确性，传感器与试验工装通过AB胶进行粘贴，确保试验过程中不会发生脱落，保证了测试数据的完整性。

步骤3，模拟飞行振动应力加载。具体包括以下子步骤：

步骤3.1：试验前，将装置模拟件（即作为试验件的动力装置）安装在振动台上，进行预试验，对振动台功放电流与电压进行实时记录和分析，通过功放电流电压数据记录，拟合出功放电流电压工作的合理区间，在正式试验时，再按加载的步骤，对点火试验前振动功放数据进行检查，确认功放的工作是否正常。

步骤3.2：按照口令，开启振动台的功放增益，启动振动控制仪，试验量级从-15dB每次增加3dB，直至试验飞行量级，点火试验前及点火试验全过程的全频段试验的振动控制谱符合预设容差要求，数据采集完成，可以进一步获得了动力装置结构在耦合振动下的结构动响应（结构动响应即是结构的动力学响应，测量出来是用传递函数表示，其特征参数是共振频率、阻尼比、振型）；按照试验点火时序，在满量级振动后的某时段开始点火，加载时间及控制容差均满足试验要求，表明试验应力施加符合要求，达到试验目的。

需要说明的是，振动控制谱是由低频到高频的一个范围，全频段是指整个频率范围内。预设的容差要求，是振动试验对于振动控制谱的误差要求。具体表示了试验要求的控制精度。

具体实现上，可以通过振动控制仪测量的加载时间和控制谱曲线，来判定其是否符合预设的容差要求。

本发明通过振动环境下的点火试验，考核了动力装置在整机振动环境下的热试验性能及热状态下的环境适应性，给出了动力装置产品在飞行环境下点火可正常工作的结论。

需要说明的是，对于本发明，作为试验件的动力装置在模拟飞行振动状态下的点火工作试验，该试验过程具有不可逆性，而试验振动环境的施加又无法进行冗余设计，试验设计必须保障对力学环境条件的施加的准确性，完整性，有效控制防护爆炸危险。本发明，真实模拟了飞行振动、装置压力脉动，高温、高压耦合环境（其中，对于本发明，通过振动台，可以模拟动力装置搭载的飞行振动环境，动力装置的压力脉动、高温、高压环境，由动力装置点火工作时产生），可以有利于进一步考核验证动力装置在真实工况下的安全性、可靠性（通过测试动力装置的振动和点火工作下的技术参数，来评价其安全性和可靠性），为作为试验件的动力装置被搭载飞行过程中进行点火提供了真实环境，为继续探索该领域打下基础。

对于本发明的技术方案，其包含安全防护技术设计、双通风排烟管道设计、地面模拟飞行振动试验条件的加载、模拟飞行振动条件下的动力装置点火工作及高温环境下测试仪器设备热防护等问题的解决。

对于本发明，具体涉及一种动力装置在振动环境下的点火工作试验全过程，目的是真实模拟了飞行振动、压力脉动，高温、高压多种耦合环境，在试验室条件下复现动力装置搭载飞行、点火工作的全过程，解决了目前局限于各种地面振动试验（非点火状态）的研究，而对飞行环境下的点火试验缺乏可靠有效的方法，拓展了力学环境试验范畴，通过试验获得了动力装置在飞行振动环境下点火工作的动态特性，可以有利于进一步考核试验室条件下动力装置在动应力和内压、热耦合等复合作用下，装置点火工作的可靠性。

经过检验，本发明的试验方法，运行安全可靠，设计合理、安全防护措施到位，保障了作为试验件的动力装置在模拟飞行条件下点火工作试验的顺利开展。并确保力学环境条件的施加的准确性，完整性，有效控制防护爆炸危险，通过本发明的运用，能够进一步考核验证动力装置在真实工况下的安全性，可靠性，为动力装置搭载飞行过程中进行点火提供了真实环境，为继续探索该领域打下基础。

综上所述，与现有技术相比较，本发明提供的一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其能够在试验室条件下复现动力装置在搭载飞行环境下（即在振动环境中搭载工作）点火工作的全过程，模拟作为试验件的动力装置在飞行振动条件下的点火试验。

通过本发明的应用，有利于进一步掌握飞行振动环境对作为试验件的动力装置的点火及工作全过程的动态特性影响，考核作为试验件的动力装置的结构设计对热环境的适应性及动力装置中的导管在振动条件下的热强度，具有重大的实践意义。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，将振动台（101）安装在防爆试验室（100）中，并将作为试验件的动力装置（102）固定连接振动台（101）台面，然后在动力装置的壳体表面安装预设多个不同类型的测量传感器；

第二步，将振动台配套的振动控制仪（201）安装在与动力装置的间隔距离大于安全工作距离的测控辅房（200）内，并通过测试数据线与振动台（101）相连接；

第三步，设置振动台（101）的振动试验参数，控制振动台（101）的振动输出，使得位于振动台（101）上的动力装置（102）在振动时被施加的振动试验参数，位于对应预设的动力装置在飞行振动环境下的振动参数数值范围内，从而为动力装置提供模拟的飞行振动环境；

第四步，当振动台（101）上的动力装置（102）在振动时被施加的振动试验参数，位于预设的动力装置在飞行振动环境下的振动参数数值范围内时，触发动力装置进行点火，同时通过测量传感器，实时采集动力装置的对应工作状态信息。

2.如权利要求1所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，防爆试验室（100）的墙体为防爆墙（105）；

防爆墙（105）中安装有至少一个防爆门（103）；

防爆试验室内安装有环境试验箱（104）；

防爆试验室（100）的顶部四角位置，对称安装有多个防爆摄像头（106）。

3.如权利要求1所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，防爆试验室（100）中安装有双通道独立排烟系统；

双通道独立排烟系统包括中空的第一排烟管道（1）和第二排烟管道（2）；

第一排烟管道（1）和第二排烟管道（2）中分别安装有第一风机（10）和第二风机（20）；

第一排烟管道（1）一端的第一进气口（31）和第二排烟管道（2）一端的第二进气口（32），与防爆试验室（100）内空间相连通；

第一排烟管道（1）另一端的第一出气口（41）和第二排烟管道（2）另一端的第二出气口（42），与防爆试验室（100）外部的室外环境相连通。

4.如权利要求3所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，第二排烟管道（2）在靠近第一排烟管道（1）的第一进气口（31）的一端，具有一段弧形连接部（21）；

该弧形连接部（21）的圆心角为60°。

5.如权利要求3所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，第一排烟管道（1）一端的第一进气口（31）和第二排烟管道（2）一端的第二进气口（32）之间具有的间隙的正下方，设置有振动台（101）。

6.如权利要求3所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，第一排烟管道（1）一端的第一进气口（31）和第二排烟管道（2）一端的第二进气口（32），相互之间的夹角为钝角；

第一进气口（31）和第二进气口（32）均斜向下，朝向振动台。

7.如权利要求3所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，第一排烟管道（1）一端的第一进气口（31）和第二排烟管道（2）一端的第二进气口（32）之间具有的间隙的前侧，固定安装有一个垂直布置的挡风板（33），该挡风板（33）与振动台垂直；

挡风板（33）包括立板（331）和圆弧形板（332），立板（331）的内侧面上固定连接有圆弧形板（332）。

8.如权利要求1所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，振动台（101）的整体外表面罩有石棉布。

9.如权利要求1所述的振动环境条件下的动力装置点火试验方法，其特征在于，动力装置的壳体表面粘接有压电式加速度传感器。

Images