CN110954353B - 舱门热密封机构考核试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种舱门热密封机构考核试验装置，包括：舱体(1)，包括一端设有开口而另一端可开闭的壳体(101)和设置在所述壳体(101)的开口端的防隔热机构(102)；密封机构(2)，固定在所述壳体(101)的侧壁上，用于与所述防隔热机构(102)配合阻止外部热气流进入所述舱体(1)内；锁紧机构(3)，两端分别可锁紧的连接所述壳体(101)的侧壁和所述防隔热机构(102)；检测机构(4)，安装在所述壳体(101)上，用于测量所述舱体(1)内的温度和气压；压力调节装置(5)，安装在所述壳体(101)上，用于调节所述舱体(1)内的气压。本发明可综合考核舱门热密封结构的防隔热性能、气密性能、力学性能及结构匹配性。

Description

舱门热密封机构考核试验装置及方法

技术领域

本发明涉及飞行器热防护及热试验技术领域，尤其涉及舱门热密封机构考核试验装置及方法。

背景技术

随着航天技术的发展，可重复使用天地往返飞行器成为各航天大国的重要发展方向。这类飞行器在飞行过程中会经受高超声速气流带来的热载荷作用，为确保飞行器的安全，并使飞行器内部保持在可允许的温度和压力范围内，必须采用热防护结构。尤其是针对可重复开合的舱门结构，局部存在缝隙，严重情况下高温气流沿缝隙进入飞行器舱内，导致舱内设备损坏。舱门热密封结构属于飞行器关键部件，是热防护结构的一个薄弱环节，其研制过程必须经过充分的地面考核试验。

防隔热性能、气密性能、力学性能及结构匹配性是舱门热密封结构考核试验重点考核的内容。传统地，采用石英灯加热设备电弧风洞或高温燃气喷射设备等地面试验设备可对舱门热密封结构的防隔热性能进行考核；采用常温或高温泄露试验设备可对舱门热密封结构的气密性能进行考核；采用热压试验设备可对舱门热密封结构的承载能力、回弹性等力学性能进行考核；通过研制样机可验证舱门热密封结构与舱门结构的匹配性。目前，传统试验方法和试验设备可对舱门热密封结构的某一方面的性能进行单项考核，但由于其局限性，无法同时对舱门热密封结构的上述性能进行综合考核。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，并提供一种舱门热密封机构考核试验装置及方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种舱门热密封机构考核试验装置及方法，装置包括：

舱体，包括一端设有开口而另一端可开闭的壳体和设置在所述壳体的开口端的防隔热机构；

密封机构，固定在所述壳体的侧壁上，用于与所述防隔热机构配合阻止外部热气流进入所述舱体内；

锁紧机构，两端分别可锁紧的连接所述壳体的侧壁和所述防隔热机构；

检测机构，安装在所述壳体上，用于测量所述舱体内的温度和气压；

压力调节装置，安装在所述壳体上，用于调节所述舱体内的气压。

根据本发明的一个方面，所述壳体包括底板和与所述底板可拆卸连接的支承筒，二者之间通过垫圈密封；

所述防隔热机构包括支承筒防隔热结构和舱门防隔热结构；

所述支承筒防隔热结构为环形平板或曲面板，并固定连接在所述支承筒远离所述底板的一端；

所述舱门防隔热结构与所述锁紧机构可锁紧的连接，并且所述舱门防隔热结构与所述支承筒防隔热结构之间存在间隙。

根据本发明的一个方面，所述舱门防隔热结构包括平板部和设置在所述平板部上的凸起部；

所述凸起部为锥形台，所述平板部位于所述凸起部的锥底。

根据本发明的一个方面，所述密封机构包括连接在所述支承筒内壁上的支承板以及可拆卸的安装在所述支承板上的热密封件和气压密封件。

根据本发明的一个方面，所述支承板包括热密封部、气压密封部和连接所述热密封部和所述气压密封部的连接部；

所述热密封部连接在所述支承筒的内壁上；

所述气压密封部从所述连接部向着所述舱体内侧延伸并与所述凸起部的顶面平行。

根据本发明的一个方面，所述热密封部面对所述防隔热机构的一侧设有耳片；

所述耳片沿所述舱体的周向排列并同心设置两排；

所述热密封件表面设有与所述耳片可拆卸连接的金属丝；

所述气压密封件设有用于与所述气压密封部配合的环形安装部，所述环形安装部从气压密封件面对所述气压密封部的一侧向内延伸；

所述气压密封件通过所述环形安装部粘接在所述气压密封部面对所述防隔热机构的一侧，并通过螺钉进一步固定；

所述热密封件和所述气压密封件能在舱门关闭后被所述舱门防隔热结构挤压；

所述热密封件被挤压后能封堵所述舱门防隔热结构与所述支承筒防隔热结构之间的间隙。

根据本发明的一个方面，所述锁紧机构包括铰链和作动筒；

所述铰链两端分别与所述支承筒的内壁和所述舱门防隔热结构连接；

所述作动筒包括筒体和可在筒体内往复移动的活塞杆，所述筒体与所述支承筒的内壁连接，所述活塞杆与所述铰链连接。

根据本发明的一个方面，所述检测机构包括温度传感器和压力传感器；

所述温度传感器、所述压力传感器和所述压力调节装置贯穿所述底板或所述支承筒设置。

试验方法包括以下步骤：

a.验证常温下热密封件和气压密封件与其他结构部件的匹配性；

b.使舱体密封并对舱体进行调压及检漏；

c.进行保压测试，测试气压密封件在压差环境下的漏率；

d.保持舱内外压差，对防隔热机构进行加热，测量持续加热环境下舱内压力和温度的变化情况，考核热密封件的防隔热性能和气压密封件的气密性能；

e.舱体冷却后，验证经历高温后热密封件和气压密封件与其他结构部件的匹配性；

f.验证热密封件和气压密封件的重复使用性能；

g.拆卸热密封件和气压密封件，测量热密封件和气压密封件变形量及回弹力，验证二者力学性能变化情况。

根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)或所述步骤(e)中，通过重复开启和关闭舱门来验证热密封件和气压密封件与其他结构部件的匹配性。

根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，通过关闭舱门，然后将锁紧机构锁紧，并安装底板，使所述舱体密封；

通过压力调节装置将所述舱体内部压力调节至试验条件所需的压力；

检漏时若所述舱体存在漏缝，则对漏缝进行局部密封。

根据本发明的一个方面，在所述步骤(f)中，重复所述步骤(a)至所述步骤(e)来验证热密封件和气压密封件的重复使用性能。

根据本发明的一个方案，舱体内的密封结构和防隔热机构配合对热密封件和气压密封件形成挤压，从而使舱体内部形成封闭气密的空间，阻止外界热气流进入舱体内部。此时通过检测机构和地面加热设备可对热密封件的热密封性和气压密封件的气密性进行考核试验。

根据本发明的一个方案，通过加热前和加热后的两次重复开闭舱门可分别对热密封件的热密封性和气压密封件在常温下和历经高温并冷却后与其他结构的匹配性进行考核。

根据本发明的一个方案，利用压力调节装置将舱体内气压调节至试验所需压力，使舱内外形成压差，并在检漏后对舱体进行保压测试，从而可对气压密封件在压差环境下的漏率进行考核。

根据本发明的一个方案，重复步骤a至步骤e可对热密封件和气压密封件的重复使用性能进行考核。

根据本发明的一个方案，对两密封件的重复使用性能考核完成后，可将热密封件和气压密封件拆下，并测量二者的变形量及回弹力，从而验证二者的力学性能变化情况。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性表示本发明的一种实施方式的舱门热密封机构考核试验装置的结构图；

图2示意性表示本发明的一种实施方式的密封机构的结构图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，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，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1示意性表示本发明的一种实施方式的舱门热密封机构考核试验装置的结构图。如图1所示，本发明的舱门热密封机构考核试验装置包括舱体1、密封机构2、锁紧机构3、检测机构4和压力调节装置5。舱体1包括壳体101和防隔热机构102。壳体101包括底板1011和支承筒1012，支承筒1012为两端开口的圆筒状结构，支承筒1012的一端与底板1011可拆卸地连接，使壳体101形成一端开口并且可开闭，并且二者之间通过垫圈A密封。支承筒1012与底板1011的连接方式可以为螺栓连接，也可通过铰接实现底板1011可开闭壳体101。

根据本发明的一种实施方式，防隔热机构102设置在支承筒1012远离底板1011的一端。防隔热机构102包括支承筒防隔热结构1021和舱门防隔热结构1022。支承筒防隔热结构1021为环形平板或曲面板，并通过螺钉固定连接在支承筒1012远离底板1011一端，并将连接缝隙焊接密封，然后采用密封胶进一步将残余缝隙密封。舱门防隔热结构1022包括平板部1022a和凸起部1022b。其中凸起部1022b从平板部1022a面对底板1011的一侧向着底板1011的方向延伸并形成锥形台，即平板部1022a位于凸起部1022b所构成的锥形台的锥底。锥形台上端面(即面对底板1011的端面)与锁紧机构3可锁紧的连接，为了避免舱门在关闭时出现卡死，应保证舱门防隔热结构1022的平板部1022a的外缘在舱门关闭时与支承筒防隔热结构1021之间存在间隙。

图2示意性表示本发明的一种实施方式的密封机构的结构图。结合图和图2，密封机构2包括支承板201、热密封件202和气压密封件203。支承板201包括热密封部2011、气压密封部2012和连接热密封部2011和气压密封部2012的连接部2013。其中，热密封部2011固定连接在支承筒1012的内壁上；而气压密封部2012从连接部2013向着舱体1内侧延伸并与凸起部1022b的顶面平行。热密封件202和气压密封件203均为环形圆柱状结构，并可被挤压变形。

根据本发明的一种实施方式，支承板201的热密封部2011面对防隔热机构102的一侧设有用于对热密封件202进行限位及固定的耳片2011a，耳片2011a沿舱体1周向排列并同心设置两排。热密封件202表面设有与耳片2011a配合的金属丝，装配时可将金属丝绑扎在耳片2011a上以实现固定并方便拆卸。

根据本发明的一种实施方式，支承板201的气压密封部2012面对防隔热机构102的一侧设有用于安装气压密封件203的螺纹盲孔。气压密封件203上设有环形安装部2031，环形安装部2031从气压密封件203面对气压密封部2012的一侧向内延伸，安装时环形安装部2031通过不干胶粘接在气压密封部2012设有螺纹盲孔的一侧，再用螺钉穿过环形安装部2031并拧入气压密封部2012上的螺纹盲孔中，实现对气压密封件203的进一步固定。其中螺纹盲孔的布置方式可参照耳片2011a的布置方式实施。

根据上述设置，在舱门关闭后，舱门防隔热结构1022的平板部1022a和支承板201的热密封部2011共同挤压热密封件202，而舱门防隔热结构1022的凸起部1022b的上端面和支承板201的气压密封部2012共同挤压气压密封件203，而被挤压后的热密封件202可封堵舱门防隔热结构1022的平板部1022a与支承筒防隔热结构1021之间的间隙，从而阻止舱外热气流进入舱内。

如图1所示，锁紧机构3包括铰链301和作动筒302。铰链301的两个合页分别设置在支承筒1012内壁和舱门防隔热结构1022的凸起部1022b的顶面上，两个合页之间通过一个曲臂连接，使得舱门防隔热结构可沿预定的路径活动。作动筒302包括筒体和可在筒体内往复移动地活塞杆。其中筒体连接在支承筒1012内壁上，而活塞杆连接在铰链301的曲臂上。活塞杆通过伸缩从而推拉铰链301的曲臂，使得舱门防隔热结构1022到达并锁定在指定位置，从而实现舱门的开合及锁定。

根据本发明的一种实施方式，检测机构4包括温度传感器401和压力传感器402，分别用于在试验过程中实时测量舱内温度和舱内气压。压力调节装置5为抽真空装置，用于调节舱内大气压力，使舱内外产生压差。本发明的底板1011上设有用于安装温度传感器401、压力传感器402和压力调节装置5的安装孔，在本实施方式中，温度传感器401、压力传感器402和压力调节装置5的外形均为锥形，并穿过底板1011安装在其上。根据本发明的构思，温度传感器401、压力传感器402和压力调节装置5也可安装在支承筒1012上，安装方式也为穿舱设置。

利用了本发明的一种实施方式的舱门热密封机构考核试验装置的试验方法包括以下步骤：

a.重复开启和关闭舱门，使得舱门热密封结构1022重复挤压热密封件202和气压密封件303，从而验证常温下热密封件202和气压密封件203与其他结构部件的匹配性；

b.关闭舱门，然后将锁紧机构3锁紧，并安装(或关闭)底板1011，使舱体1内部形成封闭气密的空间，随后压力调节装置5将舱体1内部压力调节至试验条件所需的压力，使得舱内外形成压差。然后对舱体1进行检漏，如舱体1存在漏缝，则对漏缝进行局部密封；

c.进行保压测试，测试气压密封件203在压差环境下的漏率；

d.保持舱内外压差，采用地面加热设备(如石英灯加热设备、电弧风洞或燃气风洞)对支承筒防隔热结构1021和舱门防隔热结构1022进行加热，测量持续加热环境下舱内压力和温度的变化情况，来考核热密封件202的防隔热性能和气压密封件203的气密性能；

e.待舱体1冷却后，将底板1011拆下(或打开)，通过作动筒302活塞杆的伸缩，重复开启和关闭舱门，验证经历高温后热密封件202和气压密封件203与其他结构部件的匹配性；

f.重复上述步骤a至步骤e，来验证热密封件202和气压密封件203的重复使用性能；

g.拆卸热密封件202和气压密封件203，测量热密封件202和气压密封件203变形量及回弹力，验证二者力学性能变化情况。在拆卸两个密封件时，首先将锁紧机构3与舱门防隔热结构1022及壳体101分离。然后将密封机构2与壳体101分离并从舱体1内取出。解除热密封件202与耳片2011a的金属丝绑扎，将二者分离。拆卸气压密封件203与气压密封部2012之间的螺钉连接，将二者分离。

根据上述描述，本发明的舱门热密封机构考核试验装置配合本发明的试验方法可对热密封件202的防隔热性能、气压密封件203的气密性能、两个密封件的力学性能与重复使用性能以及密封件与其它结构的匹配性进行综合的考核试验，从而解决了现有技术中只能对各个需考核性能进行单一试验的缺陷。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (11)

1.一种舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，包括：

舱体(1)，包括一端设有开口而另一端可开闭的壳体(101)和设置在所述壳体(101)的开口端的防隔热机构(102)；

密封机构(2)，固定在所述壳体(101)的侧壁上，用于与所述防隔热机构(102)配合阻止外部热气流进入所述舱体(1)内；

锁紧机构(3)，两端分别可锁紧的连接所述壳体(101)的侧壁和所述防隔热机构(102)；

检测机构(4)，安装在所述壳体(101)上，用于测量所述舱体(1)内的温度和气压；

压力调节装置(5)，安装在所述壳体(101)上，用于调节所述舱体(1)内的气压；

所述壳体(101)包括支承筒(1012)，所述防隔热机构(102)包括舱门防隔热结构(1022)；

所述锁紧机构(3)包括铰链(301)和作动筒(302)；

所述铰链(301)两端分别与所述支承筒(1012)的内壁和所述舱门防隔热结构(1022)连接；

所述作动筒(302)包括筒体和可在筒体内往复移动的活塞杆，所述筒体与所述支承筒(1012)的内壁连接，所述活塞杆与所述铰链(301)连接。

2.根据权利要求1所述的舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，所述壳体(101)还包括底板(1011)，所述支承筒(1012)与所述底板(1011)可拆卸连接，二者之间通过垫圈(A)密封；

所述防隔热机构(102)还包括支承筒防隔热结构(1021)；

所述支承筒防隔热结构(1021)为环形平板或曲面板，并固定连接在所述支承筒(1012)远离所述底板(1011)的一端；

所述舱门防隔热结构(1022)与所述锁紧机构(3)可锁紧的连接，并且所述舱门防隔热结构(1022)与所述支承筒防隔热结构(1021)之间存在间隙。

3.根据权利要求2所述的舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，所述舱门防隔热结构(1022)包括平板部(1022a)和设置在所述平板部(1022a)上的凸起部(1022b)；

所述凸起部(1022b)为锥形台，所述平板部(1022a)位于所述凸起部(1022b)的锥底。

4.根据权利要求3所述的舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，所述密封机构(2)包括连接在所述支承筒(1012)内壁上的支承板(201)以及可拆卸的安装在所述支承板(201)上的热密封件(202)和气压密封件(203)。

5.根据权利要求4所述的舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，所述支承板(201)包括热密封部(2011)、气压密封部(2012)和连接所述热密封部(2011)和所述气压密封部(2012)的连接部(2013)；

所述热密封部(2011)连接在所述支承筒(1012)的内壁上；

所述气压密封部(2012)从所述连接部(2013)向着所述舱体(1)内侧延伸并与所述凸起部(1022b)的顶面平行。

6.根据权利要求5所述的舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，所述热密封部(2011)面对所述防隔热机构(102)的一侧设有耳片(2011a)；

所述耳片(2011a)沿所述舱体(1)的周向排列并同心设置两排；

所述热密封件(202)表面设有与所述耳片(2011a)可拆卸连接的金属丝；

所述气压密封件(203)设有用于与所述气压密封部(2012)配合的环形安装部(2031)，所述环形安装部(2031)从气压密封件(203)面对所述气压密封部(2012)的一侧向内延伸；

所述气压密封件(203)通过所述环形安装部(2031)粘接在所述气压密封部(2012)面对所述防隔热机构(102)的一侧，并通过螺钉进一步固定；

所述热密封件(202)和所述气压密封件(203)能在舱门关闭后被所述舱门防隔热结构(1022)挤压；

所述热密封件(202)被挤压后能封堵所述舱门防隔热结构(1022)与所述支承筒防隔热结构(1021)之间的间隙。

7.根据权利要求2所述的舱门热密封机构考核试验装置，其特征在于，所述检测机构(4)包括温度传感器(401)和压力传感器(402)；

所述温度传感器(401)、所述压力传感器(402)和所述压力调节装置(5)贯穿所述底板(1011)或所述支承筒(1012)设置。

8.一种利用权利要求4至6中任一项所述的舱门热密封机构考核试验装置的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

a.验证常温下热密封件(202)和气压密封件(203)与其他结构部件的匹配性；

b.使舱体(1)密封并对舱体(1)进行调压及检漏；

c.进行保压测试，测试气压密封件(203)在压差环境下的漏率；

d.保持舱内外压差，对防隔热机构(102)进行加热，测量持续加热环境下舱内压力和温度的变化情况，考核热密封件(202)的防隔热性能和气压密封件(203)的气密性能；

e.舱体(1)冷却后，验证经历高温后热密封件(202)和气压密封件(203)与其他结构部件的匹配性；

f.验证热密封件(202)和气压密封件(203)的重复使用性能；

g.拆卸热密封件(202)和气压密封件(203)，测量热密封件(202)和气压密封件(203)变形量及回弹力，验证二者力学性能变化情况。

9.根据权利要求8所述的试验方法，其特征在于，在所述步骤(a)或所述步骤(e)中，通过重复开启和关闭舱门来验证热密封件(202)和气压密封件(203)与其他结构部件的匹配性。

10.根据权利要求9所述的试验方法，其特征在于，在所述步骤(b)中，通过关闭舱门，然后将锁紧机构(3)锁紧，并安装底板(1011)，使所述舱体(1)密封；

通过压力调节装置(5)将所述舱体(1)内部压力调节至试验条件所需的压力；

检漏时若所述舱体(1)存在漏缝，则对漏缝进行局部密封。

11.根据权利要求10所述的试验方法，其特征在于，在所述步骤(f)中，重复所述步骤(a)至所述步骤(e)来验证热密封件(202)和气压密封件(203)的重复使用性能。

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