CN111443032A - 快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置 - Google Patents

快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，包括快速泄压模拟部分和热声振模拟部分；其中，快速泄压模拟部分主要包括受控泄压箱、快速泄压管路、控压管路；热声振模拟部分包括振动台基体、振动台台面、箱体、加速度传感器、红外灯阵、大功率扬声器、聚拢壁、堵头；本发明可同时模拟压强应力、热应力、噪声应力、振动应力；采用聚拢壁和堵头设计，可以在试验件附近形成局部高强声场；采用两套管路受控泄压的方式，确保受控泄压箱体内压强及时准确受控。

Description

快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置
技术领域
本发明属于环境试验和航空航天交叉技术领域，具体来说，本发明主要涉及可同时模拟压强、热、声、振动四种应力的综合应力试验装置。
背景技术
这里以本专利技术的典型应用对象航天器多层隔热组件为例介绍背景技术。多层隔热组件具备质量轻、辐射隔热性能强的特点，可显著减少航天器产品与周围环境之间的辐射换热，是航天器最常用的被动热控产品之一
航天器发射时，在火箭主动段航天器外部整流罩内压强急速下降。多层隔热组件内部的气体会迅速向外排放，被多层包覆的航天器舱内的气体也会通过舱板上的孔洞向外排放，并通过多层隔热组件排放到舱外，航天器内外形成巨大的压力差压差高达上万帕。因此在主动段气压急速下降时多层隔热组件会鼓胀，并像波浪一样起伏，使得作用在多层隔热组件固定铆钉上的拉拔力达上百牛，易出现破损、翘起或脱落现象。
此外，航天器多层隔热组件在发射过程中还将遭遇复杂的温度、振动、噪声和冲击环境。其中，温度环境主要源于高温状态整流罩内壁的热辐射；振动环境主要发生在火箭发动机启动关机过程、跨音速过程、级间分离过程；噪声环境主要源于火箭发动机噪声和气动噪声；冲击环境主要来源于星箭分离。
航天器多层隔热组件在发射过程中快速泄压及热声振耦合环境下存在受损风险。2008年欧空局发射的ATV(Automated Transfer Vehicle)货运飞船外表面多层隔热组件发生了鼓胀和脱离。2016年，我国某卫星通过安装在舱外的相机也发现星表多层隔热组件被掀起。
目前，缺少可以直接模拟快速泄压及热声振综合应力的试验装置，多层隔热组件耐受快速泄压及热声振综合应力的地面验证并不充分。此外，航空发动机叶片和燃烧室薄壁结构、高超音速飞行器发射和再入场景的薄壁结构、火星探测器着陆和取样返回等场景的薄壁结构均面临此类共性问题。综上所述，设计可以同时模拟快速泄压及热声振综合应力的试验系统对于验证和评估众多航空航天产品环境适应性和可靠性非常重要。
快速泄压及热声振综合应力试验装置设计的主要的技术难题就在于如何合理地同时施加压强、热、声、振四种应力，确保在试验件附近形成局部高强应力，且实现压强的精确受控、规避各应力对试验设备和试验人员的不良影响。
发明内容
本发明的目的在于提供一种快速泄压、热、声、振综合应力模拟试验装置，可同时模拟压强应力、热应力、噪声应力、振动应力。本发明的核心侧重于对体现四种应力交互的试验装置硬件、空间位置和连接关系的设计，而配套的控制软硬件装置、传感器装置等不是本发明的核心，可沿用常规技术，因此发明不再详细阐述。
本发明采用了如下的技术方案：
快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，包括快速泄压模拟部分和热声振模拟部分；热声振模拟部分主要包括振动台基体及其上的振动台台面、箱体、加速度传感器、红外灯阵、大功率扬声器，所述振动台基体与所述箱体底部直接接触，并给箱体提供支撑和固定作用，箱体底部设置孔洞，容许振动台台面穿过孔洞进入到箱体内部，加速度传感器固定在振动台台面表面，起到监测振动响应数据的作用；所述快速泄压模拟部分主要包括设置有真空规A的受控泄压箱、快速泄压管路、控压管路；其中，受控泄压箱是上方开口的箱体，上方开口用于安装试验件使得受控泄压箱与试验件组成一密闭空间；其中，红外灯阵和大功率扬声器分别固定在振动台台面上的试验件上方，分别用于加热试验件并保持发声方向大致朝向试验件的位置，受控泄压箱的侧壁上引出两条管路即快速泄压管路和控压管路，两者分别穿过箱体侧壁延伸到箱体外部，快速泄压管路通过挡板阀B与大真空罐连接，在挡板阀B导通状态下可快速将受控泄压箱内压力降至较低水平；控压管路依次通过挡板阀A、蝶阀、手动阀与真空泵A连接，在各阀门导通状态下可进一步对受控泄压箱内压力进行精细控制。
其中，箱体内部的振动台基体上表面固定着支架的一端，另一端用于固定红外灯阵。
其中，大真空罐上还安装有监测器真空度的真空规B以及保持其真空度的真空泵B。
其中，真空规A设置在受控泄压箱的表面并与受控泄压箱的内部连通，起到监测内部压强的作用。
其中，大功率扬声器的侧面包络着聚拢壁围成的空间，所述聚拢壁的一端固定在箱体壁面或振动台基体上，另一端伸向试验件附近；聚拢壁在靠近试验件的一端有通孔，且通孔的外侧一端被一堵头封堵，在聚拢壁内侧形成盲孔结构。
其中，风冷管路由箱体外导入，内有低温或常温气体，起到对大功率扬声器的散热和冷却作用；声强计固定在支架上，安装在固定端和红外灯阵之间，起到监测噪声数据的作用；温度传感器固定在试验件上表面，起到监测试验件温度的作用。
其中，红外灯阵也可不安装于支架上，而是安装于所述受控泄压箱底部内壁，朝向试验件位置加热。
其中，所述挡板阀A、蝶阀、手动阀三者之间的相互顺序可任意调整。
其中，所述挡板阀A、蝶阀、手动阀三者可保留任意1个或2个。
其中，所述聚拢壁可为1个或多个。
其中，所述聚拢壁的包络形状可近似为圆形、椭圆形、矩形、喇叭形。
其中，所述堵头与所述聚拢壁的通孔之间通过螺接或摩擦连接，可以调整插入所形成盲孔的深度。
其中，所述红外灯阵可替换为电加热丝或电加热片。
其中，所述试验件与所述受控泄压箱体的安装连接方式包括螺接、铆接或粘接。
其中，所述受控泄压箱体内的压强的控制范围是一个大气压强与真空之间。
其中，所述试验件可为航天器多层隔热组件、太阳电池板、发动机喷口薄壁结构中的一种或相似结构。
其中，所述聚拢壁为薄壁结构，所围成的空间可包络所述扬声器。
本发明与现有技术相比，具有如下突出实质性特点和显著优点：
本发明可同时模拟压强应力、热应力、噪声应力、振动应力；加热方式为对试验件的局部加热，可以避免对扬声器、振动台、传感器等的不良影响；箱体结构一方面起到隔音作用，一方面也有一定的保温作用；聚拢壁结构将发声装置的声波聚拢到试验件附近，且聚拢壁内侧的盲孔结构可利用亥姆霍兹共鸣原理加强试验件附件的局部声压级；采用两套管路受控泄压的方式，确保受控泄压箱体内压强及时准确受控；受控泄压箱体积小，内部压强容易控制，且便于同时施加热、声、振应力。
附图说明
图1是本发明一具体实施方式的结构示意图；
图2是典型的压强控制效果图受控泄压箱内部；
图中：
试验件1；受控泄压箱2；真空规A3；快速泄压管路4；控压管路5；挡板阀A6；挡板阀B7；蝶阀8；手动阀9；真空泵A10；大真空罐11；真空规B12；真空泵B13；所述热声振模拟部分包括振动台基体14；振动台台面15；箱体16；加速度传感器17；支架18；红外灯阵19；温度传感器20；大功率扬声器21；声强计22；风冷管路23；聚拢壁24；堵头25。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的原理、结构、特点进行进一步的说明。
参考图1和图2，快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，包括快速泄压模拟部分和热声振模拟部分；其中，所述快速泄压模拟部分主要包括试验件1、受控泄压箱2、真空规A3、快速泄压管路4、控压管路5、挡板阀A6、挡板阀B7、蝶阀8、手动阀9、真空泵A10、大真空罐11、真空规B12、真空泵B13；所述热声振模拟部分包括振动台基体14、振动台台面15、箱体16、加速度传感器17、支架18、红外灯阵19、温度传感器20、大功率扬声器21、声强计22、风冷管路23；
所述受控泄压箱2是个上方开口的箱体，所述试验件1为薄片状结构，这样所述试验件1安装在所述受控泄压箱2开口处，并与所述受控泄压箱2组成了一个密闭的空间；所述受控泄压箱2引出两条管路，即所述真空规A4和所述真空规A5，并穿过所述箱体16到箱体外部，其中所述真空规A4通过所述挡板阀A7与所述大真空罐11连接；所述真空规A5通过所述挡板阀A6、所述蝶阀8、所述手动阀9与所述真空泵A10连接；所述大真空罐11上还安装有所述真空规B12和所述真空泵B13；所述真空规A3安装在所述受控泄压箱2表面并与所述受控泄压箱2内部连通，起到监测内部压强的作用；
所述振动台基体14与所述箱体16底部直接接触，并给所述箱体16提供支撑和固定作用；所述箱体16底部有个孔洞，容许所述振动台台面15及台面上安装的装置和试验件1穿过所述孔洞进入到所述箱体16内部；所述加速度传感器17固定在所述振动台台面15表面，起到监测振动响应数据的作用；所述支架18一端固定在所述振动台基体14上表面，且位于所述箱体16内部，另一端将所述红外灯阵19固定在所述振动台台面15上方；所述大功率扬声器21固定在所述振动台基体14的上表面，发声方向大致朝向所述试验件1位置；所述聚拢壁24为薄壁结构，所围成的空间可包络所述扬声器21，所述聚拢壁一端固定在所述箱体16壁面或所述振动台基体，另一端伸向所述试验件1附近；所述聚拢壁在靠近所述试验件1的一端有通孔，且通孔的外侧一端被所述堵头25封堵，在所述聚拢壁24内侧形成盲孔结构；所述风冷管路23由所述箱体16外导入，内有低温或常温气体，起到对所述大功率扬声器21的散热和冷却作用；所述声强计22固定在所述支架18上，安装在固定端和所述红外灯阵19之间，起到监测噪声数据的作用；所述温度传感器20固定在试验件1上表面，起到监测试验件1温度的作用。
将声波在所述试验件1聚拢和局部加强是本专利的核心效果之一，实施例1是这样实现的，利用2个半圆形所述聚拢壁24形成一个近似圆形的包络，并在所述试验件1附近包络面积变小，对声波形成聚拢效应，形成局部加强的声场；另一方面，所述聚拢壁24内侧的共4个盲孔结构的深度均得到很好的调整，可以形成较强的亥姆霍兹共鸣效应，进一步加强所述试验件1附近的局部声场。
受控压强模拟是本专利另一个核心效果，实施例1是这样实现的，大真空罐11首先通过真空泵B13建立高真空环境，极限真空度优于5×10-6Pa，通过蝶阀8将受控泄压箱2与真空泵A10连接，根据控制蝶阀8开度来控制系统抽速，进而控制受控泄压箱2内部压强，实现对试验件1内外压差变化的受控模拟；当接近真空泵A10的抽气极限时，抽速下降缓慢，无法实现快速泄压；此时开启挡板阀B7，采用大容器抽小容器的方式实现快速泄压，以保证受控泄压箱2能够在120s内压力从一个大气压降至100Pa以下，模拟火箭发射段和主动段的试验件1内外压差快速变化的环境；典型的压强控制曲线见附图2；为准确模拟压力变化过程，首先采用理论分析和数值计算手段建立蝶阀8开度与受控泄压箱2内部压强变化之间的关系；试验时试验件1的状态如包括受控泄压箱2的内部容积、安装方式、试验件面积等均会影响试验的有效性，应结合理论计算、仿真分析以及预试验等方式确定试验件1的状态。
尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，包括快速泄压模拟部分和热声振模拟部分；热声振模拟部分主要包括振动台基体及其上的振动台台面、箱体、加速度传感器、红外灯阵、大功率扬声器，所述振动台基体与所述箱体底部直接接触，并给箱体提供支撑和固定作用，箱体底部设置孔洞，容许振动台台面穿过孔洞进入到箱体内部，加速度传感器固定在振动台台面表面，起到监测振动响应数据的作用；所述快速泄压模拟部分主要包括设置有真空规A的受控泄压箱、快速泄压管路、控压管路；其中，受控泄压箱是上方开口的箱体，上方开口用于安装试验件使得受控泄压箱与试验件组成一密闭空间；其中，红外灯阵和大功率扬声器分别固定在振动台台面上的试验件上方，分别用于加热试验件并保持发声方向大致朝向试验件的位置，受控泄压箱的侧壁上引出两条管路即快速泄压管路和控压管路，两者分别穿过箱体侧壁延伸到箱体外部，快速泄压管路通过挡板阀B与大真空罐连接，在挡板阀B导通状态下可快速将受控泄压箱内压力降至较低水平；控压管路依次通过挡板阀A、蝶阀、手动阀与真空泵A连接，在各阀门导通状态下可进一步对受控泄压箱内压力进行精细控制。
2.如权利要求1所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，箱体内部的振动台基体上表面固定着支架的一端，另一端用于固定红外灯阵。
3.如权利要求1所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，大真空罐上还安装有监测器真空度的真空规B以及保持其真空度的真空泵B。
4.如权利要求1所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，真空规A设置在受控泄压箱的表面并与受控泄压箱的内部连通，起到监测内部压强的作用。
5.如权利要求1-4任一项所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，大功率扬声器的侧面包络着聚拢壁围成的空间，所述聚拢壁的一端固定在箱体壁面或振动台基体上，另一端伸向试验件附近；聚拢壁在靠近试验件的一端有通孔，且通孔的外侧一端被一堵头封堵，在聚拢壁内侧形成盲孔结构。
6.如权利要求1-4任一项所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，风冷管路由箱体外导入，内有低温或常温气体，起到对大功率扬声器的散热和冷却作用；声强计固定在支架上，安装在固定端和红外灯阵之间，起到监测噪声数据的作用；温度传感器固定在试验件上表面，起到监测试验件温度的作用。
7.如权利要求1-4任一项所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，红外灯阵也可不安装于支架上，而是安装于所述受控泄压箱底部内壁，朝向试验件位置加热。
8.如权利要求1-4任一项所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，所述挡板阀A、蝶阀、手动阀三者之间的相互顺序可任意调整。
9.如权利要求1-4任一项所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，所述挡板阀A、蝶阀、手动阀三者保留任意1个或2个。
10.如权利要求1-4任一项所述的快速泄压及热声振综合应力模拟试验装置，其中，所述聚拢壁的包络形状近似为圆形、椭圆形、矩形、喇叭形。
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