CN113063728A - 一种飞机部件强度测试加热装置及其方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机部件强度测试技术领域，具体涉及一种飞机部件强度测试加热装置，包括：箱体，箱体上具有与其内部空间连通的惰性气体进口、与其内部空间连通的惰性气体出口、与其内部空间连通的辐射加热窗口；石墨加热元件，石墨加热元件在箱体内部空间内设置；玻璃，玻璃在辐射加热窗口中设置，将辐射加热窗口封堵；石墨加热元件能够透过玻璃对飞机部件进行辐射加热。此外，涉及一种基于上述飞机部件强度测试加热装置实施的飞机部件强度测试加热方法。

Description

一种飞机部件强度测试加热装置及其方法
技术领域
本申请属于飞机部件强度测试技术领域，具体涉及一种飞机部件强度测试加热装置及其方法。
背景技术
飞机高速飞行时，表面承受较大的气动热载荷，在对相关飞机部件进行强度测试时，需要对其进行加热，以模拟其在飞机高速飞行时所处的环境。
在一些飞机部件强度测试中设计以石墨加热元件进行辐射加热，为避免石墨加热元件在高温下氧化失效，当前的石墨加热元件辐射加热器工作时，多被设置在真空罐中，该种技术方案存在以下缺陷：
1）真空罐中难以保证有效真空，可靠性差，且运行成本高；
2）真空罐中低压，在该种环境下，石墨加热元件易发生放电；
3）被加热的飞机部件也需同时置于真空罐中，被加热的飞机部件尺寸受到真空罐尺寸的限制。
现有方案的上述缺陷，致使在飞机部件强度测试时，难以实现对飞机部件在飞机高速飞行时所处高温环境的有效模拟，不能够获取准确的试验数据，不能够为飞机部件的设计、改进提供有效的数据支持。
鉴于现有技术方案存在的上述缺陷提出本申请。
发明内容
本申请的目的是提供一种飞机部件强度测试加热装置及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一方面提供一种飞机部件强度测试加热装置，包括：
箱体，箱体上具有与其内部空间连通的惰性气体进口、与其内部空间连通的惰性气体出口、与其内部空间连通的辐射加热窗口；
石墨加热元件，石墨加热元件在箱体内部空间内设置；
玻璃，玻璃在辐射加热窗口中设置，将辐射加热窗口封堵；石墨加热元件能够透过玻璃对飞机部件进行辐射加热。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，箱体上具有多条冷却通道；各条冷却通道环绕箱体的内部空间分布。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，辐射加热窗口内壁具有环形卡槽；
玻璃的边缘卡在环形卡槽中。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，箱体上具有冷却进口、冷却出口；
玻璃有两个；两个玻璃在辐射加热窗口中相对设置，之间形成冷却空间；冷却空间与冷却进口、冷却出口连通。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，箱体上具有与其内部空间连通的安装孔；
飞机部件强度测试加热装置还包括：
石墨电极，石墨电极一端穿过安装孔与石墨加热元件连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，还包括：
绝缘套，绝缘套在安装孔、石墨电极之间设置。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，绝缘套外壁具有环形连接边；环形连接边连接在箱体上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，绝缘套有两个，其中：
一个绝缘套自安装孔的一端插入至石墨电极、安装孔之间；
另一个绝缘套自安装孔的另一端插入至石墨电极、安装孔之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试加热装置中，石墨电极及其相应的安装孔有多个。
另一方面提供一种飞机部件强度测试加热方法，包括：
将飞机部件正对玻璃设置；
通过惰性气体进口向箱体内部空间持续通入惰性气体，以及通过惰性气体出口将箱体内部空间内的气体持续排出，以维持箱体内部空间内微正压、低氧环境；
向冷却通道持续通入冷却水；
通过冷却进口向冷却空间持续通入冷却空气，以及通过冷却出口将冷却空间内的冷却空气持续排出；
启动石墨加热元件，透过玻璃对飞机部件进行辐射加热。
本申请至少存在以下有益技术效果：
一方面提供一种飞机部件强度测试加热装置，基于其在飞机部件强度测试对飞机部件进行加热时，可通过惰性气体进口向箱体内部空间持续通入惰性气体，以及通过惰性气体出口将箱体内部空间内的气体持续排出，以维持箱体内部空间内微正压、低氧环境，使得在所述箱体内部空间内设置的石墨加热元件在微正压、低氧环境下工作，从而避免石墨加热元件氧化失效，以及避免石墨加热元件发生放电，以此能够在飞机部件强度测试中对飞机部件进行加热，实现对飞机部件在飞机高速飞行时所处高温环境的有效模拟，保证试验数据的准确性，为飞机部件的设计、改进提供有效的数据支持。
上述的飞机部件强度测试加热装置中，所述玻璃在所述辐射加热窗口中设置，将所述辐射加热窗口封堵，一方面可将箱体内部空间与外界环境隔绝，避免外界大气直接进入；另一方面玻璃具有良好透光性，可保证石墨加热元件对飞机部件的加热效果。
以上述的飞机部件强度测试加热装置对飞机部件进行加热，不需要将飞机部件连同被加热件置于真空罐中，运行成本低，且飞机部件可整体置于加热装置的外侧进行加热，尺寸不受限制。
另一方面提供一种飞机部件强度测试加热方法，该加热方法基于上述的飞机部件强度测试加热装置实施，其有益效果可参考上述飞机部件强度测试加热装置的有益效果。
附图说明
图1是本申请实施例提供的飞机部件强度测试加热装置的示意图；
其中：
1-箱体；2-石墨加热元件；3-玻璃；4-石墨电极；5-绝缘套；6-飞机部件；
A-冷却通道；B-冷却空间。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
一方面提供一种飞机部件强度测试加热装置，包括：
箱体1，箱体1上具有与其内部空间连通的惰性气体进口、与其内部空间连通的惰性气体出口、与其内部空间连通的辐射加热窗口；
石墨加热元件2，石墨加热元件2在箱体1内部空间内设置；
玻璃3，玻璃3在辐射加热窗口中设置，将辐射加热窗口封堵；石墨加热元件2能够透过玻璃3对飞机部件6进行辐射加热。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置，领域内技术人员可以理解的是，基于其在飞机部件强度测试对飞机部件进行加热时，可通过惰性气体进口向箱体1内部空间持续通入惰性气体，以及通过惰性气体出口将箱体1内部空间内的气体持续排出，以维持箱体1内部空间内微正压、低氧环境，使得在箱体1内部空间内设置的石墨加热元件2在微正压、低氧环境下工作，从而避免石墨加热元件2氧化失效，以及避免石墨加热元件2发生放电，以此能够在飞机部件强度测试中对飞机部件6进行加热，实现对飞机部件6在飞机高速飞行时所处高温环境的有效模拟，保证试验数据的准确性，为飞机部件6的设计、改进提供有效的数据支持。
以上所说的惰性气体具体可以是氮气，微正压、低氧环境具体可以是高于外部大气环境300Pa，氧含量不高于20PPM的环境。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置，领域内技术人员还可以理解的是，玻璃3在辐射加热窗口中设置，将辐射加热窗口封堵，一方面可将箱体1内部空间与外界环境隔绝，避免外界大气直接进入；另一方面玻璃3具有良好透光性，可保证石墨加热元件2对飞机部件6的加热效果，玻璃3具体可以选用极高耐高温性能的石英玻璃。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置，领域内技术人员还可以理解的是，使用该加热装置对飞机部件6进行加热时，不需要将其连同被加热件置于真空罐中，运行成本低，且飞机部件6可整体置于加热装置的外侧进行加热，尺寸不受限制。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，箱体1上具有多条冷却通道A；各条冷却通道A环绕箱体1的内部空间分布。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置，领域内技术人员可以理解的是，在石墨加热元件2工作时，可向冷却通道A通入冷却水，以能够对箱体1进行冷却，避免箱体1发生严重的变形。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，辐射加热窗口内壁具有环形卡槽；
玻璃3的边缘卡在环形卡槽中。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，箱体1上具有冷却进口、冷却出口；
玻璃3有两个；两个玻璃3在辐射加热窗口中相对设置，之间形成冷却空间B；冷却空间B与冷却进口、冷却出口连通。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置，领域内技术人员可以理解的是，在石墨加热元件2工作时，可通过冷却进口向两个玻璃3间的冷却空间B持续通入冷却空气，以及通过冷却出口将通入冷却空间B内的冷却空气持续排出，以此能够对玻璃3进行冷却，防止玻璃3石化失效。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，箱体1上具有与其内部空间连通的安装孔；
飞机部件强度测试加热装置还包括：
石墨电极4，石墨电极4一端穿过安装孔与石墨加热元件2连接。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，还包括：
绝缘套5，绝缘套5在安装孔、石墨电极4之间设置。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，绝缘套5外壁具有环形连接边；环形连接边连接在箱体1上，一方面可便于将绝缘套5连接在箱体1上，另一方面可在绝缘套5、安装孔间形成密封，以能够有效在该部位隔绝外界空气直接进入箱体1内部空间。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，绝缘套5有两个，其中：
一个绝缘套5自安装孔的一端插入至石墨电极4、安装孔之间；
另一个绝缘套5自安装孔的另一端插入至石墨电极4、安装孔之间。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置，领域内技术人员可以理解的是，设计绝缘套5有两个，可方便的自安装孔的两端分别插入至石墨电极4、安装孔之间，此外，两个绝缘套5上的环形连接边分别连接在安装孔两端的箱体1上，可有效保证绝缘套5与安装孔间的密封性。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试加热装置中，石墨电极4及其相应的安装孔有多个。
另一方面提供一种飞机部件强度测试加热方法，包括：
将飞机部件6正对玻璃3设置；
通过惰性气体进口向箱体1内部空间持续通入惰性气体，以及通过惰性气体出口将箱体1内部空间内的气体持续排出，以维持箱体1内部空间内微正压、低氧环境；
向冷却通道A持续通入冷却水；
通过冷却进口向冷却空间B持续通入冷却空气，以及通过冷却出口将冷却空间B内的冷却空气持续排出；
启动石墨加热元件2，透过玻璃3对飞机部件6进行辐射加热。
对于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热方法，其基于上述实施例公开的飞机部件强度测试加热装置实施，其具体相关之处可参见飞机部件强度测试加热装置相关部分的说明，其技术效果也可参考飞机部件强度测试加热装置相关部分的技术效果，在此不再赘述。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，包括：
箱体（1），所述箱体（1）上具有与其内部空间连通的惰性气体进口、与其内部空间连通的惰性气体出口、与其内部空间连通的辐射加热窗口；
石墨加热元件（2），所述石墨加热元件（2）在所述箱体（1）内部空间内设置；
玻璃（3），所述玻璃（3）在所述辐射加热窗口中设置，将所述辐射加热窗口封堵；所述石墨加热元件（2）能够透过所述玻璃（3）对飞机部件（6）进行辐射加热。
2.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述箱体（1）上具有多条冷却通道（A）；各条所述冷却通道（A）环绕所述箱体（1）的内部空间分布。
3.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述辐射加热窗口内壁具有环形卡槽；
所述玻璃（3）的边缘卡在所述环形卡槽中。
4.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述箱体（1）上具有冷却进口、冷却出口；
所述玻璃（3）有两个；两个所述玻璃（3）在所述辐射加热窗口中相对设置，之间形成冷却空间（B）；所述冷却空间（B）与所述冷却进口、所述冷却出口连通。
5.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述箱体（1）上具有与其内部空间连通的安装孔；
所述飞机部件强度测试加热装置还包括：
石墨电极（4），所述石墨电极（4）一端穿过所述安装孔与所述石墨加热元件（2）连接。
6.根据权利要求5所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
还包括：
绝缘套（5），所述绝缘套（5）在所述安装孔、所述石墨电极（4）之间设置。
7.根据权利要求6所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述绝缘套（5）外壁具有环形连接边；所述环形连接边连接在所述箱体（1）上。
8.根据权利要求7所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述绝缘套（5）有两个，其中：
一个所述绝缘套（5）自所述安装孔的一端插入至所述石墨电极（4）、所述安装孔之间；
另一个所述绝缘套（5）自所述安装孔的另一端插入至所述石墨电极（4）、所述安装孔之间。
9.根据权利要求5所述的飞机部件强度测试加热装置，其特征在于，
所述石墨电极（4）及其相应的安装孔有多个。
10.一种飞机部件强度测试加热方法，其特征在于，包括：
将飞机部件（6）正对玻璃（3）设置；
通过惰性气体进口向箱体（1）内部空间持续通入惰性气体，以及通过惰性气体出口将箱体（1）内部空间内的气体持续排出，以维持箱体（1）内部空间内微正压、低氧环境；
向冷却通道（A）持续通入冷却水；
通过冷却进口向冷却空间（B）持续通入冷却空气，以及通过冷却出口将冷却空间（B）内的冷却空气持续排出；
启动石墨加热元件（2），透过玻璃（3）对飞机部件（6）进行辐射加热。
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