CN113063729B - 一种飞机部件强度测试高温热环境模拟装置及其方法 - Google Patents

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高温热环境模拟装置，包括：高温热环境箱，高温热环境箱上具有与其内部空间连通的惰性气体进气口、与其内部空间连通的惰性气体出气口；气流扩散喷嘴，气流扩散喷嘴在惰性气体进气口中设置；微正压泄压阀，微正压泄压阀在惰性气体出气口设置；石墨加热元件，石墨加热元件在高温热环境箱内部空间设置，以能够对位于高温热环境箱内部空间的飞机部件进行辐射加热。此外，涉及一种飞机部件强度测试高温热环境模拟方法，基于上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置实施。

Description

一种飞机部件强度测试高温热环境模拟装置及其方法

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高温热环境模拟装置及其方法。

背景技术

高超声速飞行器穿过大气层时，表面承受严酷的气动热载荷，在对其相关部件进行强度测试时，需要进行加热，以模拟该种高温热环境。

石墨化学性能稳定、可塑性强，便于加工成各种形状，可提供热流密度高达5.6MW/m2，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，以模拟飞机部件所处的高温热环境。

在高温环境下，石墨极容易被氧化，使其横截面不断减小，为此当前在石墨加热元件工作时，多将其连同被加热元件一同置于真空罐中，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。

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所处高温热环境的有效模拟，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。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机部件强度测试高温热环境模拟装置及其方法，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高温热环境模拟装置，包括：

高温热环境箱，高温热环境箱上具有与其内部空间连通的惰性气体进气口、与其内部空间连通的惰性气体出气口；

气流扩散喷嘴，气流扩散喷嘴在惰性气体进气口中设置；

微正压泄压阀，微正压泄压阀在惰性气体出气口设置；

石墨加热元件，石墨加热元件在高温热环境箱内部空间设置，以能够对位于高温热环境箱内部空间的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高温热环境模拟装置中，气流扩散喷嘴头部具有多个沿其周向分布的喷气口。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，气流扩散喷嘴内具有气流导向锥；

各个喷气口环绕气流导向锥分布。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

气流扩散挡板，气流扩散挡板在高温热环境箱内部空间设置，向气流扩散喷嘴的头部所在方向凸起呈球弧形。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，气流扩散喷嘴的头部到气流扩散挡板的顶端的间距界于球弧形的半径、直径之间。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

多根连接棒，每根连接棒一端与气流扩散喷嘴连接，另一端与气流扩散挡板连接。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

反射板，反射板在高温热环境箱内部空间设置，用以将石墨加热元件发出的辐射光反射至预定方向。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，高温热环境箱上具有冷却进口、冷却出口；

反射板上具有冷却通道；冷却通道的进口端连通至冷却进口，出口端连通至冷却出口。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

微氧检测仪，微氧检测仪设置在高温热环境箱上，用以检测高温热环境箱内部空间的氧气含量。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

电缆转接面板，电缆转接面板连接在高温热环境箱上，与石墨加热元件电连接。

另一方面提供一种飞机部件强度测试高温热环境模拟方法，包括：

将飞机部件置于高温热环境箱内部空间；

经气流扩散喷嘴向高温热环境箱内部空间持续通入惰性气体，以及通过微正压泄压阀将高温热环境箱内部空间的气体持续排出，以此维持高温热环境箱内部空间微正压、低氧环境；

通过冷却进口向冷却通道中通入冷却介质，以及通过冷却出口将冷却介质排出；

启动石墨加热元件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高温热环境模拟方法中，惰性气体为氮气。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟方法中，微正压环境为压力高于外部大气250-350Pa的环境。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟方法中，微氧环境为氧气体积含量小于300ppm的环境。

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高温热环境模拟装置，其可在微正压、低氧环境中以石墨加热元件对飞机部件的辐射加热，实现对飞机部件所处高温热环境的有效模拟，基于此在飞机部件强度测试中可获取准确的试验数据，为飞机部件的设计、改进提供有效的数据支持。

另一方面提供一种飞机部件强度测试高温热环境模拟方法，该模拟方法基于上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置实施，其有益效果可参考上述飞机部件强度测试高温热环境模拟装置的有益效果。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置的示意图；

图2是本申请实施例提供的气流扩散喷嘴及其相关部件的示意图；

图3是图2的剖视图；

其中：

1-高温热环境箱；2-石墨加热元件；3-微正压泄压阀；4-微氧检测仪；5-气流扩散喷嘴；6-反射板；7-电缆转接面板；8-气流导向锥；9-气流扩散挡板；10-连接棒；11-飞机部件。

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至图3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高温热环境模拟装置，包括：

高温热环境箱1，高温热环境箱1上具有与其内部空间连通的惰性气体进气口、与其内部空间连通的惰性气体出气口；

气流扩散喷嘴5，气流扩散喷嘴5在惰性气体进气口中设置；

微正压泄压阀3，微正压泄压阀3在惰性气体出气口设置；

石墨加热元件2，石墨加热元件2在高温热环境箱1内部空间设置，以能够对位于高温热环境箱1内部空间的飞机部件11进行辐射加热。

对于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，领域内技术人员可以理解的是，其在以石墨加热元件2对飞机部件11进行辐射加热时，可经气流扩散喷嘴5向高温热环境箱1内部空间持续通入惰性气体，以及通过微正压泄压阀3将高温热环境箱1内部空间的气体持续排出，维持高温热环境箱1内部空间微正压、低氧环境，以此可避免石墨加热元件2氧化失效，以及避免石墨加热元件2发生放电。

对于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，领域内技术人员还可以理解的是，在以石墨加热元件2对飞机部件11进行辐射加热时，经气流扩散喷嘴5向高温热环境箱1内部空间通入惰性气体，可使得惰性气体在高温热环境箱1内部空间均匀扩散，快速的将高温热环境箱1内部空间的氧气置换出去，使加热箱1中快速达到符合要求的低氧环境。

对于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，领域内技术人员还可以理解的是，其可在微正压、低氧环境中以石墨加热元件2对飞机部件11的辐射加热，实现对飞机部件11所处高温热环境的有效模拟，基于此在飞机部件强度测试中可获取准确的试验数据，为飞机部件的设计、改进提供有效的数据支持。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，气流扩散喷嘴5头部具有多个沿其周向分布的喷气口，以能够使通入高温热环境箱1内部空间的惰性气体快速的发生扩散，在高温热环境箱1内部空间快速的扩散均匀。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，气流扩散喷嘴5内具有气流导向锥8；

各个喷气口环绕气流导向锥8分布，以能够有效引导通入高温热环境箱1内部空间的惰性气体快速的发生扩散在高温热环境箱1内部空间快速的扩散均匀。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

气流扩散挡板9，气流扩散挡板9在高温热环境箱1内部空间设置，向气流扩散喷嘴5的头部所在方向凸起呈球弧形。

对于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，领域内技术人员可以理解的是，其在以石墨加热元件2对飞机部件11进行辐射加热时，经气流扩散喷嘴5向高温热环境箱1内部空间通入惰性气体首先会冲击气流扩散挡板9的球弧形面，经球弧形面反射后均匀向四周扩散，以此能够有效保证使惰性气体在高温热环境箱1内部空间扩散的均匀性，以及能够有效避免通入高温热环境箱1内部空间的惰性气体直接冲击石墨加热元件2，影响石墨加热元件2的加热性能，甚至使石墨加热元件2遭受破坏。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，气流扩散喷嘴5的头部、气流扩散挡板9的顶端间的间距界于球弧形的半径、直径之间，以保证经气流扩散喷嘴5通入高温热环境箱1内部空间惰性气体的扩散效果。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

多根连接棒10，每根连接棒10一端与气流扩散喷嘴5连接，另一端与气流扩散挡板9连接。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

反射板6，反射板6在高温热环境箱1内部空间设置，用以将石墨加热元件2发出的辐射光反射至预定方向，该预定方向可以是飞机部件11在高温热环境箱1内部空间的设置方向，以保证对飞机部件11的加热效率。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，高温热环境箱1上具有冷却进口、冷却出口；

反射板6上具有冷却通道；冷却通道的进口端连通至冷却进口，出口端连通至冷却出口。

对于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，领域内技术人员可以理解的是，其在以石墨加热元件2对飞机部件11进行辐射加热时，可经冷却进口通入冷却介质，对反射板6进行冷却，避免反射板6受热变形甚至被破坏。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

微氧检测仪4，微氧检测仪4设置在高温热环境箱1上，用以检测高温热环境箱1内部空间的氧气含量。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置中，还包括：

电缆转接面板7，电缆转接面板7连接在高温热环境箱1上，与石墨加热元件2电连接。

另一方面提供一种飞机部件强度测试高温热环境模拟方法，包括：

将飞机部件11置于高温热环境箱1内部空间；

经气流扩散喷嘴5向高温热环境箱1内部空间持续通入惰性气体，以及通过微正压泄压阀3将高温热环境箱1内部空间的气体持续排出，以此维持高温热环境箱1内部空间微正压、低氧环境；

通过冷却进口向冷却通道中通入冷却介质，以及通过冷却出口将冷却介质排出；

启动石墨加热元件2对飞机部件11进行辐射加热。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟方法中，惰性气体为氮气。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟方法中，微正压环境为压力高于外部大气250-350Pa的环境。

在一些可选的实施例中，上述的飞机部件强度测试高温热环境模拟方法中，微氧环境为氧气体积含量小于300ppm的环境。

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。

对于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟方法，基于上述实施例公开的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置实施，具体相关之处可参见飞机部件强度测试高温热环境模拟装置相关的部分说明，其技术效果也可参考飞机部件强度测试高温热环境模拟装置相关部分的技术效果，在此不再赘述。

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 (9)

1.一种飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，包括：

高温热环境箱（1），所述高温热环境箱（1）上具有与其内部空间连通的惰性气体进气口、与其内部空间连通的惰性气体出气口；

气流扩散喷嘴（5），所述气流扩散喷嘴（5）在所述惰性气体进气口中设置；

微正压泄压阀（3），所述微正压泄压阀（3）在所述惰性气体出气口设置；

石墨加热元件（2），所述石墨加热元件（2）在所述高温热环境箱（1）内部空间设置，以能够对位于所述高温热环境箱（1）内部空间的飞机部件（11）进行辐射加热；

气流扩散挡板（9），所述气流扩散挡板（9）在所述高温热环境箱（1）内部空间设置，向所述气流扩散喷嘴（5）的头部所在方向凸起呈球弧形。

2.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

所述气流扩散喷嘴（5）头部具有多个沿其周向分布的喷气口。

3.根据权利要求2所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

所述气流扩散喷嘴（5）内具有气流导向锥（8）；

各个所述喷气口环绕所述气流导向锥（8）分布。

4.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

所述气流扩散喷嘴（5）的头部到所述气流扩散挡板（9）的顶端的间距界于所述球弧形的半径、直径之间。

5.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

还包括：

多根连接棒（10），每根所述连接棒（10）一端与所述气流扩散喷嘴（5）连接，另一端与所述气流扩散挡板（9）连接。

6.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

还包括：

反射板（6），所述反射板（6）在所述高温热环境箱（1）内部空间设置，用以将所述石墨加热元件（2）发出的辐射光反射至预定方向。

7.根据权利要求6所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

所述高温热环境箱（1）上具有冷却进口、冷却出口；

所述反射板（6）上具有冷却通道；所述冷却通道的进口端连通至所述冷却进口，出口端连通至所述冷却出口。

8.根据权利要求1所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置，其特征在于，

还包括：

微氧检测仪（4），所述微氧检测仪（4）设置在所述高温热环境箱（1）上，用以检测所述高温热环境箱（1）内部空间的氧气含量。

9.一种飞机部件强度测试高温热环境模拟方法，其特征在于，基于权利要求7所述的飞机部件强度测试高温热环境模拟装置实施，包括：

将飞机部件（11）置于高温热环境箱（1）内部空间；

经气流扩散喷嘴（5）向高温热环境箱（1）内部空间持续通入惰性气体，以及通过微正压泄压阀（3）将高温热环境箱（1）内部空间的气体持续排出，维持高温热环境箱（1）内部空间微正压、低氧环境；

通过冷却进口向冷却通道中通入冷却介质，以及通过冷却出口将冷却介质排出；

启动石墨加热元件（2）对飞机部件（11）进行辐射加热。

Images