【技术实现步骤摘要】
本申请属于高超声速飞行器热试验领域，特别涉及一种实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法。
技术介绍
1、飞行器表面常开有不同尺寸的口盖。在飞行过程中，外部的高温气体可能通过口盖处的缝隙进入飞行器内部，引起内部环境温度与压力变化，影响舱内设备正常工作。为避免这一问题，需要在口盖部位进行热密封设计，并开展考核口盖部位热密封性能的试验测试。
2、测试过程中，需在口盖部位模拟飞行中的气动加热与内外压差环境。目前，常利用高温高压气体流过试验件表面的方式模拟飞行中的热压环境。这一方式的优点在于可考虑高温气体对缝隙的影响，不足在于热压环境控制难度较大且试验成本高，难以满足热压环境精确模拟与多次重复测试需求。
3、因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
2、本申请的技术方案是：
3、一种实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，包括：
4、步骤一、进行专用试验工装设计；
5、步骤二、进行试验件设计；
6、步骤三、将试验件与专用试验工装进行装配；
7、步骤四、搭建热压环境模拟系统；
8、步骤五、基于热压环境模拟系统，对试验件开展热密封性能测试。
9、在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，进行专用试验工装设计，包括：
10、s11、进行专用试验工装的承力结构设计；
11、s12、进行专用试验工装的隔热结构设计；
12、s13、进行专用试验工装的连接结构设计；
13、s14、根据专用试验工装的承力结构、隔热结构以及连接结构，加工得到专用试验工装。
14、在本申请的至少一个实施例中，s11中，进行专用试验工装的承力结构设计，专用试验工装的承力结构包括：
15、钢制壳体，所述钢制壳体为上端开口的方形盒状体，上端开口处设置有外翻边，所述外翻边距离钢制壳体内表面10mm处开有用于安装密封胶圈的密封槽，所述外翻边沿周向开设有多个用于与试验件连接的专用试验工装螺栓孔。
16、在本申请的至少一个实施例中，s12中，进行专用试验工装的隔热结构设计，专用试验工装的隔热结构包括：
17、专用试验工装隔热层，所述专用试验工装隔热层铺设在所述钢制壳体的内壁面。
18、在本申请的至少一个实施例中，s13中，进行专用试验工装的连接结构设计，包括：
19、根据承受的最大剪力对用于专用试验工装与试验件连接的螺栓数量、材料、螺杆直径进行设计；
20、在平行于外翻边的单个方向，专用试验工装与试验件升温后存在的总剪力f为：
21、
22、其中，e1为试验件蒙皮材料弹性模量，e2为钢制壳体弹性模量，α1为试验件蒙皮材料热膨胀系数，α2为钢制壳体热膨胀系数，δt为测试过程中的最大温升；
23、对于单边螺栓孔数量为n的专用试验工装和试验件，角落处螺栓承受的剪力最大，最大剪力fbmax为：
24、
25、为避免螺栓失效，角落处螺栓所受最大剪力fbmax满足：
26、
27、其中，d为螺杆直径，σs为螺栓材料屈服强度。
28、在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，进行试验件设计，所述试验件包括：
29、口盖，所述口盖的内表面铺设有试验件隔热层，外表面设置有蒙皮，所述蒙皮延伸出所述口盖主体的部分形成连接部，所述连接部沿周向开设有多个用于与专用试验工装连接的试验件螺栓孔。
30、在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，将试验件与专用试验工装进行装配，包括：
31、在专用试验工装的密封槽中安装密封胶圈；
32、将试验件与专用试验工装上的螺栓孔对准，采用螺栓进行装配，装配后试验件与专用试验工装之间形成封闭腔体。
33、在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，搭建热压环境模拟系统，包括：
34、在专用试验工装上安装进气阀以及抽气阀，将抽气阀与抽气装置连接；
35、在专用试验工装上布置温度测点以及压力测点，将温度测点以及压力测点的测量线路与控制系统连接；
36、在试验件正上方吊装辐射加热装置；
37、将控制系统的控制线路分别与抽气装置以及辐射加热装置连接；
38、通过隔热毡对试验件以及辐射加热装置侧面进行围挡，使试验件与辐射加热装置之间近似形成封闭腔体，在试验过程中营造试验件表面高温气体环境。
39、在本申请的至少一个实施例中，步骤五中，基于热压环境模拟系统，对试验件开展热密封性能测试，包括：
40、s51、关闭进气阀，打开抽气阀，启动抽气装置，按照试验要求逐渐降低封闭腔体内部气压水平，达到稳定状态后停止抽气，关闭抽气阀；
41、s52、启动辐射加热装置，按照试验要求模拟试验件表面气动热环境，记录封闭腔体内部的气压以及温度数据；
42、s53、试验加载完成后，关闭辐射加热装置，打开进气阀，待封闭腔体内部气压达到1atm后结束试验。
43、专利技术至少存在以下有益技术效果：
44、本申请的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，适用于飞行器口盖部位热密封性能测试，能够实现热密封性能测试中气动加热与内外压差环境独立模拟，可在测试中进行热压环境精确控制，从而提高了飞行器口盖部位热密封性能测试准确性；同时，试验成本低，可用于开展热密封性能多次重复测试。
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1.一种实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，步骤一中，进行专用试验工装设计，包括：
3.根据权利要求2所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，S11中，进行专用试验工装的承力结构设计，专用试验工装的承力结构包括：
4.根据权利要求3所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，S12中，进行专用试验工装的隔热结构设计，专用试验工装的隔热结构包括：
5.根据权利要求4所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，S13中，进行专用试验工装的连接结构设计，包括：
6.根据权利要求5所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，步骤二中，进行试验件设计，所述试验件包括：
7.根据权利要求6所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，步骤三中，将试验件与专用试验工装进行装配，包括：
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9.根据权利要求8所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，步骤五中，基于热压环境模拟系统，对试验件开展热密封性能测试，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，步骤一中，进行专用试验工装设计，包括：
3.根据权利要求2所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，s11中，进行专用试验工装的承力结构设计，专用试验工装的承力结构包括：
4.根据权利要求3所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在于，s12中，进行专用试验工装的隔热结构设计，专用试验工装的隔热结构包括：
5.根据权利要求4所述的实现热压环境模拟的飞行器口盖热密封性能测试方法，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：张仡，吴敬涛，姚港，陈宏，张肖肖，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
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