本發(fā)明屬于飛行器地面試驗與測試領(lǐng)域，具體地說，涉及一種用于航天飛行器的在高低溫環(huán)境中對舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)進(jìn)行性能測試的地面模擬測試裝置。

背景技術(shù)：

航天飛行器是一種既能在大氣層內(nèi)飛行，也能在大氣層外飛行的飛行器。除了在空間環(huán)境中要遭受惡劣的溫度環(huán)境之外，在跨越大氣層和返回再入的過程中，更是要經(jīng)歷上千度的高溫和急速的溫度變化，最高可至1800℃。所以在航天飛行器研究與設(shè)計過程中，可靠有效地地面模擬溫度試驗是非常必要的。通常采用外用復(fù)合材料制成的隔熱瓦來保證機(jī)載設(shè)備工作在合適的溫度，盡管如此，機(jī)載設(shè)備仍處于一個較高的工作溫度。系統(tǒng)測試對象主要是舵面操縱系統(tǒng)，在航天飛行器外部熱防護(hù)系統(tǒng)的保護(hù)下，內(nèi)部的載人座艙內(nèi)溫控要求一般為25～32℃，而外部的機(jī)載設(shè)備和其它設(shè)備的要求相對較低，一般為:-50～50℃。但對于試驗的可靠性，需要測試的溫度范圍為:-100～100℃。

現(xiàn)有公開的技術(shù)文獻(xiàn)“KM7大型空間環(huán)境模擬器研制[C]”(中國真空學(xué)會2012學(xué)術(shù)年會，2012)中描述了一種大型空間模擬器，該模擬器主要由熱紅外輻射方式來實現(xiàn)高溫模擬，冷氮系統(tǒng)實現(xiàn)低溫模擬；但造價和試驗成本十分高昂，滿足大型航天器或整星的測試需求。專利CN104670523中公開了“一種高低溫環(huán)境模擬試驗設(shè)備”,該試驗設(shè)備采用箱盒式試驗環(huán)境，用于產(chǎn)品的靜態(tài)測試，不能適應(yīng)產(chǎn)品運(yùn)動狀況下的測試試驗，并且對產(chǎn)品的尺寸大小有限制，通用性差。在專利CN104588135中提出了“一種大型高低溫環(huán)境模擬試驗箱內(nèi)艙體結(jié)構(gòu)”該結(jié)構(gòu)為了解決對大型設(shè)備的測試，利用方鋼、瓦楞板、玻璃鋼實現(xiàn)一種大型模擬試驗箱；成本費用較高，空間利用率低，在進(jìn)行運(yùn)動裝置的測量時同樣受到限制。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置；該模擬測試裝置采用柔性非真空絕熱材料組成，體積調(diào)節(jié)可變，空間利用率高，對裝置尺寸的適應(yīng)性強(qiáng)，適用于飛行器舵面機(jī)傳動機(jī)構(gòu)運(yùn)動狀態(tài)下的高低溫性能測試。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括試驗腔體、入口靜壓腔、出口靜壓腔、基座、被測舵機(jī)、舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)、被測舵面、密封膜盒、加載連桿、液壓馬達(dá)、支撐機(jī)構(gòu)、固定圈、靜壓腔外殼、孔板、密封板、帶圈、絕熱密封膠帶，所述試驗腔體兩端通過支撐機(jī)構(gòu)與入口靜壓腔和出口靜壓腔連接，被測舵機(jī)與被測舵面通過舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)連接，并安裝在試驗腔內(nèi)的基座上,位于被測舵面的下方的試驗腔體底部開有圓孔，用于固定安裝密封膜盒，液壓馬達(dá)位于試驗腔體下方固定在安裝座上,加載連桿一端穿過密封膜盒的圓通孔，通過耳叉連接在被測舵面底部的加載環(huán)上，加載連桿另一端與液壓馬達(dá)通過聯(lián)軸器連接；

所述入口靜壓腔與所述出口靜壓腔采用不銹鋼圓柱形外殼，內(nèi)部設(shè)有玻璃鋼制孔板，孔板上均布若干小孔，入口靜壓腔與出口靜壓腔外端部安裝有不銹鋼密封板和固定圈，入口靜壓腔外端部連接有測試管道和進(jìn)氣管道，出口靜壓腔外端部有出口管道、排氣管道、出口測試管道分別與微壓差傳感器、排氣閥門、氣體回收管道連接；

所述密封膜盒為直徑梯度增大的帶圈組成塔狀結(jié)構(gòu)，帶圈采用雙層聚酯纖維包裹，中間設(shè)有圓通孔，加載連桿與圓通孔之間用絕熱密封膠帶密封，密封膜盒固定在試驗腔底部。

所述試驗腔體采用多層絕熱紙和鍍鋁聚酯薄膜復(fù)合制成，中間填充氣凝膠。

有益效果

本發(fā)明提出的一種用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置。采用非真空絕熱被與內(nèi)部支撐制成的柔性絕熱試驗腔體，在保持外形的同時具有一定的形變能力，可充分配合舵面?zhèn)鲃拥倪\(yùn)動需求；在柔性非真空環(huán)境試驗腔的入口和出口處設(shè)置靜壓腔，使高溫氮氣或低溫氮氣均勻的流入柔性非真空環(huán)境試驗腔，在柔性非真空環(huán)境試驗腔內(nèi)部，實現(xiàn)均勻的高溫模擬環(huán)境或者低溫模擬環(huán)境；為配合試驗腔模擬環(huán)境安裝有加載測試設(shè)備，以及安裝于柔性非真空環(huán)境試驗腔的密封膜盒，在滿足加載設(shè)備運(yùn)動需求的同時，對連桿與柔性非真空環(huán)境試驗腔間進(jìn)行密封處理，增強(qiáng)試驗腔體的保溫性能。

本發(fā)明用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置與現(xiàn)有大型試驗箱相比，適應(yīng)性強(qiáng)，降低了試驗成本，空間利用率高。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實施方式對本發(fā)明一種用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置作進(jìn)一步詳細(xì)說明。

圖1為本發(fā)明用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置仰視圖。

圖2為本發(fā)明用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置示意圖。

圖3為本發(fā)明模擬測試裝置的入口靜壓腔示意圖。

圖4為本發(fā)明模擬測試裝置的入口靜壓腔剖視圖。

圖5為本發(fā)明模擬測試裝置的出口靜壓腔示意圖。

圖6為本發(fā)明模擬測試裝置的出口靜壓腔剖視圖。

圖7為本發(fā)明模擬測試裝置的密封膜盒仰視圖。

圖8為本發(fā)明模擬測試裝置的密封膜盒示意圖。

圖中:

1.試驗腔體 2.入口靜壓腔 3.出口靜壓腔 4.基座 5.被測舵機(jī) 6.舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu) 7.被測舵面 8.密封膜盒 9.加載連桿 10.液壓馬達(dá) 11.支撐機(jī)構(gòu) 12.進(jìn)氣管道 13.測試管道 14.固定圈 15.靜壓腔外殼 16.孔板 17.密封板 18.出口管道 19.排氣管道 20.出口測試管道 21.圓通孔 22.帶圈 23.絕熱密封膠帶

具體實施方式

本實施例是一種用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置。

模擬測試裝置用于在高溫環(huán)境或低溫環(huán)境中,對舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)進(jìn)行性能測試的模擬測試。模擬測試裝置采用非真空絕熱材料與內(nèi)部支撐制成柔性絕熱腔體；在柔性非真空環(huán)境試驗腔的入口和出口處設(shè)置靜壓腔，使高溫氮氣或低溫氮氣均勻的流入柔性非真空環(huán)境試驗腔，在柔性非真空環(huán)境試驗腔內(nèi)部，實現(xiàn)均勻的高溫模擬環(huán)境或者低溫模擬環(huán)境；模擬測試裝置結(jié)構(gòu)簡單，降低了試驗成本，空間利用率高。

參閱圖1～圖8，本實施例用于飛行器舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的模擬測試裝置，由試驗腔體1、入口靜壓腔2、出口靜壓腔3、基座4、被測舵機(jī)5、舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)6、被測舵面7、密封膜盒8、加載連桿9、液壓馬達(dá)10、支撐機(jī)構(gòu)11、固定圈14、靜壓腔外殼15、孔板16、密封板17、帶圈22、絕熱密封膠帶23和進(jìn)氣管道12、測試管道13、出口管道18、排氣管道19、出口測試管道20、圓通孔21組成；其中，試驗腔體1兩端通過支撐機(jī)構(gòu)11與入口靜壓腔2和出口靜壓腔3連接,被測舵機(jī)5與被測舵面7通過舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)6連接，并安裝在試驗腔1內(nèi)的基座4上；位于被測舵面7的下方的試驗腔體1底部加工有圓孔，用于固定安裝密封膜盒8。液壓馬達(dá)10位于試驗腔體1下方固定在安裝座上；加載連桿9一端穿過密封膜盒8通過耳叉連接在被測舵面7底部的加載環(huán)上，加載連桿9另一端與液壓馬達(dá)10通過聯(lián)軸器連接。

本實施例中，試驗腔體1采用多層絕熱紙和多層鍍鋁聚酯薄膜復(fù)合制成，中間填充氣凝膠，導(dǎo)熱率極低，實現(xiàn)非真空絕熱效果。試驗腔體1內(nèi)部支撐采用不銹鋼支架和彈性良好的碳纖維支架組成，保持非真空柔性試驗腔體1的形狀，同時適應(yīng)一定的形變需求。

試驗腔體1兩端的入口靜壓腔2和出口靜壓腔3采用不銹鋼圓柱形外殼，內(nèi)部設(shè)有玻璃鋼制孔板16，孔板16上均布若干小孔，入口靜壓腔2和與出口靜壓腔3外端部安裝有不銹鋼密封板17，入口靜壓腔2外端部連接有測試管道13和進(jìn)氣管道12；出口靜壓腔3外端部有出口管道18、排氣管道19、出口測試管道20分別與微壓差傳感器、排氣閥門、氣體回收管道連接。固定圈14和靜壓腔外殼15配合使用。入口靜壓腔2內(nèi)設(shè)的圓形孔板16厚度為10cm，孔板16上均布的圓形小孔直徑為4mm～8mm，小孔加工面積占總閥橫截面面積的30～50％。密封板17與孔板16之間的距離為10cm～20cm。靜壓腔外殼15和密封板17外部覆蓋厚度為15mm的超細(xì)玻璃絲綿保溫。

密封膜盒8為直徑梯度增大的帶圈22組成塔狀結(jié)構(gòu)，帶圈22采用多層聚酯纖維和絕熱紙復(fù)合后包裹，并與試驗腔體1的非真空絕熱被帖合在一起。密封膜盒8中間設(shè)有圓通孔21，加載連桿9從圓通孔21穿過，加載連桿9與圓通孔21之間用絕熱密封膠帶24密封，并可實現(xiàn)拉伸，彎曲形變狀態(tài)。密封膜盒8固定在試驗腔1底部。

本實施例中，試驗腔體1的體積和外形可根據(jù)基座4、被測舵機(jī)5、舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)6和被測舵面7的物理模型進(jìn)行靈活調(diào)整。支撐結(jié)構(gòu)11由不銹鋼支架和彈性碳纖維構(gòu)成，能在保持腔體外形的前提下，保持柔性特點，配合被測裝置的運(yùn)動狀態(tài)。通過向入口靜壓腔2通入高溫或低溫的高純氮氣，并優(yōu)化通入氣體的流量和溫度，可在試驗腔體1內(nèi)均勻的模擬常壓高溫環(huán)境或低溫環(huán)境，溫度范圍為-100～100℃，以符合被測機(jī)構(gòu)的環(huán)境模擬需求。氣體經(jīng)由出口靜壓腔2排出并回收，經(jīng)過加熱升溫或換熱制冷后再次通入試驗裝置。提高了氣體和能量利用率，降低試驗成本。對被測裝置進(jìn)行測試時，首先模擬實現(xiàn)高低溫環(huán)境，然后控制被測舵機(jī)5使舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)6和被測舵面7按照指令運(yùn)動，控制液壓馬達(dá)10在被測舵面7上施加負(fù)載模擬，完成整個舵?zhèn)鲃訖C(jī)構(gòu)的性能測試。