本技術(shù)屬于隔熱性能試驗領(lǐng)域,尤其涉及一種基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、為適應(yīng)高速飛行的惡劣環(huán)境，飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計和材料性能面臨巨大挑戰(zhàn)：極高的溫度環(huán)境、穩(wěn)態(tài)或瞬態(tài)的局部加熱、超高的氣動載荷、可能出現(xiàn)的結(jié)構(gòu)嚴(yán)重振動、聲載荷和環(huán)境侵蝕。因此，無論是巡航或滑行飛行器、載人飛船等，其控制面、開口縫隙均需要進行隔熱處理。

2、高速飛行器在飛行過程中要承受高熱負荷及氧化環(huán)境，如果不采取措施，對飛行器內(nèi)部的低溫部件會造成損壞甚至失效，嚴(yán)重情況下可能導(dǎo)致飛行器失控。因此，一些高溫縫隙位置需要采用高溫隔熱技術(shù)進行處理，為避免高溫氣流的流入，并且采用的隔熱材料不能影響飛行器的正常功能。為此活動待測隔熱部件必須具備：1）良好的隔熱性能；2）良好的彈性和耐磨性，在熱力循環(huán)載荷使用下能保持密封完整性；3）良好的柔韌性，能夠滿足復(fù)雜的機身構(gòu)型要求。高溫隔熱技術(shù)在航天航空科技領(lǐng)域有著至關(guān)重要的作用，相應(yīng)的動態(tài)待測隔熱部件也是高速飛行器的關(guān)鍵部位之一。

3、針對高速飛行器活動部件待測隔熱部件可靠性低、活動部件易磨損等問題，開展用于飛行器轉(zhuǎn)動／平動部件的高溫動態(tài)密封工藝技術(shù)研究，通過高溫動態(tài)隔熱測試驗證工藝方案合理性，保證結(jié)構(gòu)與面良好接觸，提高待測隔熱部件可重復(fù)使用次數(shù)，防止熱氣流泄露造成結(jié)構(gòu)損傷。為了評估隔熱結(jié)構(gòu)的性能，需要對待測隔熱部件材料開展動態(tài)隔熱試驗測試。因此，設(shè)計一套可以地面模擬高速飛行器活動部件的隔熱試驗裝置，不僅可以安全獲取材料數(shù)據(jù)，還可以節(jié)約試驗成本、縮短研制周期。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本實用新型是為了克服現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，可以將只能在高空高速飛行情況下進行的試驗，實現(xiàn)在地面實驗室內(nèi)完成，有利于節(jié)約試驗成本，縮短研制周期。

2、本實用新型為實現(xiàn)上述目的，通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)，一種基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)?、空氣加熱機構(gòu)和密封艙，所述氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)包括依次通過管道連接的空壓機、儲氣罐、減壓閥和流量計，所述流量計與空氣加熱機構(gòu)連接，所述空氣加熱機構(gòu)與密封艙連接，所述密封艙末端連接有冷凝器，所述氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)和空氣加熱機構(gòu)分別與測控機構(gòu)連接，待測隔熱部件置于密封艙中。

3、進一步，所述空壓機與儲氣罐4之間設(shè)有放氣閥和干燥器。

4、進一步，所述空氣加熱機構(gòu)與密封艙之間連接有壓力表。

5、進一步，所述壓力表采用水冷式壓力表。

6、進一步，所述水冷式壓力表為中空結(jié)構(gòu)，通過進水口和出水口形成散熱回路。

7、進一步，所述冷凝器連接有消聲器。

8、進一步，密封艙末端與冷凝器之間設(shè)有水冷式壓力表和流量計。

9、進一步，所述密封艙包括密封艙殼體、固定擋板、活動擋板和轉(zhuǎn)軸，所述密封艙殼體形狀呈立方體，所述固定擋板由水平板和角度板構(gòu)成橫截面形狀呈鈍角的整體擋板，固定擋板固接在密封艙殼體內(nèi)壁上，所述活動擋板一端與轉(zhuǎn)軸連接，轉(zhuǎn)軸帶動活動擋板上下擺動，所述活動擋板另一端與活動擋板的角度板搭接，將密封艙殼體內(nèi)腔分隔成熱腔和冷腔，所述轉(zhuǎn)軸通過軸承支撐在支架上，所述支架固接在密封艙殼體內(nèi)壁上，待測隔熱部件置于活動擋板四周，所述密封艙殼體設(shè)有上蓋。

10、進一步，所述轉(zhuǎn)軸帶動活動擋板上下擺動的角度與模擬實現(xiàn)動態(tài)密封部件運動角度相同。

11、進一步，所述密封艙熱腔和冷腔內(nèi)分別設(shè)有兩組溫度傳感器，并通過耐高溫線纜與測控機構(gòu)連接。

12、進一步，所述空氣加熱機構(gòu)包括空氣加熱器本體、加熱管和溫度傳感器，所述空氣加熱器本體兩端分別設(shè)有進氣口和出氣口，所述空氣加熱器本體內(nèi)部置有若干個電加熱管，電加熱管加熱進入空氣加熱器本體的氣體。

13、進一步，所述電加熱管采用u型電加熱管。

14、進一步，所述空氣加熱器本體外圍包覆有石棉防護層。

15、有益效果：本實用新型的空氣加熱溫度可達800℃，滿足被測件兩側(cè)壓差及流量，且可重復(fù)使用，通過更換不同的測試工裝，滿足不同的部件隔熱試驗需求。在地面模擬高速飛行器活動部件的隔熱試驗裝置，不僅可以安全獲取材料數(shù)據(jù)，還可以節(jié)約試驗成本、縮短研制周期。

技術(shù)特征：

1.一種基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)?、空氣加熱機構(gòu)和密封艙，所述氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)包括依次通過管道連接的空壓機、儲氣罐、減壓閥和流量計，所述流量計與空氣加熱機構(gòu)連接，所述空氣加熱機構(gòu)與密封艙連接，所述密封艙末端連接有冷凝器，所述氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)和空氣加熱機構(gòu)分別與測控機構(gòu)連接，待測隔熱部件置于密封艙中。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述空壓機與儲氣罐之間設(shè)有放氣閥和干燥器。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述空氣加熱機構(gòu)與密封艙之間連接有壓力表。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述壓力表采用水冷式壓力表。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述水冷式壓力表為中空結(jié)構(gòu)，通過進水口和出水口形成散熱回路。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述冷凝器連接有消聲器。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述密封艙末端與冷凝器之間設(shè)有水冷式壓力表和流量計。

8.根據(jù)權(quán)利要求1或7所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述密封艙包括密封艙殼體、固定擋板、活動擋板和轉(zhuǎn)軸，所述密封艙殼體形狀呈立方體，所述固定擋板由水平板和角度板構(gòu)成橫截面形狀呈鈍角的整體擋板，固定擋板固接在密封艙殼體內(nèi)壁上，所述活動擋板一端與轉(zhuǎn)軸連接，轉(zhuǎn)軸帶動活動擋板上下擺動，所述活動擋板另一端與活動擋板的角度板搭接，將密封艙殼體內(nèi)腔分隔成熱腔和冷腔，所述轉(zhuǎn)軸通過軸承支撐在支架上，所述支架固接在密封艙殼體內(nèi)壁上，待測隔熱部件置于活動擋板四周，所述密封艙殼體設(shè)有上蓋。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述轉(zhuǎn)軸帶動活動擋板上下擺動的角度與模擬實現(xiàn)動態(tài)密封部件運動角度相同。

10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述密封艙熱腔和冷腔內(nèi)分別設(shè)有兩組溫度傳感器，并通過耐高溫線纜與測控機構(gòu)連接。

11.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述空氣加熱機構(gòu)包括空氣加熱器本體、加熱管和溫度傳感器，所述空氣加熱器本體兩端分別設(shè)有進氣口和出氣口，所述空氣加熱器本體內(nèi)部置有若干個電加熱管，電加熱管加熱進入空氣加熱器本體的氣體。

12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述電加熱管采用u型電加熱管。

13.根據(jù)權(quán)利要求11所述的基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，其特征是：所述空氣加熱器本體外圍包覆有石棉防護層。

技術(shù)總結(jié)
本技術(shù)涉及一種基于高速飛行器動態(tài)密封部件隔熱性能考核的試驗系統(tǒng)，氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)、空氣加熱機構(gòu)和密封艙，所述氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)包括依次通過管道連接的空壓機、儲氣罐、減壓閥和流量計，所述流量計與空氣加熱機構(gòu)連接，所述空氣加熱機構(gòu)與密封艙連接，所述密封艙末端連接有冷凝器，所述氣壓調(diào)節(jié)機構(gòu)和空氣加熱機構(gòu)分別與測控機構(gòu)連接，待測隔熱部件置于密封艙中。本技術(shù)的空氣加熱溫度可達800℃，滿足被測件兩側(cè)壓差及流量，且可重復(fù)使用，通過更換不同的測試工裝，滿足不同的部件隔熱試驗需求。在地面模擬高速飛行器活動部件的隔熱試驗裝置，不僅可以安全獲取材料數(shù)據(jù)，還可以節(jié)約試驗成本、縮短研制周期。

技術(shù)研發(fā)人員：孫玉昆,陳國一,王和,金龍,王明,陳伯巍,郭建
受保護的技術(shù)使用者：天津航天瑞萊科技有限公司
技術(shù)研發(fā)日：20231212
技術(shù)公布日：2025/1/2