(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210400204.9 (22)申请日 2022.04.15 (71)申请人 中国航空工业 集团公司沈阳飞机设 计研究所 地址 110035 辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街 40号 (72)发明人 康金钰　于江侠　张婷婷　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 高原 (51)Int.Cl. G01M 7/08(2006.01) G01N 3/307(2006.01) G01N 3/02(2006.01) B64F 5/60(2017.01) (54)发明名称 一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试 验装置 (57)摘要 本申请属于航空飞行器结构强度试验 领域， 特别涉及一种模拟高温环境下气流冲击压力载 荷试验装置。 包括： 支持结构、 罩体、 活塞、 试验 件、 空心玻璃微珠、 加热机构以及外力载荷机构。 罩体的一端与支持结构固定连接； 活塞安装在罩 体的另一端， 支持结构、 罩体以及活塞构成的组 件共同形成封闭空间； 试验件设置在封闭空间 中， 且试验件的一端固定安装在支持结构上； 空 心玻璃微珠填充在封闭空间中； 加热机构设置在 支持结构、 罩体以及活塞构成的组件的周侧； 外 力载荷机构通过压缩活塞施加外力载荷。 本申请 具有结构简捷、 成本低、 耐高温、 驱动可靠等特 点， 解决了高温环境下高速飞行器结构在气流冲 击压力载荷作用下强度试验加载难题。 权利要求书1页 说明书3页 附图2页 CN 114858391 A 2022.08.05 CN 114858391 A 1.一种模拟高温环境下气流冲击 压力载荷试验 装置， 其特 征在于， 包括： 支持结构(2)； 罩体(3)， 所述 罩体(3)的一端与所述支持结构(2)固定连接； 活塞(4)， 所述活塞(4)安装在所述罩体(3)的另一端， 所述支持结构(2)、 所述罩体(3) 以及所述活塞(4)构成的组件 共同形成封闭空间； 试验件(1)， 所述试验件(1)设置在 所述封闭空间中， 且所述试验件(1)的一端固定安装 在所述支持结构(2)上； 空心玻璃微珠(5)， 所述空心玻璃微珠(5)填充在所述封闭空间中； 加热机构(6)， 所述加热机构(6)设置在所述支持结构(2)、 所述罩体(3)以及所述活塞 (4)构成的组件的周侧； 外力载荷机构(7)， 所述外力载荷机构(7)通过压缩所述活塞(4)施加外力载荷。 2.根据权利要求1所述的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 其特征在于， 所 述支持结构(2)呈板状， 所述试验 件(1)通过螺 栓固定安装在所述支持结构(2)上。 3.根据权利要求1所述的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 其特征在于， 所 述空心玻璃微珠(5)为空心的无机非金属球形微粉。 4.根据权利要求1所述的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 其特征在于， 所 述加热机构(6)为石英灯阵列。 5.根据权利要求4所述的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 其特征在于， 所 述加热机构(6)包括三个， 分别设置在所述支持结构(2)、 所述罩体(3)以及所述活塞(4)构 成的组件的上侧、 下侧以及背侧。 6.根据权利要求4所述的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 其特征在于， 所 述加热机构(6)包括五个， 分别设置在所述支持结构(2)、 所述罩体(3)以及所述活塞(4)构 成的组件的上侧、 下侧、 背侧、 左侧以及右侧。 7.根据权利要求1所述的模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 其特征在于， 所 述外力载荷机构(7)为液压作动筒。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114858391 A 2一种模拟高 温环境下气 流冲击压力载荷试验装 置 技术领域 [0001]本申请属于航空飞行器结构强度试验领域， 特别涉及一种模拟高温环境下气流冲 击压力载荷试验 装置。 背景技术 [0002]高速飞行器承受高速气流冲击产生的气动载荷， 表面温度又很高， 在地面试验中 如何实现高温环境下气动载荷的施加是个难题， 尤其是对于表面呈不规则形状的复杂曲面 更是难上加难， 高温环境和试验件受载变形导致密封失效， 传统固体加载传递介质不能跟 随试验件变形， 传统的液压和气压加载技 术无法应用。 [0003]飞行器表面突出物体如飞行器尖部或翼面前缘、 电子天线、 机电产品外罩等在飞 行过程中承受气动压向载荷， 在地面 强度试验中如何真实模拟气动载荷的施加是持久的难 题， 比较接近飞行状态的试验是把试验件置入风洞中进行吹风试验， 但是这样的试验需要 大量经费， 或者因为试验安排问题需要较长周期 。 传统试验方法如橡胶垫压向加力法、 充压 气囊压向加力法和胶布带反向拉力法都只能在一定程度上模拟气动载荷， 试验件表面往往 呈不规则形状， 存在沟坎、 凸台、 圆角等应力集中部位， 上述试验方法不能直接对这些应力 集中部位施加载荷， 影响试验精度。 超速飞行器在飞行过程中由于气流的冲击表面温度很 高， 翼面前缘和机身 前缘更甚， 它们地面 强度试验需要在高温环境下模拟气流冲击， 实现力 场和温度场结合， 试验件及其支持加载夹具要能在高温状态下承力， 试验件在受载后产生 形变， 与试验件连接的加载夹具还要能随试验件变形而随动， 试验加载系统不能因试验件 受载后变形而改变真实受载状态。 这些要求导致传统的试验方法不能应用于高温环境不规 则曲面压向气动载荷强度试验。 [0004]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。 发明内容 [0005]本申请的目的是提供了一种模拟高温环境下气流冲击压力载荷试验装置， 以解决 现有技术存在的至少一个问题。 [0006]本申请的技 术方案是： [0007]一种模拟高温环境下气流冲击 压力载荷试验 装置， 包括： [0008]支持结构； [0009]罩体， 所述 罩体的一端与所述支持结构固定连接； [0010]活塞， 所述活塞安装在所述罩体的另一端， 所述支持结构、 所述罩体以及所述活塞 构成的组件 共同形成封闭空间； [0011]试验件， 所述试验件设置在所述封闭空间中， 且所述试验件的一端固定安装在所 述支持结构上； [0012]空心玻璃微珠， 所述空心玻璃微珠填充在所述封闭空间中； [0013]加热机构， 所述加热机构设置在所述支持结构、 所述罩体以及所述活塞构成的组说　明　书 1/3 页 3 CN 114858391 A 3