[发明专利]一种飞行器舱段结构热外压试验系统及方法

权利要求书

1.一种飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，包括热载荷加载系统、外压加载系统、轴向加载系统；热载荷加载系统包括对试验件(2)加热的加热器(1)；外压加载系统包括皮囊(3)，与试验件(2)外壁形状相同，随形包裹在试验件(2)外围，皮囊(3)压力可调；轴向加载系统包括伺服油缸(4)、连杆(5)、球铰(6)，伺服油缸(4)悬挂在试验件(2)上方，连杆(5)一头连接伺服油缸(4)，一头连接球铰(6)，启动伺服油缸(4)，带动连杆(5)做上下运动，相应地带动球铰(6)往试验件方向施加轴向拉力或压力。

2.如权利要求1所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，热载荷加载系统还包括温度传感器、放大器、加热控制计算机，温度传感器安装在试验件上，温度传感器、放大器、加热控制计算机依次相连接，温度传感器信号经放大器放大信号传到加热控制计算机。

3.如权利要求1或2任一所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述加热器(1)为石英灯组，放在试验件(2)内，形状随试验件(2)内壁，照射向试验件。

4.如权利要求3所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述在石英灯组背面位置安装反射板(10)。

5.如权利要求1或2任一所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述外压加载系统的皮囊(2)通过注入或者流出流体控制压力大小。

6.如权利要求5所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述外压加载系统的皮囊(2)上包括进水口和出水口，分别与进水管和出水管相连，进水管注水时实现压力上升，出水管安装阀门，控制水流流出，控制压力下降。

7.如权利要求6所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述外压加载系统还包括皮囊托架、力传感器，由皮囊(3)包裹的试验件(2)放置在皮囊托架上，所述皮囊托架固定在地面，力传感器与水管连接，测量压力。

8.如权利要求5至7任一所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述皮囊(3)与试验件(2)的接触面安装隔热层(7)。

9.如权利要求1所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，所述轴向加载系统还包括龙门架、底部横梁、力传感器、下盖板、轴向载荷计算机；龙门架固定在底部横梁上，试验件下端固定在底部横梁，伺服油缸悬挂龙门架下；所述力传感器安装在伺服油缸上，并与轴向载荷计算机相连接；所述球铰包括球头和上盖板，所述连杆下端连接球头，球头固定在上盖板里，通过上盖板均匀施压。

10.如权利要求1所述的飞行器舱段结构热外压试验系统，其特征在于，还包括测量系统，测量系统包括测量计算机、数据采集系统、测量传感器，测量传感器接收到的信号经数据采集系统采集后，传输到测量计算机。

11.一种飞行器舱段结构热外压试验方法，其特征在于，流程如下：

A1：试验安装，试验调试；

A2：加热器施加热载荷，确保试验件到达指定温度；

A3：通过皮囊以及伺服油缸同时施加外压以及轴向载荷。