[发明专利]一种气密结构抽真空负压试验系统及方法

说明书

本申请属于飞机结构强度试验领域，特别涉及一种气密结构抽真空负压试验系统及方法。系统包括：被试气密结构、反馈管路、第一抽气管路、第二抽气管路以及控制系统。被试气密结构上设置有反馈孔、第一抽气孔以及第二抽气孔；反馈管路的一端与被试气密结构上的反馈孔连接，反馈管路上设置有负压传感器；第一抽气管路的一端与被试气密结构的第一抽气孔连接，另一端与负压控制台连接，负压控制台连接有第一真空泵以及储气罐；第二抽气管路的一端与被试气密结构的第二抽气孔连接，另一端与第二真空泵连接，第二抽气管路上设置有电动伺服球阀；控制系统通过线缆分别与负压传感器、负压控制台以及电动伺服球阀连接。本申请能够提升负压载荷施加能力。

技术领域

本申请属于飞机结构强度试验领域，特别涉及一种气密结构抽真空负压试验系统及方法。

背景技术

飞机地面强度试验中需要对油箱、进气道、座舱等构建的气密结构抽真空，施加负压载荷，以考核结构强度、刚度、气密性等设计指标。

按照以往的试验经验，气密结构负压试验通常采用真空泵、负压控制台、负压传感器、控制系统等设备组成闭环试验加载控制系统，按试验设定程序对被试气密结构抽真空，以达到试验任务书所要求的最大负压载荷。随着战斗机或无人机性能的不断提升，进气道、油箱等结构承受的负压载荷不断增大(目前最大试验载荷高达-80kPa以上)，采用常规的负压试验方法，在真空泵功率和结构密封条件不变的情况下，当试验加到高载时，加载速度变慢或达到动态平衡，试验无法继续加载。

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

本申请的目的是提供了一种气密结构抽真空负压试验系统及方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

本申请的第一个方面提供了一种气密结构抽真空负压试验系统，包括：

被试气密结构，所述被试气密结构上设置有反馈孔、第一抽气孔以及第二抽气孔；

反馈管路，所述反馈管路的一端与所述被试气密结构上的反馈孔连接，所述反馈管路上设置有负压传感器；

第一抽气管路，所述第一抽气管路的一端与所述被试气密结构的第一抽气孔连接，另一端与负压控制台连接，所述负压控制台连接有第一真空泵以及储气罐；

第二抽气管路，所述第二抽气管路的一端与所述被试气密结构的第二抽气孔连接，另一端与第二真空泵连接，所述第二抽气管路上设置有电动伺服球阀；

控制系统，所述控制系统通过线缆分别与所述负压传感器、所述负压控制台以及所述电动伺服球阀连接。

在本申请的至少一个实施例中，所述被试气密结构为油箱、进气道以及座舱中的一种。

在本申请的至少一个实施例中，所述反馈管路为PVC软管。

在本申请的至少一个实施例中，所述反馈管路上通过三通接头连接有负压标准表。

在本申请的至少一个实施例中，所述第一抽气管路为橡胶材质的液压油管。

在本申请的至少一个实施例中，所述第二抽气管路为橡胶材质的液压油管。

本申请的第二个方面提供了一种气密结构抽真空负压试验方法，基于如上所述的气密结构抽真空负压试验系统，包括：

步骤一、进行气密结构抽真空负压试验系统的安装以及调试；

步骤二、试验开始时，通过控制系统控制第一抽气管路对被试气密结构进行负压载荷加载；