一種飛行器進氣道內壓試驗方法

陸林 弓云昭

摘 ?要：以某型飛行器進氣道內壓試驗為基礎，針對該進氣道內部狹長、凹凸不平的特點，采用薄壁水囊進氣道內部進行加壓，并采用在進氣道口采用橡膠墊+端板頂推密封的方式，使得試驗壓力達到試驗要求，試驗結果證明了該試驗方法有效可行，并且安全可靠，為后續該類飛行器進氣道的設計改進提供了技術支撐，具有重要參考意義。

關鍵詞：高超聲速進氣道;內壓段;沖壓試驗

中圖分類號：V235.11 ? ? ? 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2019）28-0135-03

Abstract： Based on the internal pressure test of the inlet of a certain type of aircraft， according to the characteristics of the narrow and uneven interior of the inlet， the thin wall water bag inlet is pressurized， and the rubber pad + end plate push seal is adopted at the inlet. The test pressure meets the test requirements， and the test results show that the test method is effective， feasible， safe and reliable， which provides technical support for the subsequent design and improvement of the intake port of this kind of aircraft， and has important reference significance.

Keywords： hypersonic inlet; internal pressure section; stamping test

1 概述

飛行器的進氣道是指從捕獲流管接觸飛行器的表面開始到壓氣機進口這一段空氣壓縮管道，進氣道結構是飛行器型號設計、研制階段的重要部件，由于機動飛行時要承受復雜的氣動載荷較大，其強度、剛度是否合格直接影響到型號的設計定型。因此，進氣道的性能直接影響整臺發動機的推力性能[1]。進氣道作為超燃沖壓發動機的關鍵部件之一，決定著自由來流的能量轉換效率以及燃燒室來流的流場品質[2]。

本文用橡膠墊+端板頂推密封的方式，對飛行器薄壁水囊進氣道內部進行加壓試驗[3]，試驗結果證明該試驗方法安全可靠。

2 試驗實施過程

2.1 試驗件支持

試驗件水平安裝，其可供支持固定的部位為進氣道與艙段連接法蘭，因此設計的支持工裝一端為法蘭結構，用于試驗件連接，然后支持工裝的另一端與承力立柱連接并固定于承力地坪上，在支持工裝與試驗件連接處墊密封圈，以確保試驗件與支持工裝的密封性。試驗件支持如圖1所示。

2.2 試驗方法

進氣道試驗的試驗件結構較為特殊，主要體現為：

（1）前端進氣口為斜口，無對接裝置，且進氣口前端帶有豁口，自身不密封。

（2）內部空間狹小，且不規則。

（3）進氣道后端有開口。

針對試驗件的這種形式，設計采用薄壁的整體水囊，對后端試驗件開口采用堵塊堵住，采用一個加壓口加壓的方法進行。

采用橡膠布加工整體水囊，橡膠布厚度在1mm以內，整體水囊要求比試驗件內部略長、略大，這樣可使得在水囊充水（油）后，水囊能較好的貼合試驗件內壁;同時對試驗件前端進行密封處理，即在進氣道口安裝擋板，擋板與進氣道口之間墊10mm硬質橡膠墊，由于進氣道前端開口為斜口，在加壓過程中，會對試驗件產生側向力，因此在試驗件變形一側進行限位，防止試驗件過度變形，導致水囊從進氣道口擠出而破壞。試驗件前端處理形式見圖2。

在方案實施過程中，需要確保以下幾點：

（1）后端堵塊與水囊接觸

的部位倒圓角處理，再通過橡膠海綿對接觸面進行包裹。

（2）水囊的尺寸必須大于

試驗件內部空間尺寸。

（3）水囊厚度較薄，在試驗前先對水囊內部緩慢注水，使水囊逐漸貼合試驗件內型面，避免初始加載對水囊造成沖擊，撕裂破壞。

2.3 測量方案

應變和位移測量的主要目的是為把握整個結構的受力特點和應力分布及總體變形特征，與設計、分析結構進行比較，對結構分析方法、模型簡化方法的改進和結構優化提供測量依據。預計結構的薄弱環節，在一定程度上把握結構的損傷狀態。應變和位移測量結果要進行數據處理，對于載荷和幾何線性問題的測量結果應進行回歸處理。

試驗過程中連續測量位移和應變，圖3和圖4給出位移測點和應變測點位置示意圖。

3 試驗結果分析

在進行試驗件壓力試驗前，試驗雙方對試驗件進行了目視檢查，未發現損傷;在試驗過程中，試驗無異常;在試驗結束后，試驗雙方對試驗件進行了目視檢查，未發現損傷。

對試驗件試驗測量數據進行檢查分析，發現其最大拉應變出現在ME803至ME903區域，最大值為5867με（ME903，對應壓力為1200kPa），最大壓應變出現在ME303至ME403和ME1503至MME1603區域，最大值為-5563με（ME1503，對應壓力為1200kPa），試驗件最大變形出現在位移編號W5處，最大變形為6.77mm（對應壓力為1200kPa）。這與試驗件本身結構特點響應一致，試驗數據合理。試驗件應變曲線（僅選取較大值）見圖5，試驗件位移曲線（僅選取較大值）見圖6。

4 結論

以某型飛行器進氣道內壓試驗為基礎，針對該進氣道內部狹長、凹凸不平的特點，采用薄壁水囊進氣道內部進行加壓，并采用在進氣道口采用橡膠墊+端板頂推密封的方式，使得試驗壓力達到試驗要求，試驗結果證明了該試驗方法有效可行，并且安全可靠，試驗結果可以作為后續該類飛行器進氣道的設計改進的試驗依據。

參考文獻：

[1]Heiser W H，Pratt D T. Hypersonic air-breathing propulsion[R]. AIAA Education Series，1994.

[2]徐錦，羅金玲，戴梧葉.高超聲速進氣道發展研究[J].戰術飛行器技術，2016（5）：25-31.

[3]強寶平.航空結構強度技術[M].北京：航空工業出版社，2013.