陆林 弓云昭

摘  要：以某型飞行器进气道内压试验为基础，针对该进气道内部狭长、凹凸不平的特点，采用薄壁水囊进气道内部进行加压，并采用在进气道口采用橡胶垫+端板顶推密封的方式，使得试验压力达到试验要求，试验结果证明了该试验方法有效可行，并且安全可靠，为后续该类飞行器进气道的设计改进提供了技术支撑，具有重要参考意义。

关键词：高超声速进气道;内压段;冲压试验

中图分类号：V235.11       文献标志码：A 文章编号：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

飞行器的进气道是指从捕获流管接触飞行器的表面开始到压气机进口这一段空气压缩管道，进气道结构是飞行器型号设计、研制阶段的重要部件，由于机动飞行时要承受复杂的气动载荷较大，其强度、刚度是否合格直接影响到型号的设计定型。因此，进气道的性能直接影响整台发动机的推力性能[1]。进气道作为超燃冲压发动机的关键部件之一，决定着自由来流的能量转换效率以及燃烧室来流的流场品质[2]。

本文用橡胶垫+端板顶推密封的方式，对飞行器薄壁水囊进气道内部进行加压试验[3]，试验结果证明该试验方法安全可靠。

2 试验实施过程

2.1 试验件支持

试验件水平安装，其可供支持固定的部位为进气道与舱段连接法兰，因此设计的支持工装一端为法兰结构，用于试验件连接，然后支持工装的另一端与承力立柱连接并固定于承力地坪上，在支持工装与试验件连接处垫密封圈，以确保试验件与支持工装的密封性。试验件支持如图1所示。

2.2 试验方法

进气道试验的试验件结构较为特殊，主要体现为：

（1）前端进气口为斜口，无对接装置，且进气口前端带有豁口，自身不密封。

（2）内部空间狭小，且不规则。

（3）进气道后端有开口。

针对试验件的这种形式，设计采用薄壁的整体水囊，对后端试验件开口采用堵块堵住，采用一个加压口加压的方法进行。

采用橡膠布加工整体水囊，橡胶布厚度在1mm以内，整体水囊要求比试验件内部略长、略大，这样可使得在水囊充水（油）后，水囊能较好的贴合试验件内壁;同时对试验件前端进行密封处理，即在进气道口安装挡板，挡板与进气道口之间垫10mm硬质橡胶垫，由于进气道前端开口为斜口，在加压过程中，会对试验件产生侧向力，因此在试验件变形一侧进行限位，防止试验件过度变形，导致水囊从进气道口挤出而破坏。试验件前端处理形式见图2。

在方案实施过程中，需要确保以下几点：

（1）后端堵块与水囊接触

的部位倒圆角处理，再通过橡胶海绵对接触面进行包裹。

（2）水囊的尺寸必须大于

试验件内部空间尺寸。

（3）水囊厚度较薄，在试验前先对水囊内部缓慢注水，使水囊逐渐贴合试验件内型面，避免初始加载对水囊造成冲击，撕裂破坏。

2.3 测量方案

应变和位移测量的主要目的是为把握整个结构的受力特点和应力分布及总体变形特征，与设计、分析结构进行比较，对结构分析方法、模型简化方法的改进和结构优化提供测量依据。预计结构的薄弱环节，在一定程度上把握结构的损伤状态。应变和位移测量结果要进行数据处理，对于载荷和几何线性问题的测量结果应进行回归处理。

试验过程中连续测量位移和应变，图3和图4给出位移测点和应变测点位置示意图。

3 试验结果分析

在进行试验件压力试验前，试验双方对试验件进行了目视检查，未发现损伤;在试验过程中，试验无异常;在试验结束后，试验双方对试验件进行了目视检查，未发现损伤。

对试验件试验测量数据进行检查分析，发现其最大拉应变出现在ME803至ME903区域，最大值为5867με（ME903，对应压力为1200kPa），最大压应变出现在ME303至ME403和ME1503至MME1603区域，最大值为-5563με（ME1503，对应压力为1200kPa），试验件最大变形出现在位移编号W5处，最大变形为6.77mm（对应压力为1200kPa）。这与试验件本身结构特点响应一致，试验数据合理。试验件应变曲线（仅选取较大值）见图5，试验件位移曲线（仅选取较大值）见图6。

4 结论

以某型飞行器进气道内压试验为基础，针对该进气道内部狭长、凹凸不平的特点，采用薄壁水囊进气道内部进行加压，并采用在进气道口采用橡胶垫+端板顶推密封的方式，使得试验压力达到试验要求，试验结果证明了该试验方法有效可行，并且安全可靠，试验结果可以作为后续该类飞行器进气道的设计改进的试验依据。

参考文献：

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

[2]徐锦，罗金玲，戴梧叶.高超声速进气道发展研究[J].战术飞行器技术，2016（5）：25-31.

[3]强宝平.航空结构强度技术[M].北京：航空工业出版社，2013.