一种浮空器球体片幅连接可靠性的验证方法

技术领域

本发明涉及浮空器产品材料性能评估技术领域，具体涉及一种浮空器球体片幅连接可靠性的验证方法。

背景技术

浮空器是主要依靠静浮力升空的飞行器，一般可分为飞艇、系留气球和自由气球。浮空器在通信保障、战场感知、信息对抗、气象测绘、指挥控制等方面极具发展潜力，在空间科学、通信、气象、军事等领域有着巨大的开发价值。

囊体(球体)作为浮空器的主体结构，由多个片幅连接而成，根据囊体大小、材料、任务载荷等不同，对应的片幅连接方式也有所不同。目前存在多种结构形式：对接、搭接、叠焊等等；工艺方法包括：高频热合、热风热合、热板热合、胶粘连接等，例如公告号为CN203601555U的中国专利申请文献中公开了一种单面热合飞艇囊体，其中每相邻两片囊片通过热合方式连接在一起构成飞艇囊体；如何检验浮空器球体片幅连接可靠性，对提高热合强度、气密性进行指导，对于浮空器的可靠性和安全性有重要的意义。

影响浮空器球体可靠性的因素包括两个方面：第一是自然环境老化导致性能下降，自然环境老化是指系统在受到光、氧、水、热及霉菌等作用下发生化学变化而引起材料性能渐变的过程。第二是因受力导致平台宏观物理性能及寿命下降，受力载荷分为静态载荷和疲劳载荷，其中疲劳载荷包括囊体架设拆收过程中产生的折叠、挠搓，以及实际使用过程中风载、压力变化等导致的疲劳载荷。由于影响因素复杂，大量数据呈动态变化，目前缺乏对多种因素综合影响的判断方法，浮空器球体的寿命周期设计缺乏统一可信的评估标准和评估方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于提供一种浮空器球体片幅连接可靠性的验证方法，模拟外场使用下的工况对囊体材料连接性能进行评估。

本发明通过以下技术手段实现解决上述技术问题：

一种浮空器球体片幅连接可靠性的验证方法，包括以下步骤：

S1、设计试验样件，以浮空器球体材料为材料进行裁剪获得试验样件；

S2、根据浮空器产品的实际加工工艺参数，将试验样件之间进行连接获得大片幅；

S3、对大片幅持续加载变化的力进行疲劳试验，若接缝处未脱层再进行力学强度测试，观察破断形式，评估连接可靠性。

优选地，在S1中，所述试验样件的力学强度范围为200-1400N/cm。

优选地，在S1中，所述试验样件的力学强度范围为500-1000N/cm。

优选地，在S2中，所述试验样件之间通过热合或者胶粘的方式进行连接。

优选地，在S2中，所述试验样件之间的连接方式为刷胶粘接、搭接热合、对接热合中的一种。

优选地，在S3中，在所述疲劳试验过程中，疲劳试验过程的温度模拟产品实际使用环境温度。

优选地，在S2中，所述试验样件之间的连接宽度为20～115mm。

优选地，在S2中，所述试验样件之间的连接宽度为40～90mm。

优选地，在S3的疲劳试验中，加载力的谷值为试验样件本体强度的0％～15％，峰值为试验样件本体强度的25％～40％。

优选地，在S3的疲劳试验中，试验速度为10～100mm/min；试验过程的温度为-50℃～+70℃。

优选地，在S3的疲劳试验中，试验速度为30～70mm/min。

优选地，在S3中，所述疲劳试验的循环次数为200～5500次。

优选地，在S3中，所述疲劳试验的循环次数为1000～4000次。

优选地，在S3中，在疲劳试验过程中，多次循环结束后设置加载力达到峰值，恒定力加载6～24h。

优选地，在S3中，在疲劳试验过程中，多次循环结束后设置加载力达到峰值，恒定力加载12～24h。

优选地，在S3中，若疲劳试验过程中或疲劳试验后接缝处脱层，则连接可靠性不好，若疲劳试验过程中或疲劳试验后接缝处未脱层、力学强度测试后试验件本体断裂则连接可靠性好。

优选地，在S3中，在疲劳试验过程中，还包括紫外和/或臭氧处理。

本发明的优点在于：

本发明公开了一种浮空器球体片幅连接可靠性的验证方法，通过设计试验样件，参照浮空器产品的实际加工规范，将试验样件之间通过热合或者胶粘的方式进行连接，在不同温度下持续施加变化的载荷进行疲劳试验，用于模拟浮空器球体外场使用时充气、滞空、放气等状态下片幅的受力情况、使用环境温度、光氧水热等环境作用，之后进行力学强度测试，评估连接部位的稳定性。采用本方法可以有效地对浮空器产品在外场应用时环境条件下片幅之间的连接可靠性进行评估，指导产品的加工验证过程。

本发明提出制作不同连接形式的试验样件，通过不同环境条件下的疲劳试验进行片幅之间连接可靠性的评估。本方法可以实现在实验室条件下对浮空器产品实际使用时的受力情况及环境条件的模拟。

附图说明

图1为本发明实施例中所述疲劳试验试验件的示意图；

附图标号说明：1、挂杆；2、试验件；3、吊杆。

图2是试验系统布置示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下述实施例中所用的试验材料和试剂等，如无特殊说明，均可从商业途径获得。

实施例中未注明具体技术或条件者，均可以按照本领域内的文献所描述的技术或条件或者按照产品说明书进行。

实施例1

选取力学强度为600N/cm的囊体材料，根据设计将囊体材料进行裁剪获得试验样件；根据浮空器产品的实际加工工艺参数，通过热合搭接的形式将两块试验样件连接，搭接宽度为40mm，之后进行疲劳试验，设置的加载力谷值为试验样件力学强度值的10％，即1200N；设置的加载力的峰值为试验样件力学强度值的30％，即3600N；疲劳试验的速度为60mm/min，在60℃的条件下循环3000次，之后在3600N的持续加载下恒定24h，然后进行拉伸强度测试观察试验件破断的现象。

实施例2

选取力学强度为400N/cm的囊体材料，根据设计将囊体材料进行裁剪获得试验样件；根据浮空器产品的实际加工工艺参数，通过刷胶粘接的形式将两块试验样件连接，连接宽度为60mm，之后进行疲劳试验，设置的加载力谷值为试验样件力学强度值的5％，即400N；设置的加载力的峰值为试验样件力学强度值的40％，即3200N；疲劳试验的速度为40mm/min，在-30℃的条件下循环2000次，之后在3200N的持续加载下恒定18h。

实施例3

选取力学强度为1400N/cm的囊体材料，根据设计将囊体材料进行裁剪获得试验样件；根据浮空器产品的实际加工工艺参数，通过对接热合的形式将两块试验样件连接，连接宽度为90mm，之后进行疲劳试验，设置的加载力谷值为试验样件力学强度值的8％，即2240N；设置的加载力的峰值为试验样件力学强度值的28％，即7840N；疲劳试验的速度为100mm/min，在40℃的条件下循环4000次，之后在7840N的持续加载下恒定12h，然后进行拉伸强度测试观察试验件破断的现象。

实施例4

选取力学强度为800N/cm的囊体材料，根据设计将囊体材料进行裁剪获得试验样件；根据浮空器产品的实际加工工艺参数，通过刷胶粘接的形式将两块试验样件连接，连接宽度为100mm，之后进行疲劳试验，设置的加载力谷值为试验样件力学强度值的12％，即1920N；设置的加载力的峰值为试验样件力学强度值的25％，即4000N；疲劳试验的速度为80mm/min，在50℃的条件下循环5000次，之后在4000N的持续加载下恒定20h。

实施例5

选取力学强度为200N/cm的囊体材料，根据设计将囊体材料进行裁剪获得试验样件；根据浮空器产品的实际加工工艺参数，通过搭接热合的形式将两块试验样件连接，搭接宽度为20mm，之后进行疲劳试验，设置的加载力谷值为试验样件力学强度值的15％，即600N；设置的加载力的峰值为试验样件力学强度值的35％，即1400N；疲劳试验的速度为50mm/min，在-50℃的条件下循环1000次，之后在1400N的持续加载下恒定24h，然后进行拉伸强度测试观察试验件破断的现象。

实施例6

选取力学强度为1000N/cm的囊体材料，根据设计将囊体材料进行裁剪获得试验样件；根据浮空器产品的实际加工工艺参数，通过对接热合的形式将两块试验样件连接，连接宽度为110mm，之后进行疲劳试验，设置的加载力谷值为试验样件力学强度值的2％，即400N；设置的加载力的峰值为试验样件力学强度值的37％，即7400N；疲劳试验的速度为30mm/min，在70℃的条件下循环500次，之后在7400N的持续加载下恒定22h，然后进行拉伸强度测试观察试验件破断的现象。

以下为具体的试验结果汇总表：

由上表可知：实施例1、实施例3、实施例5和实施例6在疲劳试验过程中和疲劳试验后均未发生脱层，力学强度试验后试验件本体断裂，则证明其连接可靠性好，而实施例2和实施例4分别在疲劳试验过程中和疲劳试验后发生脱层，则证明其可靠性不好。

图1为本发明实施例中疲劳试验试验件的示意图；在做疲劳试验时，通过两端的吊杆3和挂杆1给试验件2施加力，图2是试验系统布置示意图，疲劳试验在环境试验箱中进行，根据试验条件在加载力的同时调节试验温度，或者臭氧、紫外的参数。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。