飞行器进气道内压试验技术

Research on the technique of thermal-strength experiment for combustor shell of missile engine

本报告以某型导弹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,为后续该类导弹进气道的设计改进提供了技术支撑,具有重要参考意义。