本发明提供了一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法，属于飞机测试技术领域。包括用于模拟低温环境的气候实验室大室、设于气候实验室大室内且用于模拟高温环境的环境厢、设于环境厢内的液压升降组件、与气候实验室大室连通的低温控制组件、与环境厢连通的高温控制组件；本发明通过将试验飞机以垂直移动的方式在两种环境中进行转换，实现温度冲击环境模拟，且在环境舱中模拟高温环境有利于保护试验设备，并具有节能减排的优点，建设周期短，成本低，易于实现。
1.一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，包括用于模拟低温环境的气候实验室大室（1）、设于所述气候实验室大室（1）内且用于模拟高温环境的环境厢（2）、设于所述环境厢（2）内的液压升降组件（3）、与气候实验室大室（1）连通的低温控制组件（4）、与环境厢（2）连通的高温控制组件（5）；
所述环境厢（2）各侧壁分别设有用于试验操作的固定平台（20）和三个可翻转的移动平台（21），且通过固定平台（20）和移动平台（21）可将环境厢（2）内部分为上舱体（22）和下舱体（23），所述上舱体（22）侧壁上且位于固定平台（20）位置处设有上侧隔离门（220），且所述上侧隔离门（220）处设有扶梯（221），所述下舱体（23）侧壁设有下侧隔离门（230）；
上舱体（22）顶端设有抽拉盖板组件（24），所述抽拉盖板组件（24）包括设于上舱体（22）正上端且左右两侧相互贯通的主位空心壳（240）、设于所述主位空心壳（240）内部左右两侧且可通过滑轨在主位空心壳（240）内滑动的两个副位遮板（241），主位空心壳（240）上下两面均设有抵接口（242），所述副位遮板（241）通过外部驱动设备完成左右移动；
所述液压升降组件（3）上设有升降平台（30），所述升降平台（30）上设有防滑槽（31），所述防滑槽（31）为倒梯形台结构，且其底面设有防滑垫（310），所述防滑垫（310）上均匀分布有多个防滑纹（311）；
所述升降平台（30）四周侧壁均匀设有多个第一插接限位齿（300），所述固定平台（20）和移动平台（21）侧壁上均设有与各个第一插接限位齿（300）交错分布的第二插接限位齿（25），且交错分布的第一插接限位齿（300）与第二插接限位齿（25）之间通过水平固定插杆（224）连接；
气候实验室大室（1）与上舱体（22）侧壁均为中空结构，且两者侧壁上均设有多个出风口（10），所述低温控制组件（4）包括与气候实验室大室（1）内壁连通的低温进风管（40）、与所述低温进风管（40）连接的冷风机（41）；
所述高温控制组件（5）包括与上舱体（22）内壁连通的高温进风管（50）、与所述高温进风管（50）连接的热风机（51）；
所述固定平台（20）、移动平台（21）以及升降平台（30）内部均为空腔结构（6），且所述空腔结构（6）内壁贴设有隔热网（60），空腔结构（6）内沿水平方向设有折线形间隔板（61）且通过所述折线形间隔板（61）将空腔结构（6）内部分隔为多个盛放间隔（62），每个所述盛放间隔（62）内设有隔热材料（620），空腔结构（6）底端设有可拆卸封盖（63），折线形间隔板（61）上均匀设有多个分散口（610）。
2.根据权利要求1所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，所述气候实验室大室（1）内壁均匀设有多个第一安装凹槽（11），且每个所述第一安装凹槽（11）内卡接有第一不锈钢贴片（12），所述上舱体（22）内壁均匀设有多个第二安装凹槽（222），且每个所述第二安装凹槽（222）内卡接有第二不锈钢贴片（223），每个所述出风口（10）处均设有散风网罩（100）。
3.根据权利要求2所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，所述隔热网（60）为隔热金属网材质，所述隔热材料（620）为纳米微孔隔热材料。
4.根据权利要求3所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，所述液压升降组件（3）包括底端四角处均设有安装支腿（320）的调节支撑架（32）、设于各个所述安装支腿（320）处的液压杆（33）、设于升降平台（30）一侧的斜坡驱动架（34），安装支腿（320）上设有竖直安装豁口（321），且所述液压杆（33）设于竖直安装豁口（321）内，升降平台（30）底端与各个液压杆（33）上端连接，所述斜坡驱动架（34）侧面上由上至下均匀设有多个水平滚动筒（340）。
5.根据权利要求4所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，相邻两个所述安装支腿（320）之间设有加强杆（322）。
6.根据权利要求5所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，位于最底端的水平滚动筒（340）处设有锁定调节组件（35），所述锁定调节组件（35）包括贯穿斜坡驱动架（34）底端的连接杆（350）、沿水平滚动筒（340）长度方向设于斜坡驱动架（34）底端内侧且通过所述连接杆（350）连接的刹停条（351）、沿水平滚动筒（340）长度方向设于斜坡驱动架（34）底端外侧且通过所述连接杆（350）连接的辅助条（352），所述连接杆（350）与斜坡驱动架（34）之间设有压缩弹簧（353），斜坡驱动架（34）底端与辅助条（352）相对侧设有电磁吸合元件（354）。
7.一种大型飞机温度冲击测试方法，基于权利要求6所述的一种大型飞机温度冲击测试装置，其特征在于，包括以下步骤：
S1、通过各个安装支腿（320）处的液压杆（33）驱动升降平台（30）移动，使其处于最低状态，通过斜坡驱动架（34）将测试飞机放置在升降平台（30）上，将测试飞机轱辘置于对应防滑槽（31）内，避免惯性移动，然后进行系留；
S2、将三个移动平台（21）翻转至水平位置，通过各个安装支腿（320）处的液压杆（33）驱动升降平台（30）向上移动，使固定平台（20）和移动平台（21）与升降平台（30）四周侧壁通过第一插接限位齿（300）和第二插接限位齿（25）相互交错插接限位，同时，通过水平固定插杆（224）将第一插接限位齿（300）和第二插接限位齿（25）进行固定；
S3、此时，上舱体（22）处于密封状态，开启热风机（51），热空气经高温进风管（50）进入上舱体（22）内部，进行高温环境的模拟测试，测试结束后，通过外部驱动设备向外拉动两个副位遮板（241），同时，通过各个安装支腿（320）处的液压杆（33）继续驱动升降平台（30）向上移动，使升降平台（30）卡接进入抵接口（242）内，启动冷风机（41），冷空气经低温进风管（40）进入气候实验室大室（1）内部，实现高温‑低温温度冲击环境模拟测试；
S4、通过外部驱动设备向内扣合两个副位遮板（241），同时，通过各个安装支腿（320）处的液压杆（33）驱动升降平台（30）向下移动，使升降平台（30）重新与固定平台（20）和移动平台（21）卡接，测试飞机重新进入上舱体（22）内，实现低温‑高温温度冲击环境模拟测试。
一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法
技术领域
[0001] 本发明属于飞机测试验技术领域，具体是一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法。
背景技术
[0002] 温度冲击测试是验证设备环境适应性的必备试验，用于考核航空、机械、电子电工等领域各类产品的整机及零件在经受周围大气温度急剧变化时，是否产生物理损坏或性能下降，适用于飞机飞行暴露、空运‑沙漠暴露、陆运或空运‑寒冷暴露等场景。我国的国军标GJB150.5A‑2009、国标GB/T 2423.22‑2002等均给出了典型的温度冲击试验方法。为了模拟温度冲击环境，一般采用两个试验箱或一个双室试验箱。按照试验箱结构形式划分，通常有3类，包括：三厢式、垂直升降式和水平移动式。三种形式各有优缺点，适用于不同的情况。对于中、大型设备的温度冲击试验，一般采用水平移动式试验箱。该试验箱有左右两个厢体，通过移动篮左右移动实现高温和低温的转换，因此该试验箱对移动篮驱动装置不仅仅要求极端高温环境适应性，也要求极端低温环境适应性，使得其设计难度大，故障率较高。此外，针对超大型设备的温度冲击试验，如飞机整机、大型车辆等，目前还没有足够大的试验设备可以容纳其尺寸，无法进行整机级温度冲击试验，仅通过部件级试验进行验证，无法进行全面考核，存在一定的风险。
[0003] 目前，我国已具备飞机整机气候实验室，实验室的环境舱设计为“凸”字形布局，通过隔离门将环境舱分为大小两个环境舱，大室有效尺寸为72m×60m×22m，小室尺寸为27m×30m×22m，大小室各有独立的空气处理系统，可以实现的温度范围为‑55℃ 74℃，该实验~室尚不具备开展温度冲击试验能力，因此，亟需一种基于飞机气候实验室开展温度冲击试验的大型飞机温度冲击测试装置。
发明内容
[0004] 针对上述问题，本发明专利提供了一种建设周期短、成本低以及易于实现的大型飞机温度冲击测试装置及测试方法。
[0005] 本发明的技术方案是：一种大型飞机温度冲击测试装置及测试方法，包括用于模拟低温环境的气候实验室大室、设于所述气候实验室大室内且用于模拟高温环境的环境厢、设于所述环境厢内的液压升降组件、与气候实验室大室连通的低温控制组件、与环境厢连通的高温控制组件；
[0006] 所述环境厢各侧壁分别设有用于试验操作的固定平台和三个可翻转的移动平台，且通过固定平台和移动平台可将环境厢内部分为上舱体和下舱体，所述上舱体侧壁上且位于固定平台位置处设有上侧隔离门，且所述上侧隔离门处设有扶梯，所述下舱体侧壁设有下侧隔离门；
[0007] 上舱体顶端设有抽拉盖板组件，所述抽拉盖板组件包括设于上舱体正上端且左右两侧相互贯通的主位空心壳、设于所述主位空心壳内部左右两侧且可通过滑轨在主位空心壳内滑动的两个副位遮板，主位空心壳上下两面均设有抵接口，所述副位遮板通过外部驱动设备完成左右移动；
[0008] 所述液压升降组件上设有升降平台，所述升降平台上设有防滑槽，所述防滑槽为倒梯形台结构，且其底面设有防滑垫，所述防滑垫上均匀分布有多个防滑纹；
[0009] 气候实验室大室与上舱体侧壁均为中空结构，且两者侧壁上均设有多个出风口，所述低温控制组件包括与气候实验室大室内壁连通的低温进风管、与所述低温进风管连接的冷风机；
[0010] 所述高温控制组件包括与上舱体内壁连通的高温进风管、与所述高温进风管连接的热风机。
[0011] 进一步地，所述气候实验室大室内壁均匀设有多个第一安装凹槽，且每个所述第一安装凹槽内卡接有第一不锈钢贴片，所述上舱体内壁均匀设有多个第二安装凹槽，且每个所述第二安装凹槽内卡接有第二不锈钢贴片，每个所述出风口处均设有散风网罩，通过第一不锈钢贴片的设置，将气候实验室大室墙体内部分隔成网格状通道，当冷空气经低温进风管进入气候实验室大室内部时，会经网格状通道均匀分散，对气候实验室大室进行降温，与此同时，冷空气与第一不锈钢贴片接触，会使第一不锈钢贴片降温，代替部分冷空气对气候实验室大室内降温，可降低冷风机的能耗，具有节能减排的作用，通过第二不锈钢贴片的设置，将上舱体墙体内部分隔成网格状通道，当热空气经高温进风管进入上舱体内部时，会经网格状通道均匀分散，对上舱体进行加热，与此同时，热空气与第二不锈钢贴片接触，会使第二不锈钢贴片升温，代替部分热空气对上舱体内进行升温，可降低热风机的能耗，具有节能减排的作用。
[0012] 进一步地，所述升降平台四周侧壁均匀设有多个第一插接限位齿，所述固定平台和移动平台侧壁上均设有与各个第一插接限位齿交错分布的第二插接限位齿，上舱体各侧壁均设有水平固定插杆，且交错分布的各第一插接限位齿与第二插接限位齿之间通过所述水平固定插杆连接，固定平台和移动平台与升降平台四周侧壁通过第一插接限位齿和第二插接限位齿相互交错插接限位，同时，通过水平固定插杆将第一插接限位齿和第二插接限位齿进行固定，可增加固定平台和移动平台与升降平台侧壁接触位置处的连接强度，使固定平台、移动平台以及升降平台连接成同一平面，可分解测试飞机直接对升降平台和液压升降组件施加的受力，延长其使用寿命。
[0013] 进一步地，所述固定平台、移动平台以及升降平台内部均为空腔结构，且所述空腔结构内壁贴设有隔热网，空腔结构内沿水平方向设有折线形间隔板且通过所述折线形间隔板将空腔结构内部分隔为多个盛放间隔，每个所述盛放间隔内设有隔热材料，空腔结构底端设有可拆卸封盖，折线形间隔板上均匀设有多个分散口，通过折线形间隔板的设置，可提高板材机械性能，增加强度，通过隔热网上下两侧起到隔热的作用，通过隔热材料对空腔结构内部进行隔热，使固定平台、移动平台以及升降平台均具有优异的耐高温性能，通过折线形间隔板上分散口的设置，使进入空腔结构内部的热量均匀分散至隔热材料各处进行隔绝，避免局部高温降低隔热性能，通过上述结构的设置，使散入下舱体的热量大大减少，降低了高温对下舱体中各电气元件的损坏几率，延长使用寿命。
[0014] 进一步地，所述隔热网为隔热金属网材质，所述隔热材料为纳米微孔隔热材料。
[0015] 进一步地，所述液压升降组件包括底端四角处均设有安装支腿的调节支撑架、设于各个所述安装支腿处的液压杆、设于升降平台一侧的斜坡驱动架，安装支腿上设有竖直安装豁口，且所述液压杆设于竖直安装豁口内，升降平台底端与各个液压杆上端连接，所述斜坡驱动架侧面均匀设有多个水平滚动筒，通过各个安装支腿处的液压杆驱动升降平台在调节支撑架处上下移动，完成测试飞机位置的调整，通过斜坡驱动架的设置，同时，配以水平滚动筒，方便测试飞机向升降平台上移动，增加操作便捷性。
[0016] 进一步地，相邻两个所述安装支腿之间设有加强杆，提高调节支撑架的支撑强度，提高工作可靠性。
[0017] 进一步地，位于最底端的水平滚动筒处设有锁定调节组件，所述锁定调节组件包括贯穿斜坡驱动架底端的连接杆、沿水平滚动筒长度方向设于斜坡驱动架底端内侧且通过所述连接杆连接的刹停条、沿水平滚动筒长度方向设于斜坡驱动架底端外侧且通过所述连接杆连接的辅助条，所述连接杆与斜坡驱动架之间设有压缩弹簧，斜坡驱动架底端与辅助条相对侧设有电磁吸合元件，当测试飞机需要移动至升降平台上时，会通过水平滚动筒辅助移动，同时，通过电磁吸合元件将辅助条向靠近斜坡驱动架侧移动，此时，辅助条向压缩弹簧施力，刹停条与位于最底端的水平滚动筒紧贴，使测试飞机移动时，位于最底端的水平滚动筒实现锁定，确保移动过程中测试飞机的安全性，避免滑落现象。
[0018] 上述大型飞机温度冲击测试装置的测试方法，包括以下步骤：
[0019] S1、通过各个安装支腿处的液压杆驱动升降平台移动，使其处于最低状态，通过斜坡驱动架将测试飞机放置在升降平台上，将测试飞机轱辘置于对应防滑槽内，避免惯性移动，然后进行系留；
[0020] S2、将三个移动平台翻转至水平位置，通过各个安装支腿处的液压杆驱动升降平台向上移动，使固定平台和移动平台与升降平台四周侧壁通过第一插接限位齿和第二插接限位齿相互交错插接限位，同时，通过水平固定插杆将第一插接限位齿和第二插接限位齿进行固定；
[0021] S3、此时，上舱体处于密封状态，开启热风机，热空气经高温进风管进入上舱体内部，进行高温环境的模拟测试，测试结束后，通过外部驱动设备向外拉动两个副位遮板，同时，通过各个安装支腿处的液压杆继续驱动升降平台向上移动，使升降平台卡接进入抵接口内，启动冷风机，冷空气经低温进风管进入气候实验室大室内部，实现高温‑低温温度冲击环境模拟测试；
[0022] S4、通过外部驱动设备向内扣合两个副位遮板，同时，通过各个安装支腿处的液压杆驱动升降平台向下移动，使升降平台重新与固定平台和移动平台卡接，测试飞机重新进入上舱体内，实现低温‑高温温度冲击环境模拟测试。
[0023] 相对于现有技术，本发明的有益效果是：
[0024] （1）本发明是基于我国的飞机气候实验室，提供一种大型飞机温度冲击测试装置及其测试方法，实现气候实验室开展温度冲击试验的能力，并应用于超大型设备温度冲击试验，使超大型设备的温度冲击性能验证成为可能；通过嵌套设计方法，在气候实验室大室中建设环境厢，通过将飞机以垂直移动的方式在两种环境中进行转换，实现温度冲击环境模拟，进而展开飞机温度冲击测试。
[0025] （2）本发明较大程度利用现有实验室硬件，建设周期短，成本低，易于实现，此外，环境厢中需要进行试验件移动、开启顶部门等操作，驱动设备较多，由于低温环境对驱动设备性能影响较大，因此，在环境舱中模拟高温环境对试验设备的可靠性更有利。
[0026] （3）本发明通过抽拉盖板组件的设置，使模拟高温环境的环境厢与模拟低温环境的气候实验室大室分隔开，减少高低温模拟操作重复切换时，额外恢复高温和低温温度平衡耗费的能量，具有节能减排的优点。
附图说明
[0027] 图1是本发明的内部结构示意图；
[0028] 图2是本发明的内部俯视图；
[0029] 图3是本发明的副位遮板从主位空心壳向外滑动的结构示意图；
[0030] 图4是本发明的内部剖视图；
[0031] 图5是本发明的固定平台的剖视图；
[0032] 图6是本发明的升降平台的结构示意图；
[0033] 图7是本发明的锁定调节组件的结构示意图。
[0034] 其中，1‑气候实验室大室、10‑出风口、100‑散风网罩、11‑第一安装凹槽、12‑第一不锈钢贴片、2‑环境厢、20‑固定平台、21‑移动平台、22‑上舱体、220‑上侧隔离门、221‑扶梯、222‑第二安装凹槽、223‑第二不锈钢贴片、224‑水平固定插杆、23‑下舱体、230‑下侧隔离门、24‑抽拉盖板组件、240‑主位空心壳、241‑副位遮板、242‑抵接口、25‑第二插接限位齿、3‑液压升降组件、30‑升降平台、300‑第一插接限位齿、31‑防滑槽、310‑防滑垫、311‑防滑纹、32‑调节支撑架、320‑安装支腿、321‑竖直安装豁口、322‑加强杆、33‑液压杆、34‑斜坡驱动架、340‑水平滚动筒、35‑锁定调节组件、350‑连接杆、351‑刹停条、352‑辅助条、353‑压缩弹簧、354‑电磁吸合元件、4‑低温控制组件、40‑低温进风管、41‑冷风机、5‑高温控制组件、50‑高温进风管、51‑热风机、6‑空腔结构、60‑隔热网、61‑折线形间隔板、610‑分散口、62‑盛放间隔、620‑隔热材料、63‑可拆卸封盖。
具体实施方式
[0035] 为了进一步了解本发明的内容，以下通过实施例对本发明作详细说明。
[0036] 实施例1
[0037] 如图1所示的一种大型飞机温度冲击测试装置，包括用于模拟低温环境的气候实验室大室1、设于气候实验室大室1内且用于模拟高温环境的环境厢2、设于环境厢2内的液压升降组件3、与气候实验室大室1连通的低温控制组件4、与环境厢2连通的高温控制组件5；
[0038] 如图2所示，环境厢2各侧壁分别设有用于试验操作的固定平台20和三个可翻转的移动平台21，且通过固定平台20和移动平台21可将环境厢2内部分为上舱体22和下舱体23，上舱体22侧壁上且位于固定平台20位置处设有上侧隔离门220，且上侧隔离门220处设有扶梯221，下舱体23侧壁设有下侧隔离门230；
[0039] 如图3所示，上舱体22顶端设有抽拉盖板组件24，抽拉盖板组件24包括设于上舱体22正上端且左右两侧相互贯通的主位空心壳240、设于主位空心壳240内部左右两侧且可通过滑轨在主位空心壳240内滑动的两个副位遮板241，主位空心壳240上下两面均设有抵接口242，副位遮板241通过外部驱动设备完成左右移动；
[0040] 如图2所示，液压升降组件3上设有升降平台30，升降平台30上设有防滑槽31，防滑槽31为倒梯形台结构，且其底面设有防滑垫310，防滑垫310上均匀分布有多个防滑纹311；
[0041] 如图1所示，气候实验室大室1与上舱体22侧壁均为中空结构，且两者侧壁上均设有多个出风口10，低温控制组件4包括与气候实验室大室1内壁连通的低温进风管40、与低温进风管40连接的冷风机41；
[0042] 高温控制组件5包括与上舱体22内壁连通的高温进风管50、与高温进风管50连接的热风机51。
[0043] 实施例2
[0044] 本实施例与实施例1基本相同，不同之处在于：
[0045] 如图4所示，气候实验室大室1内壁均匀设有多个第一安装凹槽11，且每个第一安装凹槽11内卡接有第一不锈钢贴片12，上舱体22内壁均匀设有多个第二安装凹槽222，且每个第二安装凹槽222内卡接有第二不锈钢贴片223，每个出风口10处均设有散风网罩100。
[0046] 实施例3
[0047] 本实施例与实施例2基本相同，不同之处在于：
[0048] 如图2所示，升降平台30四周侧壁均匀设有多个第一插接限位齿300，固定平台20和移动平台21侧壁是均设有与各个第一插接限位齿300交错分布的第二插接限位齿25，上舱体22各侧壁均设有水平固定插杆224，且交错分布的各第一插接限位齿300与第二插接限位齿25之间通过水平固定插杆224连接。
[0049] 实施例4
[0050] 本实施例与实施例3基本相同，不同之处在于：
[0051] 如图5所示，固定平台20、移动平台21以及升降平台30内部均为空腔结构6，且空腔结构6内壁贴设有隔热网60，空腔结构6内沿水平方向设有折线形间隔板61且通过折线形间隔板61将空腔结构6内部分隔为多个盛放间隔62，每个盛放间隔62内设有隔热材料620，空腔结构6底端设有可拆卸封盖63，折线形间隔板61上均匀设有多个分散口610；
[0052] 隔热网60为隔热金属网材质，隔热材料620为纳米微孔隔热材料。
[0053] 实施例5
[0054] 本实施例与实施例4基本相同，不同之处在于：
[0055] 如图6所示，液压升降组件3包括底端四角处均设有安装支腿320的调节支撑架32、设于各个安装支腿320处的液压杆33、设于升降平台30一侧的斜坡驱动架34，安装支腿320上设有竖直安装豁口321，且液压杆33设于竖直安装豁口321内，升降平台30底端与各个液压杆33上端连接，斜坡驱动架34侧面均匀设有多个水平滚动筒340；
[0056] 相邻两个安装支腿320之间设有加强杆322，提高调节支撑架32的支撑强度，提高工作可靠性；
[0057] 如图7所示，位于最底端的水平滚动筒340处设有锁定调节组件35，锁定调节组件35包括贯穿斜坡驱动架34底端的连接杆350、沿水平滚动筒340长度方向设于斜坡驱动架34底端内侧且通过连接杆350连接的刹停条351、沿水平滚动筒340长度方向设于斜坡驱动架
34底端外侧且通过所述连接杆350连接的辅助条352，连接杆350与斜坡驱动架34之间设有压缩弹簧353，斜坡驱动架34底端与辅助条352相对侧设有电磁吸合元件354。
[0058] 实施例6
[0059] 本实施例记载的是实施例5的大型飞机温度冲击测试装置的测试方法，包括以下步骤：
[0060] S1、通过各个安装支腿320处的液压杆33驱动升降平台30移动，使其处于最低状态，通过斜坡驱动架34将测试飞机放置在升降平台30上，将测试飞机轱辘置于对应防滑槽31内，避免惯性移动，然后进行系留；
[0061] S2、将三个移动平台21翻转至水平位置，通过各个安装支腿320处的液压杆33驱动升降平台30向上移动，使固定平台20和移动平台21与升降平台30四周侧壁通过第一插接限位齿300和第二插接限位齿25相互交错插接限位，同时，通过水平固定插杆224将第一插接限位齿300和第二插接限位齿25进行固定；
[0062] S3、此时，上舱体22处于密封状态，开启热风机51，热空气经高温进风管50进入上舱体22内部，进行高温环境的模拟测试，测试结束后，通过外部驱动设备向外拉动两个副位遮板241，同时，通过各个安装支腿320处的液压杆33继续驱动升降平台30向上移动，使升降平台30卡接进入抵接口242内，启动冷风机41，冷空气经低温进风管40进入气候实验室大室1内部，实现高温‑低温温度冲击环境模拟测试；
[0063] S4、通过外部驱动设备向内扣合两个副位遮板241，同时，通过各个安装支腿320处的液压杆33驱动升降平台30向下移动，使升降平台30重新与固定平台20和移动平台21卡接，测试飞机重新进入上舱体22内，实现低温‑高温温度冲击环境模拟测试。
