高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置，包括高超声速飞行器翼舵结构试验件、L型固定支架、水冷降温管路、硅碳红外辐射阵列、激振源、钼传力杆、钼棒导杆、加速度传感器、双铂銠热电偶传感器、计算机与高温陶瓷隔热板。进行高超声速飞行器翼舵结构试验时，由硅碳红外辐射阵列给翼舵结构加热，同时激振源产生随机振动，形成高温热振耦合试验环境。在高超声速飞行器翼舵结构上直接安装金属钼棒导杆，将高超声速飞行器翼舵结构的振动信号传递到1400℃的高温热场之外，通过在钼棒导杆冷端安装常温加速度传感器对引导到常温区的翼舵结构热模态信号实施动态测量，本实用新型专利技术为研制高超声速远程战略飞行器提供有效的动态高温热模态试验手段。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）
【技术实现步骤摘要】
本技术涉及高超声速飞行器翼舵结构1400°C高温模态试验测量装置，特别是在高超声速飞行器结构气动热模拟试验吋，能测取高至1400°C热环境下复合材料翼舵结构振动时其高温模态的动态变化规律，为高速导弹和远程战略机动打击武器等高超声速飞行器翼舵结构在高速、高温热振耦合环境下的安全和可靠性设计提供重要的试验依据。
技术介绍
随着航天航空技术的发展，远程机动飞行器的设计飞行速度在不断提高。同时现代战争对飞行器的高速、高精度、高机动性的作战性能要求，引发世界各国竞相开展高超声速飞行器的研制工作。从运动速度而言，当飞行器速度超过5倍声速时(即马赫数大于5)，一般称为高超声速飞行器。高超声速飞行器能够实现全球远距离快速到达，实施有效的高空高速突防，完成快速精确打击。步入21世纪以来，由于具有极其重要的军事应用价值和重大的战略意义，高超声速飞行器已经成为世界各主要航天大国研究的热点。例如，美国航空航天局(NASA)投入巨额经费研究开发速度为音速10-15倍的极超音速飞机；俄罗斯目前在着力研究发展马赫数达14的具有超“领空”打击能力的空天飞机；法国国防部计划研制马赫数达12的高超音速机动飞行器；日本已在进行马赫数为10的高超声速飞行器的实验飞行。在各国竞相开展高超声速飞行器研制的大背景下，我国也在努力开展如国家自然科学基金项目指南中阐述的高超声速远程机动飞行器的研究，国家自然科学基金指南中指出该研究涉及国家安全和和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，是综合国力的体现。21世纪初，党和国家领导集体做出了开展高超声速飞行器的技术和应用研究的决策，对提高综合国力，推动中华民族伟大复兴事业将产生深远影响。以高马赫数飞行吋，由气动加热引起的“热障”问题非常严重。当高超声速飞行器以6-10个马赫数高速飞行时，其机翼、方向舵、垂尾等大部分区域的温度范围将达到800oC -1400°c之间。如此极端恶劣的高温热环境，使得高超声速飞行器材料和结构的热强度问题成为事关研制成败的重要关键问题之一。并且高速飞行时翼舵结构表面会产生高速率的温度变化，使结构内部形成比较大的温度梯度，产生附加热应力，这会引起结构刚度发生变化，从而改变翼舵结构的模态特性，进而对高速飞行器的颤振特性、控制特性产生影响。因此必须对高超声速飞行器翼舵结构进行进行高温模态试验，模拟飞行过程中的高温热环境与振动环境，在力热耦合条件下对高超声速飞行器翼舵结构的振动特性进行试验测试，获得部件热模态等參数随温度不同发生变化的规律，该项工作对高超声速飞行器速的可靠性设计和安全飞行具有极为重要的意义。目前高超声速飞行器翼舵面结构采用了使用温度大于1400°C的新型耐高温复合材料制作，当测量该翼舵结构的高温模态吋，需要在翼舵结构的多个截面处安装加速度传感器，通过测取到的动态振动信号得到结构各阶高温模态的变化规律。在一般情况下，当温度大于600°C -700°C吋，即便采用高温合金或钛合金等耐高温金属材料，在也会出现软化、变形増大、強度和刚度下降的现象，如金属铜的熔点为1080°C，45号钢的熔点为1350°C，而处于1400°C极端高温环境下的測量用加速度传感器和传カ金属联接件不但会出现高温软化，甚至会被融化失效。高超声速飞行器设计部门迫切希望能够实现在高达1400°C的极端热环境下，对翼舵结构的高温模态进行试验研究，该项工作对高超声速远程机动飞行器的研制与安全设计具有非常重 要的现实意义。但目前尚未有能在如此高温下(1400°C )进行热模态试验的相关的研究报道。
技术实现思路
本技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器翼舵结构在1400°C极端高温环境下的模态试验测量装置，该装置能够将高温模态试验温度提高到1400°C (超过了金属铜和45#钢的熔点)，同时测取在该极端热环境下复合材料翼舵结构剧烈振动时其高温模态的动态变化规律，为远程战略机动打击武器、高速导弹的翼舵结构在高温热-力耦合振动环境下的安全性和可靠性设计提供重要的试验依据。本技术的技术解决方案是高超声速飞行器翼舵结构1400°C高温模态试验測量装置，包括高超声速飞行器翼舵结构试验件、L型固定支架、水冷降温管路、硅碳红外辐射阵列、激振源、钥传カ杆、钥紧锁螺帽、钥棒导杆、加速度传感器、高温反射涂层、钼鍺热电偶传感器、信号放大器、计算机与高温陶瓷隔热板；所述高超声速飞行器翼舵结构试验件通过高温钢螺栓、高温钢螺帽、固定在L型固定支架上形成悬臂结构。高超声速飞行器翼舵结构试验件的上、下表面各布置组ー组硅碳红外辐射阵列，给高超声速飞行器翼舵结构试验件的上、下表面加热，模拟高超声速飞行器飞行时翼舵结构所处的高至1400°C的气动热环境；激振源通过熔点高达2620°C的金属钥传カ杆上端的钥紧锁螺帽与高超声速飞行器翼舵结构试验件固连，激振源发出振动激励信号使高超声速飞行器翼舵结构试验件产生振动，模拟高超声速飞行时翼舵结构的振动状态；高超声速飞行器翼舵结构试验件的边界点处安装了直径为3-5_的细圆棒状金属钥传カ杆，通过钥紧锁螺帽固定在高超声速飞行器翼舵结构试验件上，加速度传感器安装在钥传カ杆下端对引导到高温热场之外的翼舵结构试验件的振动信号进行动态测量。由于金属钥在高温下会迅速氧化分层剥落使強度降低，所述钥传カ杆、钥紧锁螺帽和钥棒导杆的表面涂有能够在1700°C下工作的高温反射涂层，以阻断空气中的氧气与金属钥产生氧化反应的必要条件，保证钥传カ杆、钥紧锁螺帽和钥棒导杆在1400°C高温下强度和刚度。由于高超声速飞行器翼舵面结构采用新型耐高温复合材料制做，1400°C高温环境下传カ杆件与非金属复合材料翼舵结构之间的有效联接是ー个非常困难和必须解决的关键问题，使用铜(熔点1080°C )或45#钢(熔点1350°C )等金属组件因已超过熔点不能胜任，若使用耐高温陶瓷材料，因为传递信号的导杆很细，直径只有几个毫米，陶瓷材料脆性很大，加力后极易碎裂，不能使用螺栓螺帽的锁紧形式将其固定在非金属复合材料翼舵结构之上。所述传カ杆和导杆采用熔点为2620°C且易于加工的金属钥材料，制成一端有螺丝形状的钥传カ杆和钥棒导杆，使用耐高温金属钥紧锁螺帽将其紧固在非金属复合材料翼舵结构上，有效地解决了 1400°C极端高温环境下振动カ和模态信号的传递问题，且结构简洁、安装方便、可靠性強。所述温度传感器由贵金属钼鍺材料制成。钼鍺热电偶传感器的测量温度范围可高至1800°C，所述钼鍺热电偶传感器的直径为O. 3mm,由于直径小，响应速度快，且温度測量范围宽，能够胜任本高超声速飞行器翼舵结构在1400°C高温热环境下的温度測量。热电偶传感器测得的弱电压信号经过信号放大器放大后送入计算机转换成温度信号，通过计算机指令对高超声速飞行器翼舵结构试验件实施温度控制。所述L型固定支架的转角处焊有钢制水冷降温管路，通过水冷降温管路中的流动水给L型固定支架降温，以保持钢制L型固定支架在高温试验中的強度和刚度。所述硅碳红外辐射阵列由使用极限温度为1400°C的硅碳红外辐射加热管平行排列组成。 所述高温陶瓷隔热板由可耐1600°C高温的陶瓷材料制成。本技术的原理由密集排放的红外辐射石英灯加热阵列按照与8-10马赫飞行的高超声速本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：吴大方，牟朦，朱林，周岸峰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：实用新型
国别省市：
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