[发明专利]气动热力联合试验的试验装置

说明书

本发明提供一种试验装置，用于对试验件进行气动热力联合试验。所述试验装置包括施力装置、施热装置以及限位杆。所述施力装置与所述试验件表面连接，用于向所述试验件施加拉力或压力。所述施热装置具有至少一个发热面，所述发热面与所述试验件表面平行，用于对所述试验件加热。所述限位杆两端分别于所述施热装置连接，且中部与所述试验件相抵。本发明的实验装置能够在试验件在受力发生位移时，使施热装置同步位移，从而保障试验件保持定受热，提高试验可靠性。

技术领域

本发明涉及测试装置技术领域，尤其涉及一种用于气动热力联合试验的试验装置。

背景技术

高超声速飞行器具有高机动性、远距离精确打击等特点，可有效减少攻击时间，增强突防和反防御能力，成为航空航天领域的重要发展方向之一。

随着高超声速飞行器设计速度的大幅度提高，其气动热环境变得越来越严酷。严重的气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器结构的安全性能。为保证高超声速飞行器的安全，确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏，必须对高超声速飞行器材料和结构进行气动热模拟试验或热强度试验。目前，对上述材料或结构进行热力联合试验时，试验件受力后往往会发生位移，而导致加热部位发生改变，从而使得试验件受热不稳定，导致试验数据不精确。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种试验装置，用于对试验件进行气动热力联合试验，能够保障试验件受热稳定，从而提高热力性能试验的可靠性。

所述试验装置包括施力装置、施热装置以及限位杆。所述施力装置与所述试验件表面连接，用于向所述试验件施加拉力或压力。所述施热装置具有至少两个发热面，所述发热面与所述试验件的倾斜表面平行，用于对所述试验件加热。所述限位杆与所述试验件的倾斜表面相抵，且与所述施热装置连接。

在本公开的一种示例性实施例中，所述施热装置包括：多个支架杆和多个加热管。所述支架杆可互相连接组成多个框架，所述框架与所述限位杆连接；多个所述加热管可拆卸地安装于所述框架上，形成加热面。

在本公开的一种示例性实施例中，所述施热装置还包括：固定铰支座，与所述限位杆相对设置，且与所述框架连接。

在本公开的一种示例性实施例中，所述加热管的数量与所述试验件的表面积呈正相关。

在本公开的一种示例性实施例中，所述施力装置包括：多级杠杆，所述多级杠杆的一端与作动筒相连，另一端与所述试验件表面连接。

在本公开的一种示例性实施例中，所述多级杠杆，包括：多个加载杠，通过连接杆互相连接；第一连接杆，位于一所述加载杠与所述作动筒之间，两端分别与所述作动筒和所述加载杠连接；第二连接杆，位于所述加载杠之间，两端分别与不同的加载杠连接；第三连接杆，位于一所述加载杠与所述试验件之间，两端分别与所述加载杠与所述试验件连接。

在本公开的一种示例性实施例中，所述施力装置还包括：受力块，位于所述第三连接杆与所述试验件之间，与所述第三连接杆连接；垫块，上下表面分别与所述受力块以及所述试验件表面粘接，且为耐高温材料。

在本公开的一种示例性实施例中，所述支架杆为耐高温金属材料。

在本公开的一种示例性实施例中，所述试验件为高超声速飞行器材料。

本公开的试验装置相比现有技术的有益效果在于：