[发明专利]一种耐高温激振测量一体化试验装置

说明书

本发明涉及一种耐高温激振测量一体化试验装置，其顶部设置试验件，试验件下方连接陶瓷激振杆的一端，陶瓷激振杆的另一端依次穿设隔热风冷组件、箱式激振器固定架、弹簧片直至激振器，所述隔热风冷组件设置在激振器固定架的上方，所述弹簧片设置于激振器固定架内的上部，所述激振器设置于激振器固定架内的下部，所述弹簧片和激振器之间还设有阻抗头及位移传感器。该试验装置集成了位移、加速度、力传感器，其框架底部可固定安装激振器，实现同步激振与测量，附带的热防护系统可实现最高1000℃环境下的激振与测量工作，为地面颤振试验系统的搭建提供重要技术支撑。

技术领域

本发明涉及一种耐高温激振测量一体化试验装置，属于动力学试验领域。

背景技术

天地往返飞行器、高超声速有翼导弹的共同特点是大攻角、高超声速飞行和高机动性，在飞行中容易发生由于非定常气动力与结构弯、扭振动模态耦合的气动弹性颤振，导致突发性的灾难事故。此外，天地往返飞行器和高超声速飞行器由于飞行速度较高带来严重的气动加热，大攻角条件下迎风面和背风面温差很大，瞬态温度场产生很大的热应力，引起结构刚度下降，颤振安全边界降低，热气动弹性稳定性动力学分析方法和试验技术研究成为亟待解决的问题。

目前，开展翼面颤振问题研究主要有两类途径：一类是数值计算，即根据飞行器飞行状态进行建模，气动建模方法可以采用CFD或者升力面理论模型，结构建模主要采用有限元方法，但是由于在结构建模过程需要对模型进行简化或者非线性线性化假设，使得计算结果与实际结果之间的误差较大，不能满足工程需求。另一类方法是采用试验方法，包括飞行试验和缩比试验，飞行试验成本较高、风险大，一旦发生颤振现象，后果是灾难性，因此总希望在飞行试验前对其气动弹性稳定性进行考核；缩比模型风洞试验可以考虑气动力影响，但此方法要求将试验对象进行缩比设计，缩比模型与真实结构存在一定的差别，且由于风洞洞壁与支架的干扰气动力难免失真，并且由于相似数不能完全模拟，缩比模型获得结果与实际情况仍存在不确定性。

地面颤振模拟试验(干风洞试验)是一种与缩比风洞试验不同的新型地面试验验证手段，与缩比风洞试验相比具有诸多优势。地面颤振模拟试验采用真实的试验件，避免了缩比设计过程中的动力学和热传导相似性模拟，不需要额外考虑对试验件诸如摩擦和空隙等结构非线性问题的处理，试验条件所受限制小。地面颤振模拟试验技术能够极大的减少新型飞行器的研制时间和经济成本，是一种可以有效弥补传统试验不足、极具生命力的颤振研究新方法。

发明内容

(一)要解决的技术问题

针对现有技术中的上述不足和需求，本发明提出一种耐高温激振测量一体化试验装置，其集成了位移、加速度、力传感器，其框架底部可固定安装激振器，实现同步激振与测量，附带的热防护系统可实现最高1000℃环境下的激振与测量工作，为地面颤振试验系统的搭建提供重要技术支撑。

(二)技术方案

一种耐高温激振测量一体化试验装置，其顶部设置试验件，试验件下方连接陶瓷激振杆的一端，陶瓷激振杆的另一端依次穿设隔热风冷组件、箱式激振器固定架、弹簧片直至激振器，所述隔热风冷组件设置在激振器固定架的上方，所述弹簧片设置于激振器固定架内的上部，所述激振器设置于激振器固定架内的下部，所述弹簧片和激振器之间还设有阻抗头及位移传感器。

所述陶瓷激振杆的材质为耐高温陶瓷，其直径范围为3-5mm，其长度范围为200mm-400mm，其中心具有弹性夹块。

所述隔热风冷组件的内芯部设置风冷组件，所述风冷组件外部环设隔热层，所述陶瓷激振杆穿过所述隔热风冷组件的中心，所述隔热风冷组件采用被动隔热、主动风冷方式工作，以确保试验件在500℃环境下所述阻抗头及位移传感器上的温度不超过40℃。

所述隔热层上部设置防热盖板，所述防热盖板由两部分组成，其张开后便于所述陶瓷激振杆安装，所述风冷组件位于所述防热盖板内部，所述风冷组件由220V电源供电。