[实用新型]高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置

摘要

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。

主权项

高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置，其特征在于包括：高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)、高温钢螺栓(2)、高温钢螺帽(3)、L型固定支架(4)、水冷降温管路(5)、硅碳红外辐射阵列(6)、激振源(7)、钼传力杆(8)、钼紧锁螺帽(9)、钼棒导杆(10)、加速度传感器(11)、铂銠热电偶传感器(13)、信号放大器(14)、计算机(15)和高温陶瓷隔热板(16)；所述高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)使用高温钢螺栓(2)和高温钢螺帽(3)紧固在L型固定支架(4)上，形成悬臂结构；L型固定支架(4)的转角处焊有钢制水冷降温管路(5)，通过流动水给L型固定支架(4)降温；距离高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)的上、下表面50‑60mm处各布置一排硅碳红外辐射加热阵列(6)；高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)中部安装有能测1800℃高温的贵金属铂銠热电偶传感器(13)，温度信号经信号放大器(14)放大后送入计算机(15)；激振源(7)通过钼传力杆(8)上端的钼紧锁螺帽(9)与高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)固联；高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)的边界处安装了直径为3‑5mm的细圆棒状钼传力杆(8)，通过钼紧锁螺帽(9)固定在高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)上，加速度传感器(11)安装在钼传力杆(8)下端，对高超声速飞行器翼舵结构试验件(1)的振动信号进行测量。