[發(fā)明專利]一種耐高溫激振測量一體化試驗裝置

有效

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• 申請日: 2020-11-06
• 公開（公告）號: CN112525452B
• 公開（公告）日: 2023-05-12
• 發(fā)明（設計）人: 高博;王建民;張忠;郭靜;原凱;韓麗;秦朝紅;魏龍
• 申請（專利權）人: 北京強度環(huán)境研究所
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02;B64F5/60
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發(fā)明涉及一種耐高溫激振測量一體化試驗裝置，其頂部設置試驗件，試驗件下方連接陶瓷激振桿的一端，陶瓷激振桿的另一端依次穿設隔熱風冷組件、箱式激振器固定架、彈簧片直至激振器，所述隔熱風冷組件設置在激振器固定架的上方，所述彈簧片設置于激振器固定架內的上部，所述激振器設置于激振器固定架內的下部，所述彈簧片和激振器之間還設有阻抗頭及位移傳感器。該試驗裝置集成了位移、加速度、力傳感器，其框架底部可固定安裝激振器，實現(xiàn)同步激振與測量，附帶的熱防護系統(tǒng)可實現(xiàn)最高1000℃環(huán)境下的激振與測量工作，為地面顫振試驗系統(tǒng)的搭建提供重要技術支撐。

技術領域

本發(fā)明涉及一種耐高溫激振測量一體化試驗裝置，屬于動力學試驗領域。

背景技術

天地往返飛行器、高超聲速有翼導彈的共同特點是大攻角、高超聲速飛行和高機動性，在飛行中容易發(fā)生由于非定常氣動力與結構彎、扭振動模態(tài)耦合的氣動彈性顫振，導致突發(fā)性的災難事故。此外，天地往返飛行器和高超聲速飛行器由于飛行速度較高帶來嚴重的氣動加熱，大攻角條件下迎風面和背風面溫差很大，瞬態(tài)溫度場產生很大的熱應力，引起結構剛度下降，顫振安全邊界降低，熱氣動彈性穩(wěn)定性動力學分析方法和試驗技術研究成為亟待解決的問題。

目前，開展翼面顫振問題研究主要有兩類途徑：一類是數(shù)值計算，即根據(jù)飛行器飛行狀態(tài)進行建模，氣動建模方法可以采用CFD或者升力面理論模型，結構建模主要采用有限元方法，但是由于在結構建模過程需要對模型進行簡化或者非線性線性化假設，使得計算結果與實際結果之間的誤差較大，不能滿足工程需求。另一類方法是采用試驗方法，包括飛行試驗和縮比試驗，飛行試驗成本較高、風險大，一旦發(fā)生顫振現(xiàn)象，后果是災難性，因此總希望在飛行試驗前對其氣動彈性穩(wěn)定性進行考核；縮比模型風洞試驗可以考慮氣動力影響，但此方法要求將試驗對象進行縮比設計，縮比模型與真實結構存在一定的差別，且由于風洞洞壁與支架的干擾氣動力難免失真，并且由于相似數(shù)不能完全模擬，縮比模型獲得結果與實際情況仍存在不確定性。

地面顫振模擬試驗(干風洞試驗)是一種與縮比風洞試驗不同的新型地面試驗驗證手段，與縮比風洞試驗相比具有諸多優(yōu)勢。地面顫振模擬試驗采用真實的試驗件，避免了縮比設計過程中的動力學和熱傳導相似性模擬，不需要額外考慮對試驗件諸如摩擦和空隙等結構非線性問題的處理，試驗條件所受限制小。地面顫振模擬試驗技術能夠極大的減少新型飛行器的研制時間和經濟成本，是一種可以有效彌補傳統(tǒng)試驗不足、極具生命力的顫振研究新方法。

發(fā)明內容

(一)要解決的技術問題

針對現(xiàn)有技術中的上述不足和需求，本發(fā)明提出一種耐高溫激振測量一體化試驗裝置，其集成了位移、加速度、力傳感器，其框架底部可固定安裝激振器，實現(xiàn)同步激振與測量，附帶的熱防護系統(tǒng)可實現(xiàn)最高1000℃環(huán)境下的激振與測量工作，為地面顫振試驗系統(tǒng)的搭建提供重要技術支撐。

(二)技術方案

一種耐高溫激振測量一體化試驗裝置，其頂部設置試驗件，試驗件下方連接陶瓷激振桿的一端，陶瓷激振桿的另一端依次穿設隔熱風冷組件、箱式激振器固定架、彈簧片直至激振器，所述隔熱風冷組件設置在激振器固定架的上方，所述彈簧片設置于激振器固定架內的上部，所述激振器設置于激振器固定架內的下部，所述彈簧片和激振器之間還設有阻抗頭及位移傳感器。

所述陶瓷激振桿的材質為耐高溫陶瓷，其直徑范圍為3-5mm，其長度范圍為200mm-400mm，其中心具有彈性夾塊。

所述隔熱風冷組件的內芯部設置風冷組件，所述風冷組件外部環(huán)設隔熱層，所述陶瓷激振桿穿過所述隔熱風冷組件的中心，所述隔熱風冷組件采用被動隔熱、主動風冷方式工作，以確保試驗件在500℃環(huán)境下所述阻抗頭及位移傳感器上的溫度不超過40℃。

所述隔熱層上部設置防熱蓋板，所述防熱蓋板由兩部分組成，其張開后便于所述陶瓷激振桿安裝，所述風冷組件位于所述防熱蓋板內部，所述風冷組件由220V電源供電。