[發明專利]一種氣動熱模態試驗裝置

在審

• 申請號: 202011387272.3
• 申請日: 2020-12-02
• 公開（公告）號: CN113044242A
• 公開（公告）日: 2021-06-29
• 發明（設計）人: 何大龍;焦方坤;楊忠凱;高賀;歐東斌
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60;G01D21/02
• 代理公司: 北京八月瓜知識產權代理有限公司 11543
• 代理人: 李斌

本發明提供了一種氣動熱模態試驗裝置，包括試驗艙，用于形成工作空間；振動裝置，用于通過模型支架放置試驗結構件；電弧加熱器，設置在振動裝置的一側，其上具有高溫氣流噴管，用于對氣體進行加熱并向試驗結構件噴射高溫氣體；真空設備，用于抽取電弧加熱器噴出的高溫氣流，提供電弧加熱器的工作環境；掃描式激光測振儀，用于獲取試驗結構件的固有頻率或模態振型；紅外高溫計，用于檢測試驗結構件的溫度。該裝置可對試驗件提供類似真實服役條件下所面臨的高溫、高速和高剪切的氣流環境，完成結構在氣動熱環境下的模態分析，試驗結果能夠為高速飛行器結構在氣動加熱環境下的安全可靠性設計提供重要參考。

技術領域

本發明涉及飛行器氣動熱試驗研究技術領域，尤其是涉及一種氣動熱模態試驗裝置。

背景技術

高超聲速飛行器能對遠程目標實施快速高精度地打擊，具有極其重要的軍事應用價值。隨著設計飛行速度的不斷提高，飛行器所面臨的氣動加熱環境越來越嚴酷，飛行器在長時間飛行過程中，翼、舵等姿態控制結構會出現長時間的持續劇烈振動。氣動加熱產生的高溫會使材料和結構的彈性性能發生變化，還會使結構內部產生熱應力，引起結構的變形，從而導致高速飛行器翼、舵等結構的固有頻率和模態振型等振動特性發生改變，對飛行器的顫振特性、控制特性產生很大的影響，造成安全事故。因此，研究高速飛行器結構在氣動熱環境下的模態特性對于飛行器的安全可靠性設計非常重要。而現有的熱模態試驗裝置在模擬高速飛行器真實服役熱環境條件下進行模態試驗研究時依然面臨以下瓶頸問題：

(1)加熱設備的加熱能力有限，長時間加熱一般都在1000℃以下，與飛行器實際面臨的上千攝氏度的氣動加熱環境相差甚遠；

(2)加熱方式與真實服役時的氣動熱環境明顯不符，現有熱-振試驗大多采用靜態單面加熱方式，這與實際飛行過程中翼型結構雙面同時氣動加熱，且前緣溫度較高而翼面溫度較低的動態非均勻受熱模式完全不符；

(3)靜態加熱無法模擬出飛行過程中高速氣流對飛行器表面的強剪切效應，而在高溫和振動耦合環境下，該效應會導致熱防護材料氧化燒蝕速度明顯加快以及涂層材料的快速剝落，從而使結構材料的可靠性和壽命大大降低。

(4)現有加熱設備存在熱滯后現象，快速升溫及降溫的準確模擬非常困難，無法準確模擬飛行器大機動變軌等飛行狀態所面臨的高升溫速率非線性加熱環境。

發明內容

本發明的目的在于提供一種氣動熱模態試驗裝置，該試驗裝置能夠通過電弧加熱器產生的高溫氣流模擬飛行器飛行狀態，通過掃描式激光測振儀和紅外高溫計采集試驗結構件的各類參數，進而達到研究高速飛行器結構在氣動熱環境下的模態特性的目的。

本發明提供一種氣動熱模態試驗裝置，包括：試驗艙，用于形成工作空間；振動裝置，位于試驗艙內，用于通過模型支架放置試驗結構件；電弧加熱器，設置在所述振動裝置的一側，其上具有高溫氣流噴管，用于對氣體進行加熱并向所述試驗結構件噴射高溫氣體；真空設備，位于所述試驗結構件的一側，用于抽取電弧加熱器噴出的高溫氣流，提供電弧加熱器的工作環境；掃描式激光測振儀，位于所述試驗結構件的一側，用于獲取所述試驗結構件的固有頻率或模態振型；紅外高溫計，位于所述試驗結構件的一側，用于檢測所述試驗結構件的溫度。

試驗結構件即模擬飛行器，根據試驗內容的要求和目的，自由設計試驗結構件的尺寸、形狀、材質等要素，試驗結構件的尺寸最大可達一米量級，經電弧加熱器加熱的高溫氣體，通過高溫氣流噴管噴向試驗結構件，模擬高速飛行器飛行狀態下的高溫氣流，振動裝置對試驗結構件實施隨機振動激勵，掃描式激光測振儀采集試驗結構件表面振動信號，得到試驗結構件的固有頻率和振型等模態參數，紅外高溫計實時測量試驗結構件的表面溫度信號。

進一步地，所述試驗結構件位于所述高溫氣流噴管與所述真空設備之間。