CN102042870A - 高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置 - Google Patents
高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置 Download PDFInfo
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Abstract
高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其包括导弹翼面结构试验件、石英灯加热阵列、激振器、陶瓷引伸杆、加速度传感器、计算机与隔热挡板。进行巡航导弹翼面高温热振耦合试验时，由石英灯加热阵列对导弹翼面实施快速加热，同时激振器使其产生随机振动，形成600℃的高温热振耦合试验环境。在导弹翼面上安装刚度大，耐高温的刚性陶瓷引伸杆，将弹翼表面的振动信号引导到高温热场之外，通过安装耐高温的轻质陶瓷纤维隔热挡板，对辐射热场实施防热扩散屏蔽。在陶瓷引伸杆的冷端安装常温加速度传感器对引导到常温区的弹翼结构的振动信号实施动态跟踪测量，获得导弹翼面在高温热振耦合试验环境下固有频率的变化规律，为研制高速巡航导弹提供有效的动态高温热振联合试验手段。
Description
技术领域
本发明涉及高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，特别是在进行巡航导弹超音速飞行气动热试验环境模拟时，该试验装置能测取高至600℃高温条件下导弹翼面结构剧烈振动时其固有频率的变化规律，为巡航导弹翼面结构在高速、高温热振耦合环境下的安全设计提供可靠依据。
背景技术
巡航导弹是一种用途广泛，制造成本相对低廉，作战效能高的先进武器。它具有射程远、攻击突然性大、命中精度高、摧毁能力强等特点。因而世界上许多国家都对巡航导弹的研制与发展极为重视。早期的巡航导弹由于飞行速度低，滞空时间长，极容易遭受到地面常规武器的拦截。如美国早期在伊战中使用的“战斧”巡航导弹，飞行速度为0.7马赫(音速的0.7倍)，地面高炮或高射机枪即可能将其摧毁。为了实现远程、高速、高精确性打击，巡航导弹的设计速度在大幅度提高。当巡航导弹的速度提高到4-5马赫时，导弹翼面温度会达到400-600℃，并且巡航导弹高速飞行时还常常伴随有激烈的振动。气动加热产生的高温会改变材料的弹性模量、强度极限等力学性能参数，同时在发射初期和做快速机动飞行时，弹头，翼舵等部件表面会产生高速率的温度变化，使结构内部形成比较大的温度梯度，并产生附加热应力，这会引起结构刚度发生变化，从而改变导弹结构的固有振动特性，进而对高速飞行器的颤振特性、控制特性产生影响。因此，对高速巡航导弹的弹翼等结构进行热-振联合试验，模拟飞行过程中的高温热环境与振动环境，在力热耦合条件下对弹翼结构的振动特性进行试验测试，获得部件固有频率等参数随温度的不同发生变化的规律，对高速巡航导弹的可靠性设计和安全飞行具有重要的意义。
测量导弹翼面结构固有频率时，需要在导弹翼面多个截面处安装加速度传感器，通过测取到的动态振动信号得到导弹翼各阶固有频率的变化规律。在高温下测量导弹翼面结构的固有频率时，最直接的方法是，使用专用的耐高温加速度传感器安装在翼面结构上的测量点处。这种安装方式的优点是安装方便，可直接取得测量点处的振动信号。但专用的耐高温加速度传感器的价格非常昂贵，而且加速度传感器在高温热环境下还需要进行温度特性参数的非线性修正，其测量精度受温度环境因素的影响非常大。对于象导弹翼面这样的高速变化的动态热环境，在高速升温过程中，每一时刻的温度都不相同，且温度变化梯度很大，传感器参数的动态修正比较复杂且困难。象高温合金钢，钛合金等制作导弹翼面的金属材料，其温度高于600℃时即可观察到明显的红化现象。制作加速度传感器的金属材料在600℃时也会出现发红软化现象，其热膨胀量、泊松比和弹性模量等材料参数随高温环境的改变发生很大变化，现在耐高温加速度传感器不能在很高的动态高温热环境中正常使用。
为了增加攻击的突然性以及反拦截的需要，现巡航导弹的设计速度大幅度提高，超音速巡航导弹翼面温度会达到600℃，而在600℃高温与振动复合环境下对翼面结构固有频率的的直接测量非常困难，导弹设计部门极为希望导弹高温气动热振耦合试验中能够在600℃高温环境下对翼面的固有频率等振动特性进行实测，为高速飞行的超音速巡航导弹的研制与安全设计提供必要的试验依据。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，该装置能够在巡航导弹超音速飞行的气动热模拟试验环境时，当导弹翼面产生剧烈振动时，测取到高至600℃的高温热振耦合条件下翼面固有频率的动态变化规律，为巡航导弹翼面结构在高速、高温热振动环境下的安全设计提供可靠依据。
本发明的技术解决方案是：高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，包括：导弹翼面结构试验件、固定支座、石英灯加热阵列、激振器、激振导杆、紧锁螺帽、铜联结套、联结螺拴、陶瓷引伸杆、紧锁螺拴、加速度传感器、温度传感器；所述导弹翼面结构试验件焊接在固定支座上，在导弹翼面结构试验件的上、下表面各布置一排石英灯加热阵列，给导弹翼面结构试验件的上、下表面加热，模拟高速飞行时巡航导弹翼面所处的高至600℃的气动热环境；在石英灯加热阵列的外侧安装有能耐1200℃高温的陶瓷纤维材料隔热挡板(14)，对石英灯加热阵列发出的辐射热实施热屏蔽；激振器通过激振导杆上端的紧锁螺帽与导弹翼面结构试验件固连，激振器发出振动激励信号使导弹翼面结构试验件产生振动，模拟高速飞行时巡航导弹翼面的振动状态；导弹翼面结构试验件上安装铜联结套，通过联结螺栓与导弹翼面结构试验件固联，陶瓷引伸杆插入铜联结套的中心孔内，由锁紧螺拴固定并锁紧，陶瓷引伸杆的下端安装铜联结套通过锁紧螺拴固定锁紧；用于测量导弹翼面固有频率的加速度传感器安装在陶瓷引伸杆下端的铜联结套的下端面上，对引导到高温热场之外导弹翼面结构试验件的振动信号进行动态测取；所述陶瓷引伸杆采用可耐1600℃的刚性高温陶瓷材料。
所述锁紧螺拴由材质较软的紫铜材料制成。将锁紧锣拴由材质较软的紫铜材料制成，利用紫铜材料变形性较大的特点使陶瓷引伸杆和铜联结套更好地贴合，防止在600℃的高温环境下，陶瓷引伸杆的松动脱落。
所述温度传感器由镍铬镍硅材料制成。镍铬镍硅传感器的测量温度可达1360℃；所述温度传感器的直径为0.2-0.3mm的圆丝，由于直径小，时间响应快，测量范围宽，适合用于高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率的测取。
所述两排石英灯加热阵列距离导弹翼面结构试验件的上、下表面各为40-60mm。如石英灯加热阵列距离导弹翼面结构试验件过远，会使热损失增大大，同时影响弹翼表面的加热速率；石英灯加热阵列由众多的石英灯管密集排列而成，但每两根石英灯管之间会有一点缝隙，若石英灯加热阵列与导弹翼面结构试验件的距离过近，又会影响导弹翼面温度场的均匀性，由试验知石英灯加热阵列距离导弹翼面结构试验件表面40-60mm时，即可保证弹翼表面温度场的快速形成，又可保证弹翼表面温度场的均匀性。
所述陶瓷引伸杆的直径为3-5mm。陶瓷杆虽然是耐高温的刚性材料，但直径太细了在振动环境下容易断裂；直径太粗又会增加过多的弹翼附加质量，由试验知采用直径为3-5mm的陶瓷引伸杆，在振动环境下不会出现断裂，同时对导弹弹翼附加质量的影响很小。
本发明的原理：在模拟巡航导弹弹翼高速飞行时的高温气动热环境，同时由激振器产生的振动环境时，当由密集排放的石英加热管组成的红外辐射石英灯加热阵列按照与4-5马赫飞行的高速巡航导弹的飞行轨迹相对应的温度曲线对巡航导弹弹翼表面进行辐射加热时，巡航导弹弹翼表面被加热到600℃。在测量导弹翼面结构固有频率时，需要在导弹翼面多个截面处安装速度传感器，通过测取到的动态振动信号得到导弹翼各阶固有频率的变化规律。而现有的耐高温加速度传感器不能在高至600℃的高温动态热环境中正常使用。通过在巡航导弹翼上安装能够耐1600℃高温的陶瓷引伸杆将弹翼表面测量点处的振动信号传递到热场之外，并采用能耐1200℃高温的陶瓷纤维材料隔热挡板，对石英灯加热阵列发出的强辐射热进行防热扩散屏蔽，再使用常温加速度传感器和计算机数据采集系统对引出到高温区之外的弹翼表面振动信号进行实时测量。本发明克服了加速度传感器对温度环境与温度响应上的特殊要求，能够实现巡航导弹翼面在600℃高温条件下的固有频率等振动参数的动态测取。为研制飞行速度更快的高超音速巡航导弹提供了有效的高温动态热振耦合试验手段。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)在进行高速巡航导弹翼面高温热振耦合试验时，通过在导弹翼面结构试验件上安装耐高温的刚性陶瓷引伸杆将弹翼表面测量点的振动信号传递到高至600℃的热场之外，通过能耐1200℃高温的陶瓷纤维材料隔热挡板实施热屏蔽后，再使用常温加速度传感器对引导到常温区的导弹翼面固有振动特性进行测量。本发明的优点是减少了加速度传感器对温度环境上的特殊要求，能够实现使用常规的常温加速度传感器对巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率参数的动态测试。
(2)本发明使用能耐1600℃的高温陶瓷材料制做引伸杆，由于所用陶瓷为刚性材料(也称为刚玉)，在600℃高温热环境下不会出现软化现象，能够很好地将导弹翼面结构试验件上的振动信号传递到热场之外的加速度传感器上。
(3)本发明由于陶瓷引伸杆是插入到固定在导弹翼面上的铜联结套中，由锁紧螺拴紧固，而铜的热膨胀系数为18.0×10-6/℃，陶瓷引伸杆的热膨胀系数为6.5×10-6/℃，两者的差别比较大，在600℃的高温环境下，会出现铜联结套胀大引起的陶瓷引伸杆松动脱落现象。因此，将锁紧螺拴由材质较软的紫铜材料制成，利用紫铜材料变形性较大的特点可以使陶瓷引伸杆和铜联结套更好地贴合，防止在600℃的高温环境下，陶瓷引伸杆的松动脱落。另外紫铜材料制成的锁紧螺拴设计有四个，以保证陶瓷引伸杆和铜联结套在高温下的联结可靠性和热振联合试验的可靠性。
(4)本发明由于陶瓷引伸杆是脆性材料且直径只有3-5mm，若锁紧螺拴使用普通的钢质材料，则极易造成陶瓷引伸杆在安装时以及在高温试验过程中出现断裂现象，造成试验失败。因此，锁紧螺拴由紫铜材料制成，利用紫铜材料的可变形性避免陶瓷引伸杆断裂。
(5)本发明装置结构简洁，使用方便，为巡航导弹翼面在高温与振动复合条件下的强度校核与安全设计提供了可行的地面试验手段。具有重要的军事工程应用价值。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明的高速巡航导弹翼面结构示意图；
图3为本发明的陶瓷引伸杆安装示意图；
图4为本发明测取到的高速巡航导弹翼面300-600℃高温热振耦合试验固有频率变化曲线图。
具体实施方式
如图1、图2和图3所示，本发明由导弹翼面结构试验件1、固定支座2、石英灯加热阵列3、激振器4、激振导杆5、紧锁螺帽6、铜联结套7、联结螺拴8，陶瓷引伸杆9、紧锁螺拴10、加速度传感器11、温度传感器12、计算机13与隔热挡板14组成。
金属导弹翼面结构试验件1焊接在固定支座2上，距离导弹翼面结构试验件1的上、下表面约50mm处各布置一排石英灯加热阵列3，给导弹翼面结构试验件1的上、下表面加热，模拟高速飞行时巡航导弹翼面所处的气动热环境。激振器4通过激振导杆5上端的紧锁螺帽6与导弹翼面结构试验件1固连，激振器4发出振动激励信号使导弹翼面结构试验件1产生振动，模拟高速飞行时巡航导弹翼面的振动状态。导弹翼面结构试验件1上安装了铜联结套7，通过联结螺栓8，与导弹翼面结构试验件1固联，耐高温、直径为3-5mm的陶瓷引伸杆9插入铜联结套7的中心孔内，由锁紧螺拴10固定并锁紧，陶瓷引伸杆9的下端安装铜联结套7通过锁紧螺拴10固定锁紧。加速度传感器11安装在陶瓷引伸杆9下端的铜联结套7的下端面上对导弹翼面结构试验件1的振动信号进行测取。导弹翼面结构试验件1中部的上下两面各安装一个镍铬-镍硅型金属丝温度传感器12，通过计算机13对导弹翼面结构试验件1上下两面的温度进行测量与控制。由于试验温度环境高达600℃，为减少试验时石英灯加热阵列3上、下外边界的热扩散，在石英灯加热阵列3的外侧安装有厚度为20～30mm能耐1200℃高温的陶瓷纤维材料隔热挡板14，对石英灯加热阵列3发出的辐射热进行防热扩散屏蔽；陶瓷纤维材料隔热挡板14与石英灯加热阵列3的距离约为40-60mm。
在进行高速巡航导弹翼面高温热振耦合试验时，两排石英灯加热阵列3使导弹翼面结构试验件1的上下表面形成600℃的热环境，同时激振器4通过激振导杆5使导弹翼面结构试验件1产生振动，形成高温热振耦合试验环境。由于高温陶瓷引伸杆9可耐1600℃的高温，且在高温下的刚度变化很小，可将弹翼表面测点处的振动信号很好地传递到高温热场之外，在陶瓷引伸杆9的冷端使用加速度传感器12对弹翼表的振动信号实施动态跟踪测量，得到如图4所示的导弹翼面结构试验件1在热振耦合试验环境下固有频率随温度不同发生变化的规律，为研制飞行速度更快的高速巡航导弹提供了有效的动态高温试验手段，该试验装置具有重要的军事工程应用价值。
本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
Claims (6)
1.高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其特征在于包括：导弹翼面结构试验件(1)、固定支座(2)、石英灯加热阵列(3)、激振器(4)、激振导杆(5)、紧锁螺帽(6)、铜联结套(7)、联结螺拴(8)、陶瓷引伸杆(9)、紧锁螺拴(10)、加速度传感器(11)、温度传感器(12)和陶瓷纤维材料隔热挡板(14)；所述导弹翼面结构试验件(1)焊接在固定支座(2)上，在导弹翼面结构试验件(1)的上、下表面各布置一排石英灯加热阵列(3)，给导弹翼面结构试验件(1)的上、下表面加热，模拟高速飞行时巡航导弹翼面所处的高至600℃的气动热环境；在石英灯加热阵列(3)的外侧安装有能耐1200℃高温的陶瓷纤维材料隔热挡板(14)，对石英灯加热阵列(3)发出的辐射热实施热屏蔽；激振器(4)通过激振导杆(5)上端的紧锁螺帽(6)与导弹翼面结构试验件(1)固连，激振器(4)发出振动激励信号使导弹翼面结构试验件(1)产生振动，模拟高速飞行时巡航导弹翼面的振动状态；导弹翼面结构试验件(1)上安装铜联结套(7)，通过联结螺栓(8)与导弹翼面结构试验件(1)固联，陶瓷引伸杆(9)插入铜联结套(7)的中心孔内，由锁紧螺拴(10)固定并锁紧，陶瓷引伸杆(9)的下端安装铜联结套(7)通过锁紧螺拴(10)固定锁紧；用于测量导弹翼面固有频率的加速度传感器(11)安装在陶瓷引伸杆(9)下端的铜联结套(7)的下端面上，对引导到高温热场之外导弹翼面结构试验件(1)的振动信号进行动态测取；所述陶瓷引伸杆(9)采用可耐1600℃的刚性高温陶瓷材料。
2.根据权利要求1所述的高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其特征在于：所述锁紧螺拴(10)由材质较软的紫铜材料制成。
3.根据权利要求1所述的高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其特征在于：所述温度传感器(12)由镍铬镍硅材料制成。
4.根据权利要求1所述的高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其特征在于：所述两排石英灯加热阵列(3)距离导弹翼面结构试验件(1)的上、下表面各为40-60mm。
5.根据权利要求1所述的高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其特征在于：所述陶瓷引伸杆(9)的直径为3-5mm。
6.根据权利要求1所述的高速巡航导弹翼面600℃高温热振耦合试验固有频率测取装置，其特征在于：所述陶瓷纤维材料隔热挡板(14)与石英灯加热阵列(3)距离为40-60mm。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| C17 | Cessation of patent right | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20120104 Termination date: 20120909 |