CN102539099B - 高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置 - Google Patents

Abstract

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，本发明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。

Description

高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置，特别是在高超声速飞行器结构气动热模拟试验时，能测取高至1400℃热环境下复合材料翼舵结构振动时其高温模态的动态变化规律，为高速导弹和远程战略机动打击武器等高超声速飞行器翼舵结构在高速、高温热振耦合环境下的安全和可靠性设计提供重要的试验依据。

背景技术

随着航天航空技术的发展，远程机动飞行器的设计飞行速度在不断提高。同时现代战争对飞行器的高速、高精度、高机动性的作战性能要求，引发世界各国竞相开展高超声速飞行器的研制工作。从运动速度而言，当飞行器速度超过5倍声速时(即马赫数大于5)，一般称为高超声速飞行器。高超声速飞行器能够实现全球远距离快速到达，实施有效的高空高速突防，完成快速精确打击。步入21世纪以来，由于具有极其重要的军事应用价值和重大的战略意义，高超声速飞行器已经成为世界各主要航天大国研究的热点。例如，美国航空航天局(NASA)投入巨额经费研究开发速度为音速10-15倍的极超音速飞机；俄罗斯目前在着力研究发展马赫数达14的具有超“领空”打击能力的空天飞机；法国国防部计划研制马赫数达12的高超音速机动飞行器；日本已在进行马赫数为10的高超声速飞行器的实验飞行。在各国竞相开展高超声速飞行器研制的大背景下，我国也在努力开展如国家自然科学基金项目指南中阐述的高超声速远程机动飞行器的研究，国家自然科学基金指南中指出该研究涉及国家安全和和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，是综合国力的体现。21世纪初，党和国家领导集体做出了开展高超声速飞行器的技术和应用研究的决策，对提高综合国力，推动中华民族伟大复兴事业将产生深远影响。

以高马赫数飞行时，由气动加热引起的“热障”问题非常严重。当高超声速飞行器以6-10个马赫数高速飞行时，其机翼、方向舵、垂尾等大部分区域的温度范围将达到800℃-1400℃之间。如此极端恶劣的高温热环境，使得高超声速飞行器材料和结构的热强度问题成为事关研制成败的重要关键问题之一。并且高速飞行时翼舵结构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，产生附加热应力，这会引起结构刚度发生变化，从而改变翼舵结构的模态特性，进而对高速飞行器的颤振特性、控制特性产生影响。因此必须对高超声速飞行器翼舵结构进行进行高温模态试验，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高超声速飞行器翼舵结构的振动特性进行试验测试，获得部件热模态等参数随温度不同发生变化的规律，该项工作对高超声速飞行器速的可靠性设计和安全飞行具有极为重要的意义。

目前高超声速飞行器翼舵面结构采用了使用温度大于1400℃的新型耐高温复合材料制作，当测量该翼舵结构的高温模态时，需要在翼舵结构的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结构各阶高温模态的变化规律。在一般情况下，当温度大于600℃-700℃时，即便采用高温合金或钛合金等耐高温金属材料，在也会出现软化、变形增大、强度和刚度下降的现象，如金属铜的熔点为1080℃，45号钢的熔点为1350℃，而处于1400℃极端高温环境下的测量用加速度传感器和传力金属联接件不但会出现高温软化，甚至会被融化失效。高超声速飞行器设计部门迫切希望能够实现在高达1400℃的极端热环境下，对翼舵结构的高温模态进行试验研究，该项工作对高超声速远程机动飞行器的研制与安全设计具有非常重要的现实意义。但目前尚未有能在如此高温下(1400℃)进行热模态试验的相关的研究报道。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器翼舵结构在1400℃极端高温环境下的模态试验测量装置，该装置能够将高温模态试验温度提高到1400℃(超过了金属铜和45#钢的熔点)，同时测取在该极端热环境下复合材料翼舵结构剧烈振动时其高温模态的动态变化规律，为远程战略机动打击武器、高速导弹的翼舵结构在高温热-力耦合振动环境下的安全性和可靠性设计提供重要的试验依据。

本发明的技术解决方案是：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、钼紧锁螺帽、钼棒导杆、加速度传感器、高温反射涂层、铂銠热电偶传感器、信号放大器、计算机与高温陶瓷隔热板；所述高超声速飞行器翼舵结构试验件通过高温钢螺栓、高温钢螺帽、固定在L型固定支架上形成悬臂结构。高超声速飞行器翼舵结构试验件的上、下表面各布置组一组硅碳红外辐射阵列，给高超声速飞行器翼舵结构试验件的上、下表面加热，模拟高超声速飞行器飞行时翼舵结构所处的高至1400℃的气动热环境；激振源通过熔点高达2620℃的金属钼传力杆上端的钼紧锁螺帽与高超声速飞行器翼舵结构试验件固连，激振源发出振动激励信号使高超声速飞行器翼舵结构试验件产生振动，模拟高超声速飞行时翼舵结构的振动状态；高超声速飞行器翼舵结构试验件的边界点处安装了直径为3-5mm的细圆棒状金属钼传力杆，通过钼紧锁螺帽固定在高超声速飞行器翼舵结构试验件上，加速度传感器安装在钼传力杆下端对引导到高温热场之外的翼舵结构试验件的振动信号进行动态测量。

由于金属钼在高温下会迅速氧化分层剥落使强度降低，所述钼传力杆、钼紧锁螺帽和钼棒导杆的表面涂有能够在1700℃下工作的高温反射涂层，以阻断空气中的氧气与金属钼产生氧化反应的必要条件，保证钼传力杆、钼紧锁螺帽和钼棒导杆在1400℃高温下强度和刚度。

由于高超声速飞行器翼舵面结构采用新型耐高温复合材料制做，1400℃高温环境下传力杆件与非金属复合材料翼舵结构之间的有效联接是一个非常困难和必须解决的关键问题，使用铜(熔点1080℃)或45#钢(熔点1350℃)等金属组件因已超过熔点不能胜任，若使用耐高温陶瓷材料，因为传递信号的导杆很细，直径只有几个毫米，陶瓷材料脆性很大，加力后极易碎裂，不能使用螺栓螺帽的锁紧形式将其固定在非金属复合材料翼舵结构之上。所述传力杆和导杆采用熔点为2620℃且易于加工的金属钼材料，制成一端有螺丝形状的钼传力杆和钼棒导杆，使用耐高温金属钼紧锁螺帽将其紧固在非金属复合材料翼舵结构上，有效地解决了1400℃极端高温环境下振动力和模态信号的传递问题，且结构简洁、安装方便、可靠性强。

所述温度传感器由贵金属铂銠材料制成。铂銠热电偶传感器的测量温度范围可高至1800℃，所述铂銠热电偶传感器的直径为0.3mm，由于直径小，响应速度快，且温度测量范围宽，能够胜任本高超声速飞行器翼舵结构在1400℃高温热环境下的温度测量。热电偶传感器测得的弱电压信号经过信号放大器放大后送入计算机转换成温度信号，通过计算机指令对高超声速飞行器翼舵结构试验件实施温度控制。

所述L型固定支架的转角处焊有钢制水冷降温管路，通过水冷降温管路中的流动水给L型固定支架降温，以保持钢制L型固定支架在高温试验中的强度和刚度。

所述硅碳红外辐射阵列由使用极限温度为1400℃的硅碳红外辐射加热管平行排列组成。

所述高温陶瓷隔热板由可耐1600℃高温的陶瓷材料制成。

本发明的原理：由密集排放的红外辐射石英灯加热阵列按照与8-10马赫飞行的高超声速飞行器的飞行轨迹相对应的温度曲线对高超声速飞行器翼舵结构表面进行辐射加热，模拟高超声速飞行器翼舵结构高速飞行时的高至1400℃的极端气动热环境，同时由激振器产生振动，形成热振耦合条件下的复合模拟环境。在测量高超声速飞行器翼舵结构固有频率时，要在高超声速飞行器翼舵结构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翼舵结构各阶固有频率的变化规律。而在1400℃的极端高温环境下，铜，45#钢等金属材料因超过熔点都会融化，现有的耐高温加速度传感器也不可能在高至1400℃的极端高温动态热环境使用。通过在高超声速飞行器翼舵结构上直接安装熔点高达2620℃的金属钼棒导杆将翼舵结构测量点处的振动信号传递到1400℃的热场之外。金属钼有一个缺陷是在温度超过1000℃后会迅速氧化，有效承力面积和强度下降，引起试验失败。本发明采用在金属钼棒导杆表面涂覆耐1700℃高温的反射涂层的方法，隔离金属钼棒导杆与空气之间的接触，防止金属钼棒导杆的高温氧化，保证在1400℃的极端高温环境下金属钼棒导杆强度与传力性能。并采用能耐1600℃的高温陶瓷隔热板，对硅碳红外辐射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导到高温区之外的高超声速飞行器翼舵结构振动信号进行实时测量。本发明实现了高超声速飞行器翼舵结构在1400℃高温条件下的固有频率等振动参数的动态测取。为研制飞行速度极快的高超声速飞行器远程战略打击武器和高速导弹提供了在高至1400℃极端恶劣热环境下的高温模态试验手段。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)现有的试验技术虽然已经能够对500-600℃左右的结构进行热振试验测试，但要将试验温度提高到1400℃的极端热环境，测试环境温度将使金属铜融化(铜的熔点为1080℃)，甚至超过45#钢的融化温度(熔点1350℃)，其实现难度非常大，各相关部门希望能够进行1400℃极端热环境下的高温热-振耦合试验研究，取得高超声速飞行器翼舵结构的关键设计数据。本发明进行高超声速飞行器翼舵结构高达1400℃的极端高温热振动模态试验时，在翼舵结构试验件上安装熔点极高的耐高温金属钼材料制成的钼棒导杆装置将高超声速飞行器翼舵结构各测量点的振动信号传递到1400℃的热场之外，通过能耐1600℃高温的陶瓷隔热板实施热屏蔽，再使用常温加速度传感器对引导到常温区的高超声速飞行器翼舵结构高温热模态参数的变化进行测量。本发明的优点是能够在铜、钢等金属均处于融化温度下的极端高温热环境中，对高超声速飞行器翼舵结构实现1400℃高温热模态测量，为研制高超声速远程战略打击武器提供极为重要的动态高温模态试验手段，

(2)本发明使用的钼传力杆和钼棒导杆的熔点为2620℃，高熔点的钼传力杆和钼棒导杆在1400℃高温热环境下能够很好地工作，将激振源发出的交变振动激励信号传递至高超声速飞行器翼舵结构试验件，并且将高超声速飞行器翼舵结构各测量点的振动信号传递至热场之外。

(3)本发明使用可在1700℃下工作的高温反射涂层材料涂覆在钼传力杆、钼紧锁螺帽和钼棒导杆的表面，阻断了空气中的氧气与金属钼产生氧化反应的接触链，避免了由于金属钼在高温下迅速氧化剥落使钼结构尺寸变小，保证了钼传力杆、钼紧锁螺帽和钼棒导杆在1400℃高温下强度和刚度。反射涂层材料还可将部分辐射热反射掉，减少传递到钼结构中的热能。

(4)由于目前高超声速飞行器翼舵面结构采用新型耐高温复合材料制做，1400℃高温环境下传力杆件与非金属复合材料翼舵结构之间的有效联接是一个非常困难和必须解决的关键问题，使用铜、钢等金属组件因已超过熔点不能胜任，若使用耐高温陶瓷材料，因为传递信号的导杆很细，直径只有几个毫米，陶瓷材料脆性很大，加力后极易碎裂，因此不能使用螺栓螺帽的锁紧形式将其固定在非金属复合材料翼舵结构之上。金属钼不但熔点高(为2620℃)，且可加工成各种形状和联接形式，本发明在金属钼棒导杆的一端通过机械加工形成螺丝形状，再使用耐高温的金属钼紧锁螺帽将其紧固在非金属复合材料翼舵结构上，有效地解决了1400℃极端高温环境下振动力和模态信号的传递问题，且具有联接形式简捷，可靠性强的优点。

(5)由于钢制L型固定支架要在极端高温下承受力载荷，1400℃的高温会明显使其强度和刚度下降。本发明在L型固定支架的转角处焊接钢制水冷降温管路，水冷降温管路中的流动水带走了L型固定支架上的热量，降低了L型固定支架的温度，保持了钢制L型固定支架在高温试验中的强度和刚度。

(6)本发明装置结构简洁，制做安装方便，为高超声速飞行器翼舵结构在1400℃极端高温与振动复合条件下的强度校核与安全设计提供了有效的试验测试手段，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为本发明的高超声速飞行器翼舵结构试验件示意图；

图3为本发明的高超声速飞行器翼舵结构试验件安装固定的侧示图。

具体实施方式

如图1、图2和图3所示，本发明由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、高温反射涂层12、铂銠热电偶传感器13、信号放大器14、计算机15与高温陶瓷隔热板16组成。

高超声速飞行器翼舵结构试验件1通过高温钢螺栓2和高温钢螺帽3固定在L型固定支架4上，形成悬臂结构。一对L型固定支架4的转角处各焊有一根钢制水冷降温管路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、下表面约50-60mm处各布置一排硅碳红外辐射加热阵列6，给高超声速飞行器翼舵结构试验件1的上、下表面加热，模拟高马赫数飞行时高超声速飞行器翼舵结构所处的气动热环境。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固定联接，激振源7发出交变振动激励信号使高超声速飞行器翼舵结构试验件1产生振动，模拟高马赫数飞行时高超声速飞行器翼舵结构的振动状态。高超声速飞行器翼舵结构试验件1的边界点上安装了直径为4mm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的振动信号进行测取。由于金属钼在高温下会迅速氧化使强度降低，在钼传力杆8、钼紧锁螺帽9和钼棒导杆10的表面涂有可在1700℃下工作的高温反射涂层12，以阻断空气中的氧气与金属钼产生氧化反应的必要环节，保证钼传力杆8、钼紧锁螺帽9和钼棒导杆10在1400℃高温下的强度和刚度。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，通过计算机15对高超声速飞行器翼舵结构试验件1的温度进行测量与控制。

由于试验温度环境高达1400℃，试验时在硅碳红外辐射阵列6的外侧安装有厚度为30-40mm能耐1600℃高温的高温陶瓷隔热板16，对硅碳红外辐射阵列6发出的高温辐射热进行防热扩散屏蔽；高温陶瓷隔热板16与硅碳红外辐射阵列6的距离约为50-60mm。在进行高超声速飞行器翼舵结构高温热振耦合试验时，两排硅碳红外辐射阵列6使高超声速飞行器翼舵结构试验件1的外表面达到1400℃的高温，同时激振源7通过钼传力杆8使高超声速飞行器翼舵结构试验件1产生激励振动，形成高温热-振复合试验环境。因为钼棒导杆10的熔点高达2620℃，且表面涂有避免氧化的高温反射涂层12，钼棒导杆10在高温下的刚度变化很小，可将高超声速飞行器翼舵结构试验件1处的振动信号很好地传递到高温热场之外。在钼棒导杆10的冷端安装加速度传感器11对翼舵结构的振动信号实施动态跟踪测量，得到高超声速飞行器翼舵结构试验件1在热振耦合试验环境下的高温模态试验参数，为研制高超声速远程战略打击武器提供了极端热环境下的高温振动模态试验手段，本发明的试验装置具有极为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 (5)

1.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）、钢螺栓（2）、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）使用钢螺栓（2）和钢螺帽（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），给高超声速飞行器翼舵结构试验件（1）的上、下表面加热，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)，通过计算机(15)对高超声速飞行器翼舵结构试验件（1）的温度进行测量与控制,以模拟高马赫数飞行时高超声速飞行器翼舵结构所处的气动热环境；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，激振源（7）发出交变振动激励信号使高超声速飞行器翼舵结构试验件（1）产生随机振动，模拟高马赫数飞行时高超声速飞行器翼舵结构的振动形态；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。

2.根据权利要求1所述的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：所述钼传力杆（8）、钼紧锁螺帽（9）、钼棒导杆（10）的表面均涂有能够在1700℃下工作的高温反射涂层（12），用以阻断空气中的氧气与金属钼产生的高温氧化反应链。

3.根据权利要求1或2所述的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：所述钼传力杆（8）、钼紧锁螺帽（9）、钼棒导杆（10）均采用熔点高达2620℃的金属钼材料制成。

4.根据权利要求1所述的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：所述硅碳红外辐射阵列（6）由使用极限温度为1400℃的硅碳红外辐射加热管平行排列组成。

5.根据权利要求1所述的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：所述高温陶瓷隔热板（16）由可耐1600℃高温的陶瓷材料制成。

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