CN113044242A - 一种气动热模态试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种气动热模态试验装置，包括试验舱，用于形成工作空间；振动装置，用于通过模型支架放置试验结构件；电弧加热器，设置在振动装置的一侧，其上具有高温气流喷管，用于对气体进行加热并向试验结构件喷射高温气体；真空设备，用于抽取电弧加热器喷出的高温气流，提供电弧加热器的工作环境；扫描式激光测振仪，用于获取试验结构件的固有频率或模态振型；红外高温计，用于检测试验结构件的温度。该装置可对试验件提供类似真实服役条件下所面临的高温、高速和高剪切的气流环境，完成结构在气动热环境下的模态分析，试验结果能够为高速飞行器结构在气动加热环境下的安全可靠性设计提供重要参考。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器气动热试验研究技术领域，尤其是涉及一种气动热模态试验装置。
背景技术
高超声速飞行器能对远程目标实施快速高精度地打击，具有极其重要的军事应用价值。随着设计飞行速度的不断提高，飞行器所面临的气动加热环境越来越严酷，飞行器在长时间飞行过程中，翼、舵等姿态控制结构会出现长时间的持续剧烈振动。气动加热产生的高温会使材料和结构的弹性性能发生变化，还会使结构内部产生热应力，引起结构的变形，从而导致高速飞行器翼、舵等结构的固有频率和模态振型等振动特性发生改变，对飞行器的颤振特性、控制特性产生很大的影响，造成安全事故。因此，研究高速飞行器结构在气动热环境下的模态特性对于飞行器的安全可靠性设计非常重要。而现有的热模态试验装置在模拟高速飞行器真实服役热环境条件下进行模态试验研究时依然面临以下瓶颈问题：
(1)加热设备的加热能力有限，长时间加热一般都在1000℃以下，与飞行器实际面临的上千摄氏度的气动加热环境相差甚远；
(2)加热方式与真实服役时的气动热环境明显不符，现有热-振试验大多采用静态单面加热方式，这与实际飞行过程中翼型结构双面同时气动加热，且前缘温度较高而翼面温度较低的动态非均匀受热模式完全不符；
(3)静态加热无法模拟出飞行过程中高速气流对飞行器表面的强剪切效应，而在高温和振动耦合环境下，该效应会导致热防护材料氧化烧蚀速度明显加快以及涂层材料的快速剥落，从而使结构材料的可靠性和寿命大大降低。
(4)现有加热设备存在热滞后现象，快速升温及降温的准确模拟非常困难，无法准确模拟飞行器大机动变轨等飞行状态所面临的高升温速率非线性加热环境。
发明内容
本发明的目的在于提供一种气动热模态试验装置，该试验装置能够通过电弧加热器产生的高温气流模拟飞行器飞行状态，通过扫描式激光测振仪和红外高温计采集试验结构件的各类参数，进而达到研究高速飞行器结构在气动热环境下的模态特性的目的。
本发明提供一种气动热模态试验装置，包括：试验舱，用于形成工作空间；振动装置，位于试验舱内，用于通过模型支架放置试验结构件；电弧加热器，设置在所述振动装置的一侧，其上具有高温气流喷管，用于对气体进行加热并向所述试验结构件喷射高温气体；真空设备，位于所述试验结构件的一侧，用于抽取电弧加热器喷出的高温气流，提供电弧加热器的工作环境；扫描式激光测振仪，位于所述试验结构件的一侧，用于获取所述试验结构件的固有频率或模态振型；红外高温计，位于所述试验结构件的一侧，用于检测所述试验结构件的温度。
试验结构件即模拟飞行器，根据试验内容的要求和目的，自由设计试验结构件的尺寸、形状、材质等要素，试验结构件的尺寸最大可达一米量级，经电弧加热器加热的高温气体，通过高温气流喷管喷向试验结构件，模拟高速飞行器飞行状态下的高温气流，振动装置对试验结构件实施随机振动激励，扫描式激光测振仪采集试验结构件表面振动信号，得到试验结构件的固有频率和振型等模态参数，红外高温计实时测量试验结构件的表面温度信号。
进一步地，所述试验结构件位于所述高温气流喷管与所述真空设备之间。
进一步地，还包括计算机，所述计算机分别与所述振动装置、所述扫描式激光测振仪和所述红外高温计连接。计算机可以具体为个人电脑等，不仅可以通过程序指令控制振动装置的激振方向，而且能够接收扫描式激光测振仪和红外高温计的测量数据，并进行数据处理或试验分析。
进一步地，所述高温气流喷管固定在所述电弧加热器的一端，所述试验结构件位于所述高温气流喷管的出口位置。电弧加热器通过电极之间击穿放电产生电弧，对进入加热器的空气等介质进行加热，获得的高温流体的最高温度大于3000℃，经高温气流喷管膨胀加速后在喷管出口形成超声速高温热气流，模拟高速飞行状态，试验结构件位于高温气流中。
进一步地，所述振动装置为振动台，所述振动台上设有用于固定所述试验结构件的模型支架。振动台的台面上有支架孔，按照试验需要，在台面上安装不同的支架，振动台通过支架对试验结构件进行振动激励，支架周围还可以加装水冷结构，防止高温气流损坏支架。
进一步地，所述扫描式激光测振仪用于采集所述试验结构件的表面振动信号，例如固有频率和模态振型等，所述红外高温计用于采集所述试验结构件的表面温度信号。扫描式激光测振仪通过激光信号对试验结构件无接触测量，获得试验数据，红外高温计同样无接触采集试验结构件的表面温度信号。
进一步地，所述试验舱的舱壁上开设有通道口，所述高温气流喷管穿过所述通道口，所述高温气流喷管的喷嘴和所述振动台均位于所述试验舱内。设计试验舱可以防止高温气流对实验人员造成危险，便于试验操作。
进一步地，所述试验舱为密封试验舱，所述试验舱的舱壁上开设有真空设备连接口，所述真空设备连接口与所述试验舱外的所述真空设备连接。试验舱和真空设备的共同作用下，可以提供电弧加热器的必要工作环境，真空设备使试验舱内部更接近真实状态的模拟环境，优选地，真空设备连接口与通道口在试验舱的舱壁上相对设置。
进一步地，所述试验舱的舱壁上开设有观察窗，所述观察窗上密封安装有玻璃板。观察窗的作用是允许扫描式激光测振仪和测温计 (具体为扫描式激光测温仪和红外高温计)通过观察窗，可以非接触式测量试验结构件的各项数据，玻璃板具体为定制透明特种玻璃，试验过程中，根据特种玻璃的各项参数，对扫描式激光测振仪和红外高温计的测量数据做相应修正。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
(1)采用电弧加热器对气体介质进行加热，加热效率高，加热能力强，所获得的高温流体的最高温度大于3000℃，远超石英灯等静态加热装置的加热能力极限。
(2)将经过喷管加速后形成的高速和高剪切的高温热气流喷射到试验件表面，试验环境与翼型结构及材料的真实服役环境更为接近，试验结果对于高超声速飞行器的安全可靠性设计更具参考价值。
(3)采用扫描式激光测振仪对高温流场中的试验结构件表面振动信号进行非接触测量，克服了接接触式测量方法带来的附加质量对测量结果的影响等问题，测试范围更广，测试精确度更高。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明整体结构示意图；
图2为本发明的使用工作流程图；
附图标记说明：
1-电弧加热器、2-高温气流喷管、3-振动台、4-试验结构件、5- 扫描式激光测振仪、6-红外高温计、7-计算机、8-试验舱、9-真空设备，10-通道口、11-真空设备连接口。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向 "、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、 "竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如图1所示：
本发明提供一种气动热模态试验装置，包括电弧加热器1，设置在振动台3的一侧，电弧加热器1的气体出口固定有高温气流喷管2，用于对气体进行加热并向试验结构件4喷射高温气体；振动台3，振动台3上设有用于固定试验结构件4的支架；扫描式激光测振仪5，位于试验结构件4的一侧，用于获取试验结构件4的固有频率或模态振型；红外高温计6，位于试验结构件4的一侧，用于对试验结构件 4的温度进行检测；真空设备，位于试验结构件的一侧，试验结构件位于高温气流喷管与真空设备之间；计算机7，计算机分别与振动台 3、扫描式激光测振仪5和红外高温计6连接；试验舱8，试验舱8 的舱壁上开设有通道口10，高温气流喷管2穿过通道口10，高温气流喷管2的喷嘴和振动台3均位于试验舱8内；试验舱8为密封试验舱，试验舱8的舱壁上开设有真空设备连接口11，真空设备连接口 11与试验舱8外的真空设备9连接；试验舱8的舱壁上开设有观察窗，观察窗上密封安装有玻璃板。
试验结构件4即模拟飞行器，根据试验内容的要求和目的，自由设计试验结构件4的尺寸、形状、材质等要素。
电弧加热器1对气体介质加热，所获得的高温流体的最高温度大于3000℃，通过高温气流喷管2形成流场，模拟高速飞行气流，喷向试验结构件4，电弧加热器1不局限为一个，也可以相对于试验结构件4设置多个，以模拟飞行状态效果最好为准，由于电弧加热器1 的口径限制，试验结构件4的尺寸最大可达一米量级，电弧加热器1 可以为管式低焓电弧加热器1，也可为分段中焓电弧加热器1，或为叠片高焓电弧加热器1等，电弧加热器1是模拟超高速飞行时飞行器所承受高温气流的重要设备，已经是一项成熟技术，此处不再赘述其具体结构，例如公开号(CN209517554U)，专利名称(一种高压高焓电弧加热器)，同样的，高温气流喷管2作为现有技术，如有必要，其具体结构也可以参照公告号(CN102121552B)，专利名称(一种高温高压喷管)。
振动台3的台面上有支架孔，按照试验需要，通过支架孔在振动台3的台面上安装不同的支架，将试验结构件4固定在支架上，对于固定方式，可以在支架上开槽，然后嵌入试验结构件4，也可以采用螺钉固定等，振动台3通过支架对试验结构件4进行振动激励，模拟高速飞行过程中的颤振效果，支架周围还可以加装水冷结构，防止高温气流损坏支架。振动台3的输出波形包括随机波、正弦波和方波等，频率范围0-3kHz，激振力范围0-5kN，振动台3可以选择市场上常见的电磁振动台3，例如苏州硕科科技有限公司生产的四度空间振动台3SZ/ZD-LD，只要满足试验条件皆可，此处不再赘述其具体结构。
扫描式激光测振仪5和红外高温计6均不局限于一个，也可以在其他位置设置多个，以试验要求测量精准为主，红外高温计6可根据试验条件选择单色红外高温计6，波长响应1.6μm，温度测量范围 450-2250℃，或者响应波长1.0μm，温度测量范围540-3000℃。扫描式激光测振仪5可以选择宝利泰(Polytec GmbH)公司生产的 PSV-500扫描式激光测振仪5，能够在真空环境中、远距离及各种温度条件下，快速获取传递函数、振型和应变分布情况，此处不再赘述其结构，红外高温计6在市场上比较常见，例如厦门恩莱自动化科技有限公司生产的EL-MS型在线式红外测温仪，此处不再赘述其具体结构。
计算机7可以为个人电脑，或具有数据处理、输出模块的PLC 等，不仅可以通过程序指令对振动台3进行控制，而且能够接收扫描式激光测振仪5和红外高温计6的测量数据，并进行处理或试验分析。
设计试验舱8可以防止高温气流对试验人员造成危险，便于试验操作。
真空设备9将电弧加热器喷出的热气流同步抽出，保持试验舱内部的压力稳定，更重要的是，电弧加热器1在运行过程中，需要喷管出口的压力低于大气压，电弧加热器才能顺利起弧，使高温气流能够顺利喷出，真空设备9能够营造这一环境，这也是设计前述试验舱8 的原因之一，为了更好的达到这一目的，可以将真空设备连接口11 与通道口10在试验舱8的舱壁上相对开设，使高温气流喷管2的喷嘴、试验结构件4和真空设备连接口11位于同一直线上。
观察窗的作用是允许扫描式激光测振仪5和红外高温计6通过观察窗，可以非接触式测量试验结构件4的各项数据，玻璃板具体为定制特种玻璃，试验过程中，根据定制特种玻璃的各项参数，对扫描式激光测振仪5和红外高温计6做相应修正。当然，扫描式激光测振仪 5和红外高温计6可以共用一个观察窗，也可以分别设置观察窗，且在其上分别安装效果，参数等不同的玻璃板，以测量数据精准为主。
如图1所示，本装置在使用时，电弧加热器1通过电极之间击穿放电产生电弧，对进入加热器的空气等介质进行加热，经高温气流喷管2膨胀加速后在喷管出口形成超声速高温热气流，试验结构件4安装在振动台3的支架上，正对高温气流喷管2的出口位置，计算机7控制振动台3使用随机波作为激励信号对试验结构件4进行振动激励，则试验结构件4处于飞行器高速飞行下的模拟状态，根据观察窗上的密封玻璃的各项相关参数，先对扫描式激光测振仪和红外高温计进行适当的参数修正，消除密封玻璃作为介质对测量结果的负面影响(当然也可以在测量完成后，对测量数据做出修正)，扫描式激光测振仪 5的镜头发出的激光穿过高温流场，经试验结构件3表面反射后被镜头接收，经过扫描式激光测振仪5解码计算后在计算机7上得到试验结构件3的固有频率和振型等模态信息，当然，也可设置多台扫描式激光测振仪5同时使用，使试验数据更精准，试验结构件3表面的温度信号通过红外高温计6进行采集并实时传输到计算机7，作为试验数据。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案。
Claims (9)
1.一种气动热模态试验装置，其特征在于，包括：
试验舱，用于形成工作空间；
振动装置，位于试验舱内，用于通过模型支架放置试验结构件；
电弧加热器，设置在所述振动装置的一侧，其上具有高温气流喷管，用于对气体进行加热并向所述试验结构件喷射高温气体；
真空设备，位于所述试验结构件的一侧，用于抽取电弧加热器喷出的高温气流，提供电弧加热器的工作环境；
扫描式激光测振仪，位于所述试验结构件的一侧，用于获取所述试验结构件的固有频率或模态振型；
红外高温计，位于所述试验结构件的一侧，用于检测所述试验结构件的温度。
2.根据权利要求1所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，所述试验结构件位于所述高温气流喷管与所述真空设备之间。
3.根据权利要求1所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，还包括计算机，所述计算机分别与所述振动装置、所述扫描式激光测振仪和所述红外高温计连接。
4.根据权利要求1所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，所述高温气流喷管固定在所述电弧加热器的一端，所述试验结构件位于所述高温气流喷管的出口位置。
5.根据权利要求1所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，所述振动装置为振动台，所述振动台上设有用于固定所述试验结构件的模型支架。
6.根据权利要求1所述的一种气动热模态试验装置，所述扫描式激光测振仪用于采集所述试验结构件的表面振动信号，所述红外高温计用于采集所述试验结构件的表面温度信号。
7.根据权利要求5所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，所述试验舱的舱壁上开设有通道口，所述高温气流喷管穿过所述通道口，所述高温气流喷管的喷嘴位于所述试验舱内。
8.根据权利要求7所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，所述试验舱为密封试验舱，所述试验舱的舱壁上开设有真空设备连接口，所述真空设备连接口与所述真空设备连接。
9.根据权利要求8所述的一种气动热模态试验装置，其特征在于，所述试验舱的舱壁上开设有观察窗，所述观察窗上密封安装有玻璃板。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20140083207A (ko) * | 2012-12-26 | 2014-07-04 | 한국기계연구원 | 레이저를 이용한 초고온 열충격 및 산화시험장치 |
| RU2544686C1 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ доводки опытного газотурбинного двигателя |
| RU2551249C1 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-05-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ доводки опытного турбореактивного двигателя |
| US20200217749A1 (en) * | 2018-07-18 | 2020-07-09 | Dalian University Of Technology | Parmeter similarity method for test simulation conditions of aerodynamic heating environment |
| CN111792061A (zh) * | 2020-06-30 | 2020-10-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置及方法 |
| CN213769016U (zh) * | 2020-12-02 | 2021-07-23 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种气动热模态试验装置 |
-
2020
- 2020-12-02 CN CN202011387272.3A patent/CN113044242A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20140083207A (ko) * | 2012-12-26 | 2014-07-04 | 한국기계연구원 | 레이저를 이용한 초고온 열충격 및 산화시험장치 |
| RU2544686C1 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ доводки опытного газотурбинного двигателя |
| RU2551249C1 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-05-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Способ доводки опытного турбореактивного двигателя |
| US20200217749A1 (en) * | 2018-07-18 | 2020-07-09 | Dalian University Of Technology | Parmeter similarity method for test simulation conditions of aerodynamic heating environment |
| CN111792061A (zh) * | 2020-06-30 | 2020-10-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置及方法 |
| CN213769016U (zh) * | 2020-12-02 | 2021-07-23 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种气动热模态试验装置 |
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