飞行器受热结构热模态试验激振系统及其激振方法
【专利摘要】本发明属于飞行器热模态试验【技术领域】，具体涉及一种飞行器受热结构热模态试验激振系统及其试验方法，该系统的耐高温激振装置的一端通过金属编制绳悬吊在承力横梁上，耐高温激振装置的另一端与试验件的底部一侧连接，试验件的顶部通过悬挂装置悬吊在承力横梁上，试验件两侧设有石英灯加热器；该试验如下：模拟自由-自由边界条件；将激振装置吊挂在横梁上，并将激振装置与试验件连接；在力传感器上安装热电偶，在激振器中输入激振；对试验件进行持续加热，在加热过程中激振器进行连续激振，完成热模态试验。该试验系统及其试验方法在热模态试验中能够实现对温度高达1200℃的试验件进行长时间持续稳定激振，并且试验件边界条件不受限制。
【专利说明】飞行器受热结构热模态试验激振系统及其激振方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞行器热模态试验【技术领域】，具体涉及一种飞行器受热结构热模态试验的激振系统及其试验方法。
【背景技术】
[0002]随着滑翔导弹技术的不断发展，飞行器飞行的马赫数越来越高，其关键结构的温度在气动热作用下升高幅度很大，为了研究受热结构在高温下的动力学特性，必须进行受热结构在高温环境下的热模态试验，而在热模态试验中需要解决的一个难题是对高温下的试验件进行激振并且测量激振力的大小。目前，现有的热模态试验中主要有两种方式进行激振，一种是采用力锤瞬态激振的方式，另一种是将试验件放在振动台上，试验件跟随振动台一起振动。上述两种方式都存在较大的弊端，采用力锤激振的方法对试验件施加的是瞬态激励，不能达到连续激振的效果，不能获得试验件随温度变化的时变模态参数，并且该方法只适用于温度超过400°C的热模态试验，当温度较高时无法靠近进行力锤激振。振动台激振方式采用防热措施后可以经受较高的温度，但是该方法不能给试验件提供自由-自由边界，然而在模态试验中自由-自由边界条件往往是必须要模拟的。因此现有的热模态试验激振方法存在明显不足，不能有效完成热模态试验中对试验件的激振。
【发明内容】
[0003]针对现有技术中飞行器不耐高温、不能持续激振和试验件边界条件受限等困难的缺点，本发明提供了一种飞行器受热结构热模态试验激振系统及其试验方法，该试验激振系统及其试验方法克服了飞行器不耐高温、不能持续激振和试验件边界条件受限等困难，在飞行器热模态试验中能够实现对温度高达1200°C的试验件进行长时间持续稳定激振，并且试验件边界条件不受限制。
[0004]实现本发明目的的技术方案:一种飞行器受热结构热模态试验激振系统，该系统包括耐高温激振装置、金属编制绳、试验件、承力横梁、耐高温悬挂装置、石英灯加热器，耐高温激振装置的一端通过金属编制绳悬吊在承力横梁上，耐高温激振装置的另一端与试验件的底部一侧连接，试验件的顶部通过悬挂装置悬吊在承力横梁上，试验件的两侧设有石英灯加热器。
[0005]所述的金属编制绳与激振装置之间设有调节拉杆。
[0006]所述的激振装置由激振器、激振杆、激振杆与力传感器连接件、力传感器、力传感器与陶瓷杆连接件、耐热陶瓷过渡传力杆、陶瓷杆与试验件连接件依次连接组成，电磁式激振器的顶部与金属编制绳底部连接，陶瓷杆与试验件连接件的尾端与试验件连接。
[0007]所述的电磁式激振器的顶部与金属编制绳之间设有调节拉杆。
[0008]一种飞行器受热结构热模态试验方法，该试验方法的具体步骤如下:
[0009]( I)模拟自由-自由边界条件
[0010]利用悬挂装置将试验件自由悬吊在横梁上，模拟自由-自由边界条件；[0011](2)将激振装置吊挂在横梁上，并将激振装置与试验件连接；
[0012](3)在力传感器上安装热电偶，然后在激振器中输入激振；
[0013](4)利用石英灯加热器对试验件进行持续加热，在加热过程中激振装置的激振器进行连续激振，完成热模态试验。
[0014]所述的步骤(2)的具体步骤如下:
[0015](2.1)将激振装置的激振器的顶部吊挂在横梁上；
[0016](2.2)将激振装置的陶瓷杆与试验件连接件与试验件的激振孔连接。
[0017]本发明的有益技术效果在于:本发明的热模态试验激振系统将电磁式激振器、激振杆、力传感器、耐热陶瓷过渡传力杆和3个连接部件按照一定的次序通过螺纹连接在一起。螺纹连接方式给激振装置的力传递路径提供足够的刚度，耐热陶瓷过渡传力杆是本发明的关键部件，具有刚度大、传热率低、耐热性能好的特点，既准确传递了激振器对试验件的激振力，又能将激振器和力传感器隔离在热源之外，克服了高温环境带来的影响，可以实现激振器和力传感器在常温状态下的所有功能，因此使用该系统能够实现在热模态试验中对试验件持续稳定的激振，在试验件高达1200 V的温度时激振器和力传感器可以正常工作，并且对试验件的边界条件没有限制。本发明的系统采用隔热的方式克服高温的影响，利用激振器给试验件提供持续稳定的激振，并且激振装置自身处于悬挂状态，在与试验件连接后试验件的边界条件也不受限制，可以实现自由-自由和固支等多种边界条件。本发明的热模态试验系统能够有效的完成热模态试验，获得受热结构随温度变化的模态参数及其变化规律，为受热结构在气动热作用下的载荷设计提供依据。本发明的热模态试验激振系统利用高纯度陶瓷刚度大、传热率低和耐热性能好的特点，将其连接在试验件和激振器(含力传感器)之间，既实现激振力的有效传递，又可以使力传感器和激振器远离热源免受高温影响。
【专利附图】
【附图说明】
[0018]图1为本发明所提供的一种飞行器受热结构热模态试验耐高温激振装置的系统组成示意图；
[0019]图2为本发明所提供的一种飞行器受热结构热模态试验激振系统的结构示意图；
[0020]图3为本发明所提供的一种飞行器受热结构热模态试验的实验过程中试验件的温度变化曲线；
[0021]图4为本发明所提供的一种飞行器受热结构热模态试验的实验过程中激振装置对试验件的激振力曲线。
[0022]图中:1为电磁式激振器，2为激振杆，3为激振杆与力传感器连接件，4为力传感器，5为力传感器与陶瓷杆连接件，6为耐热陶瓷过渡传力杆，7为陶瓷杆与试验件连接件；8为柔性的金属编制绳，9为试验件，10为承力横梁，11.耐高温悬挂装置，12为调节拉杆，13为石英灯加热器。
【具体实施方式】
[0023]下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
[0024]如图1所示，本发明所提供的一种飞行器受热结构热模态试验的耐高温激振装置，该装置由电磁式激振器1、激振杆2、激振杆与力传感器连接件3、力传感器4、力传感器与陶瓷杆连接件5、耐热陶瓷过渡传力杆6、陶瓷杆与试验件连接件7依次连接组成。
[0025]电磁式激振器I与激振杆2通过螺纹固定连接，激振杆与力传感器连接件3通过螺纹将激振杆2和力传感器4连接，力传感器与陶瓷杆连接件5通过螺纹将力传感器4和耐热陶瓷过渡传力杆6连接，陶瓷杆与试验件连接件7通过螺纹将耐热陶瓷过渡传力杆6与试验件连接。
[0026]电磁式激振器I输出激振力，激振杆2将激振力向外传递，激振力通过激振杆与力传感器连接件3传递到力传感器4，力传感器4用于测量激振力，激振力在通过力传感器与陶瓷杆连接件5传递到耐热陶瓷过渡传力杆6上，耐热陶瓷过渡传力杆6根据试验温度条件选择合适长度，如果温度低于600°C，长度可以150mm以内，如果温度达到6000C -1200°C，耐热陶瓷过渡传力杆就需要控制在150mm-250mm之间，太长会影响激振力传递效果。耐热陶瓷过渡传力杆6用于隔离来自试验件及热源的热量从而降低力传感器4及激振器I的温度，陶瓷杆与试验件连接件7采用高温合金等耐热材料制造，连接耐热陶瓷过渡传力杆6和飞行器受热结构的试验件，以上连接方式均采用螺纹连接，增强激振力传递路径的刚度。
[0027]如图1和图2所示，采用本发明所提供的耐高温激振装置进行滑翔飞行器防热连接件热模态试验的具体步骤如下:
[0028]( I)模拟自由-自由边界条件
[0029]利用耐高温悬挂装置11将试验件9自由悬吊在承力横梁10上，模拟自由-自由边界条件。
[0030](2)将激振装置吊挂在承力横梁10上，并将激振装置与试验件9连接
[0031](2.1)将激振装置的电磁式激振器I的顶部吊挂在承力横梁10上
[0032]将柔性的金属编制绳8穿进电磁式激振器I上部预留的悬吊孔中，并留出一定长度。在承力横梁10上连接金属编制绳8，并在金属编制绳8的末端安装调节拉杆12，再将电磁式激振器I上的柔性金属编制绳挂8在调节拉杆12上；承力横梁10的高度要高出激振位置0.5m以上。
[0033]激振装置即竖直悬挂在承力横梁10上，陶瓷杆与试验件连接件7悬置在激振装置的末端，如图2所示。
[0034](2.2)将激振装置的陶瓷杆与试验件连接件7与滑翔飞行器防热连接件9边缘的激振孔连接，如果高度不合适，使用调节拉杆12调节激振装置的高度，使陶瓷杆与试验件连接件7与滑翔飞行器防热连接件9边缘的激振孔对齐，对齐后将连接件7插入到试验件9的激振孔中进行连接。
[0035]陶瓷杆与试验件连接件7与试验件9之间采用螺纹连接或其他刚性固定连接方式，只要保证具有较强的连接刚度和耐热性能即可。连接处具有较高的连接刚度，使得电磁式激振器I输出的激振力能够准确的传递到试验件9上。
[0036](3)在力传感器4上安装热电偶，然后在电磁式激振器I中输入激振，即启动本发明所提供的耐高温激振装置
[0037]将传感器4的信号电缆连接到采集设备，在力传感器4上安装热电偶，在加热过程中时刻监测力传感器温度。由于电磁式激振器I比力传感器4更远离热源，只监测力传感器4即可。然后在电磁式激振器I中输入激振条件，激振条件包括随机激励、正弦扫描激励等，打开电磁式激振器I的功率放大器并将增益调节至2-4档，如果试验件较大可以将增益加大档位，本发明所提供的耐高温激振装置开始激振，在试验件9温度升高过程中通过监测电磁式激振器I的激振力曲线和力传感器4温度来判断激振装置是否工作正常。
[0038](4)利用石英灯加热器13对试验件9进行持续加热至1200°C，在加热过程中激振装置的电磁式激振器I进行连续的激振，完成热模态试验。
[0039]试验件9的两侧各设有一个用石英灯加热器13。利用石英灯加热器对试验件9进行加热，在加热过程中激振装置的电磁式激振器I进行连续的激振，待试验件9温度达到12000C时保持加热温度恒定持续2分钟后停止加热，待试验件9温度降至200°C左右时关闭激振装置的电磁式激振器I，停止激振。
[0040]实验结果:附图3是试验件9温度变化曲线，附图4是在加热过程中激振力曲线。由附图3和图4可知:试验件9温度达到了 1200°C并持续了大约2分钟，在实验加热过程中电磁式激振器I和力传感器4工作正常，耐高温激振装置成功实现对高温试验件的持续激振。
[0041]上面结合实施例对本发明的实施方法作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。本发明说明书中未作详细描述的内容均可以采用现有技术。
【权利要求】
1.一种飞行器受热结构热模态试验激振系统，其特征在于:该系统包括耐高温激振装置、金属编制绳(8)、试验件(9)、承力横梁(10)、耐高温悬挂装置(11)、石英灯加热器(13)，耐高温激振装置的一端通过金属编制绳(8)悬吊在承力横梁(10)上，耐高温激振装置的另一端与试验件(9)的底部一侧连接，试验件(9)的顶部通过悬挂装置(11)悬吊在承力横梁(10)上，试验件(9)的两侧设有石英灯加热器(13)。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器受热结构热模态试验激振系统，其特征在于:所述的金属编制绳(8)与激振装置之间设有调节拉杆(12)。
3.根据权利要求1或2所述的一种飞行器受热结构热模态试验激振系统，其特征在于:所述的激振装置由激振器(I)、激振杆(2)、激振杆与力传感器连接件(3)、力传感器(4)、力传感器与陶瓷杆连接件(5)、耐热陶瓷过渡传力杆(6)、陶瓷杆与试验件连接件(7)依次连接组成，电磁式激振器(I)的顶部与金属编制绳(8)底部连接，陶瓷杆与试验件连接件(7)的尾端与试验件(9)连接。
4.根据权利要求3所述的一种飞行器受热结构热模态试验激振系统，其特征在于:所述的电磁式激振器(I)的顶部与金属编制绳(8)之间设有调节拉杆(12)。
5.一种飞行器受热结构热模态试验方法，其特征在于:该试验方法的具体步骤如下: (1)模拟自由-自由边界条件 利用悬挂装置(11)将试验件(9 )自由悬吊在横梁(IO )上，模拟自由-自由边界条件； (2)将激振装置吊挂在横梁(10)上，并将激振装置与试验件(9)连接； (3)在力传感器(4)上安装热电偶，然后在激振器(I)中输入激振； (4)利用石英灯加热器(13)对试验件(9)进行持续加热，在加热过程中激振装置的激振器(I)进行连续激振，完成热模态试验。
6.根据权利要求5所述的一种飞行器受热结构热模态试验方法，其特征在于:所述的步骤(2)的具体步骤如下: (2.1)将激振装置的激振器(I)的顶部吊挂在横梁(10)上； (2.2)将激振装置的陶瓷杆与试验件连接件(7)与试验件(9)的激振孔连接。
【文档编号】G01M7/02GK103630313SQ201210308454
【公开日】2014年3月12日 申请日期:2012年8月27日 优先权日:2012年8月27日
【发明者】王鹏辉, 苏里, 李宝海, 谭志勇, 杨晋京 申请人:北京强度环境研究所, 中国运载火箭技术研究院