一种轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置

本发明涉及飞行器试验模拟，特别是一种轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置。

背景技术：

1、近年来，先进材料和结构优化促进了高超声速飞行技术的发展，高超声速飞行器飞行热环境和再入大气层的气动热环境带来了严重的气动热载荷问题，如气动力、气动热和强噪声等。结构热试验作为研究、检验高超声速飞行器结构强度（热强度、热刚度和热防护性能）的重要地面模拟试验之一。

2、现有声、振、热综合环境的模拟，存在单一变量的控制设计，没有进行综合时序模拟控制，且高超声速飞行器所面临的气动热问题是瞬态过程。现有设计的地面模拟试验进程缓慢，无法满足环境预示结果的大热流和高温度情况精确模拟，也无法达到结构热试验设计的时序性、全尺寸、一体化和瞬态性的要求，因此需要研制声、振、热综合模拟结构热试验装置。

技术实现思路

1、鉴于上述现有技术中存在的问题，提出了本发明。

2、因此，本发明所要解决的问题在于现有飞行器模拟试验装置无法达到结构热试验设计的时序性、全尺寸、一体化和瞬态性的要求。

3、为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其包括，框架；声测试单元，用于飞行器的声场模拟，其包括扬声器、功放以及声级计；热测试单元，用于飞行器的热环境模拟，其包括第一热模块和第二热模块；振动测试单元，用于飞行器的振动模拟，其包括激振器、功率放大器、加速度传感器、数据采集卡以及试件连接件。

4、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：所述框架从上往下依次安装有所述声测试单元、所述热测试单元以及所述振动测试单元，且在所述框架的侧边还安装有配电柜。

5、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：所述扬声器设置于所述框架的顶端，且在所述扬声器的底部还设置有加强挡板，所述加强挡板为环状。

6、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：所述第一热模块包括与所述框架固定连接的第一上固定板和第一下固定板，以及设置于所述第一上固定板和所述第一下固定板之间的第一石英灯。

7、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：在所述第一上固定板和所述第一下固定板的中心处分别设置有第一圆孔，在所述第一圆孔周围还分别设置有三层数量相同的第一安装孔，所述第一安装孔以环状排列，所述第一石英灯的两端分别固定在所述第一安装孔内。

8、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：所述第二热模块包括与所述框架固定连接的第二上固定板和第二下固定板，以及设置于所述第二上固定板和第二下固定板之间的第二石英灯。

9、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：在所述第二上固定板和所述第二下固定板的中心处分别设置有第二圆孔，在所述第二圆孔周围还分别设置有四层数量相同的第二安装孔，所述第二安装孔以环状排列，所述第二石英灯的两端分别固定在所述第二安装孔内。

10、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：所述试件连接件包括设置于所述激振器顶杆顶部的连接套筒，所述连接套筒的两端分别与所述激振器顶杆以及试件螺纹连接。

11、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：在所述连接套筒的位置还设置有连接孔，所述连接孔的轴线与所述连接套筒的轴线垂直。

12、作为本发明所述轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置的一种优选方案，其中：在所述连接孔内还设置有折弯件，所述折弯件的一端与所述连接套筒螺纹连接，另一端安装有所述加速度传感器。

13、本发明有益效果为：本发明利用直接声场技术，实现150db声压级±15°声场辐射角控制，避免在双层环状均分的石英灯灯组腔体内，使用点声源和球面波，导致系统功率过大和声音激励高等试验安全性问题。通过电磁激励力，实现无温度漂移z轴5g振动加速度的精确控制。满足结构热试验设计的时序性、全尺寸、一体化和瞬态性的要求。

技术特征：

1.一种轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：包括，

2.如权利要求1所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：所述框架（100）从上往下依次安装有所述声测试单元（200）、所述热测试单元（300）以及所述振动测试单元（400），且在所述框架（100）的侧边还安装有配电柜（500）。

3.如权利要求1或2所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：所述扬声器（201）设置于所述框架（100）的顶端，且在所述扬声器（201）的底部还设置有加强挡板（201a），所述加强挡板（201a）为环状。

4.如权利要求3所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：所述第一热模块（301）包括与所述框架（100）固定连接的第一上固定板（301a）和第一下固定板（301b），以及设置于所述第一上固定板（301a）和所述第一下固定板（301b）之间的第一石英灯（301c）。

5.如权利要求4所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：在所述第一上固定板（301a）和所述第一下固定板（301b）的中心处分别设置有第一圆孔（301d），在所述第一圆孔（301d）周围还分别设置有三层数量相同的第一安装孔（301e），所述第一安装孔（301e）以环状排列，所述第一石英灯（301c）的两端分别固定在所述第一安装孔（301e）内。

6.如权利要求1、2、4或5任一项所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：所述第二热模块（302）包括与所述框架（100）固定连接的第二上固定板（302a）和第二下固定板（302b），以及设置于所述第二上固定板（302a）和第二下固定板（302b）之间的第二石英灯（302c）。

7.如权利要求6所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：在所述第二上固定板（302a）和所述第二下固定板（302b）的中心处分别设置有第二圆孔（302d），在所述第二圆孔（302d）周围还分别设置有四层数量相同的第二安装孔（302e），所述第二安装孔（302e）以环状排列，所述第二石英灯（302c）的两端分别固定在所述第二安装孔（302e）内。

8.如权利要求7所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：所述试件连接件（406）包括设置于所述激振器（401）顶杆顶部的连接套筒（406a），所述连接套筒（406a）的两端分别与所述激振器（401）顶杆以及试件（600）螺纹连接。

9.如权利要求8所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：在所述连接套筒（406a）的位置还设置有连接孔（406a-1），所述连接孔（406a-1）的轴线与所述连接套筒（406a）的轴线垂直。

10.如权利要求9所述的轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，其特征在于：在所述连接孔（406a-1）内还设置有折弯件（406b），所述折弯件（406b）的一端与所述连接套筒（406a）螺纹连接，另一端安装有所述加速度传感器（403）。

技术总结
本发明公开了一种轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置，涉及飞行器试验模拟领域，轴对称旋成体类空基高超声速导弹天地一致性装置包括框架；声测试单元，用于飞行器的声场模拟，其包括扬声器、功放以及声级计；热测试单元，用于飞行器的热环境模拟，其包括第一热模块和第二热模块；振动测试单元，用于飞行器的振动模拟，其包括激振器、功率放大器、加速度传感器、恒流适配器、数据采集卡以及试件连接件。本发明避免在双层环状均分的石英灯灯组腔体内，使用点声源和球面波，导致系统功率过大和声音激励高等试验安全性问题。实现了无温度漂移Z轴5g振动加速度的精确控制。满足结构热试验设计的时序性、全尺寸、一体化和瞬态性的要求。

技术研发人员：吕筱东,张广明,陆超,周小熊,史志寒
受保护的技术使用者：南京工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/5/16