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专利名称：高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置。特别是在模拟导弹高超声速飞行热环境时，能够在导弹平面结构上产生高达1000°c以上的高温热环境，同时施加分布载荷。为研制闻超声速导弹和闻速航空航天飞行器提供一种有效的闻温-分布载荷联合试验手段。
背景技术：
由于导弹等飞行器的设计飞行速度越来越快，飞行器表面由气动加热产生的温度也越来越高。在极端恶劣的高温热环境条件下，高速飞行器材料和结构的热强度问题成为事关研制成败的关键问题。这是因为高速飞行时严重的气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部 件的气动外形并影响飞行器结构的安全性能。为保证高速飞行器的安全，确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏，须对高超声速飞行器材料和结构进行静、动态的气动模拟试验与热强度试验。模拟飞行材料和结构在高速飞行时的真实受热状况，分析试验过程中飞行器各部分的热应力、热变形、结构膨胀量等高温力学性能参数的变化对飞行器结构强度的影响。通过热环境模拟试验的方法，来观察分析在热环境和力学环境复合作用下材料的力学性能及结构的受力状况，从而进一步研究分析结构在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性，该项工作对于导弹飞行器的热防护与安全设计具有非常重要的实际意义。高速导弹飞行器的弹翼、舵面等部件一般为平面结构，飞行时受到的气动载荷是面分布载荷。在常温下可以利用橡胶水囊加压模拟分布载荷，但是由于橡胶水囊的耐温有限，在高温下会引起橡胶体破裂造，成液体泄露，因此，在数百度甚至上千度的高温环境下模拟分布载荷是一个难题。目前由于高超声速巡航导弹的设计飞行速度已达到6-10马赫数，甚至有更快的发展趋势，这使得飞行器表面的温度越来越高。导弹设计部门迫切希望能够发明一种超过IOOO0C的平面结构高温-分布载荷联合试验方法，为高速导弹的安全飞行提供有效的试验设计依据。

发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，该装置能够使在超过1000°c的高温热环境下，对高速导弹平面结构的热分布载荷进行试验模拟。本发明的技术解决方案是高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，包括陶瓷基座、平面高温发热体、高速导弹平面试验件、耐高温绝缘薄层、测温热电偶、计算机、水囊加载器、柔性隔热材料、钢制加力平板、液压做动器、加载联杆、力传感器；在所述陶瓷基座上安放金属平面高温发热片，将高速导弹平面试验件压在平面高温发热体上，平面高温发热体的上下均铺有耐高温绝缘薄层，测温热电偶放置在高速导弹平面试验件下侧面，测温热电偶与计算机相连接，测量并通过计算机控制高速导弹平面试验件下侧面的温度，水囊加载器压在高速导弹平面试验件上，在高速导弹平面试验件和水囊加载器之间安放有柔性隔热材料，水囊加载器的上部有一块钢制加力平板，液压做动器通过加载联杆和钢制加力平板给水囊加载器施加压力，通过水囊加载器和柔性隔热材料对高速导弹平面试验件施加均匀的分布载荷，液压做动器下方安装有力传感器，通过计算机测量和控制施加在高速导弹平面试验件上的压力的大小。所述平面高温发热体由铁、铬或铝金属薄片(金属薄片的厚度大约I. 5-2mm)通过电火花加工成图2所示的平面廻曲形状，通电后可产生1000°C以上的高温，给高速导弹平面试验件的下表面加热。所述耐高温绝缘薄层采用可耐1400°C高温的柔性石英纤维布，其厚度为2mm。可使导电的平面高温发热体与测温热电偶形成强、弱电之间的隔离，保护测温热电偶的弱电信号和计算机的安全。所述水囊加载器由可耐450°C高温的氟化橡胶制成，内部充有纯净水，水囊加载器受到向下的力载荷时，可形成与物体随形的均匀分布力载荷。所述柔性隔热材料为可耐1400°C柔性陶瓷纤维，用以降低高速导弹平面试验件向上的热传导速度。所述水囊加载器的四个边界安装有陶瓷框架，用以限制水囊加载器向水平方向的扩张。本发明的原理随着导弹等航空航天飞行器的设计飞行速度越来越快，飞行器表面由气动加热产生的温度也越来越高。为了模拟高速导弹飞行器平面结构的高温-分布载荷，设计了平面高温发热体生成上千度的热环境，平面高温发热体能够和高速导弹平面试验件紧密接触，同时将水囊加载器与热源之间进行柔性热隔离，以实现在大于1000°c的高温热环境下，对高速导弹平面结构施加均匀的高温分布载荷，为高速导弹的安全设计提供更加接近实际受力状态的高温试验手段。本发明与现有技术相比的有益效果是(I)现有技术在进行导弹飞行器平面结构分布载荷强度试验时，采用水囊加载器给物体施加随形的均匀分布力载荷。但是，在上千度的极端高温环境下，由橡胶制成的柔性水囊加载器会因高温损坏，引起液体泄漏，造成试验失败。本发明在进行上千度的高温热试验时，采用柔性隔热材料放置在高速导弹平面试验件与水囊加载器之间，减低热传递的速度，保证水囊加载器能够在安全温度下工作。(2)水囊加载器使用可耐450°C高温的氟化橡胶制成，提高了水囊加载器在高温下的安全可靠性。(3)平面高温发热体由铁铬铝金属薄片通过电火花雕刻成图2所示的平面形状，通电后可产生1000°c以上的高温，给高速导弹平面试验件的下表面加热。(4)金属平面高温发热体的上下两侧，均铺有可工作在1400°C高温环境下的柔性耐高温绝缘薄层，对导电的金属平面高温发热体与测温热电偶形成强、弱电之间的隔离，保护了测温热电偶的弱电信号和计算机的安全性。(5)本发明装置结构简洁，使用方便，为高速导弹的高温热强度�：擞氚踩�设计提、供了有效的试验手段。具有重要的军事工程应用价值。


图I为本发明的结构正视示意图；图2为本发明的平面高温发热体示意图。
具体实施例方式
如图I和图2所示，本发明由陶瓷基座I、平面高温发热体2、高速导弹平面试验件 3、耐高温绝缘薄层4、测温热电偶5、计算机6、水囊加载器7、柔性隔热材料8、钢制加力平板9、液压做动器10、加载联杆11、陶瓷框架12、力传感器13组成。陶瓷基座I上安放有平面高温发热片2，高速导弹平面试验件3压在平面高温发热体2上，平面高温发热体2的上、下面均铺有耐高温绝缘薄层4，测温热电偶5放置在高速导弹平面试验件3下侧面，测温热电偶5与计算机6相连接，测量并通过计算机6控制高速导弹平面试验件3下侧面的温度，水囊加载器7压在高速导弹平面试验件3上，在高速导弹平面试验件3和水囊加载器7之间安放有柔性隔热材料8，水囊加载器7的上部有一块钢制加力平板9，液压做动器10通过加载联杆11和钢制加力平板9给水囊加载器7施加压力，通过水囊加载器7和柔性隔热材料8对高速导弹平面试验件3施加均匀的分布载荷，水囊加载器7的四个边界安装有陶瓷框架12，液压做动器10下方安装有力传感器13，通过计算机6测量和控制施加在高速导弹平面试验件3上的压力的大小。本发明中平面高温发热体2由铁、铬或铝金属薄片通过电火花加工成图2所示的平面形状，通电后可产生1000°c以上的高温，给高速导弹平面试验件3的下表面加热。平面高温发热体2的厚度为I. 5-2mm。本发明中耐高温绝缘薄层4采用可耐1400°C高温的柔性石英纤维布，其厚度为2mm。可使导电的平面高温发热体2与测温热电偶5形成电隔离，保证测温热电偶5的弱电信号和计算机6的安全。本发明中水囊加载器7由可耐450°C高温的氟化橡胶制成，内部充有纯净水，水囊加载器7受到向下的力载荷时，可形成与物体随形的均匀分布力载荷。本发明中柔性隔热材料8为可耐1400°C柔性陶瓷纤维，用以降低高速导弹平面试验件3向上的热传导速度。本发明中水囊加载器7的四个边界安装有陶瓷框架12，用以限制水囊加载器7向水平方向的扩张。本发明克服了以往在1000°C高温下只能采取多点集中力加载的近似试验方法的缺点，可实现在大于1000°C的高温热环境下，对高速导弹平面结构的施加均匀的高温分布载荷来进行平面构件的热-力联合试验，为高速导弹的安全设计提供更加接近导弹实际受力状态的高温载荷试验手段。该项技术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。
权利要求
1.高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于包括由陶瓷基座(I)、平面高温发热体(2)、高速导弹平面试验件(3)、耐高温绝缘薄层(4)、测温热电偶(5)、计算机(6)、水囊加载器(7)、柔性隔热材料(8)、钢制加力平板(9)、液压做动器(10)、加载联杆(11)、力传感器(13);所述陶瓷基座(I)上安放有平面高温发热体(2)，高速导弹平面试验件(3)压在平面高温发热体(2)上，平面高温发热体(2)的上、下面均铺有耐高温绝缘薄层(4)，测温热电偶(5)放置在高速导弹平面试验件(3)下侧面，测温热电偶(5)与计算机(6)相连接，测量并通过计算机(6)控制高速导弹平面试验件(3)下侧面的温度，水囊加载器(7 )压在高速导弹平面试验件(3 )上，在高速导弹平面试验件(3 )和水囊加载器(7)之间安放有柔性隔热材料(8)，水囊加载器(7)的上部有一块钢制加力平板(9)，液压做动器(10 )通过加载联杆(11)和钢制加力平板(9 )给水囊加载器(7 )施加压力，通过水囊加载器(7)和柔性隔热材料(8)对高速导弹平面试验件(3)施加均匀的分布载荷，液压做动器(10)下方安装有力传感器(13)，力传感器(13)与计算机(6)相连接，通过计算机(6)测量和控制施加在高速导弹平面试验件(3 )上的压力的大小。
2.根据权利要求I所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述平面高温发热体(2)由金属薄片通过电火花加工成平面廻曲形状。
3.根据权利要求I所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述耐高温绝缘薄层(4)耐1400°C高温的柔性石英纤维布。
4.根据权利要求I所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述水囊加载器(7)由耐450°C高温的氟化橡胶制成，内部充有纯净水。
5.根据权利要求I所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述柔性隔热材料(8)为耐1400°C柔性陶瓷纤维。
6.根据权利要求I所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述水囊加载器(7)的四个边界安装有陶瓷框架(12)，用以限制水囊加载器(7)向水平方向的扩张。
7.根据权利要求I所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述平面高温发热体(2)的厚度为I. 5-2mm。
8.根据权利要求2所述的高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，其特征在于所述金属薄片为铁、铬或铝。
全文摘要
高速导弹飞行器平面结构高温-分布载荷热强度试验装置，包括平面高温发热体、高速导弹平面试验件、耐高温绝缘薄层、测温热电偶、计算机、水囊加载器、柔性隔热材料、钢制加力平板、液压做动器、加载联杆、陶瓷框架、力传感器，平面高温发热体生成上千度的热环境，将可产生分布载荷的水囊加载器与热源之间进行柔性热隔离。本发明可实现在大于1000℃的热环境下，对高速导弹平面结构施加均匀的高温分布载荷,为高速导弹结构的安全设计提供更加接近实际受力状态的高温载荷试验手段，本装置具有重要的军事工程应用价值。
文档编号G01N3/18GK102721612SQ201210228870
公开日2012年10月10日 申请日期2012年7月3日 优先权日2012年7月3日
发明者刘华, 吴大方, 潘兵, 王岳武, 赵寿根 申请人:北京航空航天大学