| 主权项 |
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。 |
