[发明专利]一种热载联合试验装置

说明书

本发明公开了一种热载联合试验装置。所述热载联合试验装置包括承力墙、线性模组、导流罩、隔热板、辐射加热系统、加载系统、第一温度传感器、第二温度传感器、温度控制系统；其中，所述辐射加热系统设置在所述线性模组上，所述辐射加热系统用于为所述试验件加热；所述温度控制系统与所述试验件连接，用于控制所述试验件边界区域的温度；所述线性模组能够相对所述承力墙运动，从而改变辐射加热系统与试验件加温区域的垂直方向距离。本申请的热载联合试验装置通过线性模组的运动从而能够根据需要改变试验件表面温度场分布，提高了辐射加热系统的加热能力，提高了整个试验的效率。

技术领域

本发明涉及飞行器热载联合试验技术领域，特别是涉及一种热载联合试验装置。

背景技术

现今飞行器的飞行速度越来越高，而飞行器在飞行过程中会受到气动载荷、增压载荷、以及严重的气动加热联合作用，气动加热导致飞行器结构强度和刚度降低，影响飞行器的承载能力，因而在飞行器设计和定型过程中，需要开展飞行器结构件的热载联合试验。

在热载联合试验中，既需要对试验件施加热载荷，还需要同时对试验件施加力载荷，并且试验件的边界条件还要与设计要求一致。这就对热载联合试验的装置提出了较高的技术要求，一般可采用石英灯管辐射加热满足热载荷的要求，但随着试验要求的温度越来越高，甚至高达1000℃，在电力资源有限的情况下或多型号试验同时进行时，往往会出现难以实现极限温度的情况。

此外，试验温度的提高会严重影响试验设备的运行，甚至损坏试验设备和仪器；然而，最关键的是，热载联合试验不同于高温隔热试验(高温隔热试验中，一般是整个试验件进行温度加载)，试验不仅考察力载荷引起的形变，还关注热应力引起的形变，因而试验件不仅要满足力载荷边界条件，还要满足温度边界条件，并且一般为常温～100℃范围，这就对试验提出了更高的要求，因为试验边界区域不仅受灯管辐射加热影响，还受到试验件自身热传导的影响，必须采用冷却方法处理，以往的处理方法是对试验件边界处的夹具进行水冷，但是这样会带来两个问题：一是随着试验温度的提高，温度加载速率的提高，采用水冷的方法仅对夹具附近的试验件边界有效果，但难以满足整个边界区域的温度要求，并且水冷的方式在试验控制上也较难精确控制温度；另一方面，试验温度的提高可能会造成夹具内的冷却水汽化，使冷却腔内的气压增大，造成试验安全事故。

此外，为了实现试验件表面温度场均匀性以及极值温度的加载要求，还需要通过多次的调试试验对加热器的高度进行手动调整，不仅费时费力，而且难以做到精确调节。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种热载联合试验装置来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种热载联合试验装置，用于对试验件进行热载联合试验，所述试验件包括试验件边界区域以及试验件加温区域，所述热载联合试验装置包括承力墙、线性模组、导流罩、隔热板、辐射加热系统、加载系统、第一温度传感器、第二温度传感器、温度控制系统；其中，

所述线性模组安装在所述承力墙的一侧上；所述导流罩安装在所述承力墙的安装有线性模组的一侧上；

所述试验件的试验件边界区域设置在所述导流罩内；

所述辐射加热系统设置在所述线性模组上；

所述第二温度传感器安装在所述试验件边界区域上；

所述第一温度传感器安装在所述试验件加温区域上；

所述试验件加温区域的远离所述试验件边界区域的一端与加载系统连接；

所述隔热板设置在所述辐射加热系统中的石英灯管周侧；

所述辐射加热系统设置在所述线性模组上，所述辐射加热系统用于为所述试验件加热；