【技术实现步骤摘要】
空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统及其方法
[0001]本专利技术涉及飞机测试
，具体涉及空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统及其方法。
技术介绍
[0002]飞机高温热强度试验是飞机结构试验的关键步骤，飞机高温热强度试验能够观察和研究飞机结构或构件在热环境中的力学性态和抵抗破坏的能力，试验过程中需要在地面模拟与实际飞行过程等效的热载荷环境，除了在热环境中进行静力、动力、疲劳试验外，还要研究结构传热特性的传热试验、防热隔热试验、烧蚀的地面模拟试验、蠕变试验等，按照对热环境模拟方式的区别，加热方式分为对流式和非对流式加热方式两种。
[0003]现有技术中，在进行飞机高温热强度试验时，普遍采用顶托式静载载荷加载方式，加载杆端部接头普遍采用合金钢或304不锈钢，接头外面包裹一层高硅氧纤维布。
[0004]然而，在飞机高温热强度试验过程中，由于合金钢或304不锈钢材质的接头会遮挡试验件的辐射加热，所以在试验结束后，试验件表面会产生明显的未加热区域，严重影响了飞机高温热强度试验的精度。
专利...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统，其特征在于，包括支架（1）、活动卡接在所述支架（1）上的作动器（2）和螺纹连接在所述作动器（2）上的静载加载组件（3）；所述支架（1）包括底座（10）、数个活动卡接在所述底座（10）上的支撑杆（11）和设置在底座（10）上方且分别与各个所述支撑杆（11）上端部固定连接的限位盘（12）；底座（10）上水平设置有调节槽（100），所述调节槽（100）内部转动卡接有调节丝杠（101），底座（10）上端面设置有为所述调节丝杠（101）提供动力的微型电机（102）；所述限位盘（12）上设置有条形通槽（120）；所述作动器（2）底端滑动卡接有补偿套（20），所述补偿套（20）底端活动铰接有螺纹移动座（21），作动器（2）通过所述螺纹移动座（21）与调节丝杠（101）螺纹连接，作动器（2）顶端贯穿所述条形通槽（120）且设置有螺纹孔（22），作动器（2）的侧壁上设置有与条形通槽（120）的内壁转动卡接的旋转轴（23）；所述静载加载组件（3）包括加载杆（30）、石英玻璃底板（31）和连接螺杆（32），所述加载杆（30）一端设置有与螺纹孔（22）螺纹连接的外螺纹接头（300），另一端设置有内螺纹沉孔（301）；所述石英玻璃底板（31）中心位置贯穿设置有贯穿孔（310），石英玻璃底板（31）的上端面和下底面分别设置有与所述贯穿孔（310）导通的隐藏沉孔（311）和卡位孔（312），石英玻璃底板（31）通过所述卡位孔（312）与加载杆（30）上设置有内螺纹沉孔（301）的一端活动卡接；所述连接螺杆（32）插入贯穿孔（310）后与内螺纹沉孔（301）螺纹连接，且连接螺杆（32）顶端位于所述隐藏沉孔（311）内部。2.根据权利要求1所述的空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统，其特征在于，所述底座（10）上端面转动卡接有旋转盘（13），所述调节丝杠（101）和微型电机（102）均设置在所述旋转盘（13）上，底座（10）上端面且位于所述旋转盘（13）外侧设置有环形卡槽（14），各个所述支撑杆（11）底端均转动卡接有与所述环形卡槽（14）活动卡接的旋转滚轮（110）。3.根据权利要求1所述的空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统，其特征在于，所述加载杆（30）包括高温段（33）和与所述高温段（33）固定连接的散热段（34），所述散热段（34）包括两个连接圆盘（340）和数个均匀分布在两个所述连接圆盘（340）之间的散热导杆（341），所述外螺纹接头（300）设置在远离高温段（33）的连接圆盘（340）底端，所述内螺纹沉孔（301）设置在高温段（33）顶端。4.根据权利要求1所述的空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统，其特征在于，所述石英玻璃底板（31）下底面且位于卡位孔（312）外侧设置有限位套（35），所述限位套（35）下端均匀分布有数个限位槽（350），所述加载杆（30）的外壁上设置有数个与所述限位槽（350）活动卡接的限位柱（351）。5.根据权利要求3所述的空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统，其特征在于，所述外螺纹接头（300）外部固定套设有连接盘（36），所述连接盘（36）下...
【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，张赐宝，秦强，丛琳华，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
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