本发明专利技术公开了一种空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置及方法，该装置包括控制箱和滑动设置在控制箱上且用于夹持结构试样的夹持机构，控制箱上还设置有用于对结构试样冲击加热的升温机构、用于使结构试样降温的降温机构和用于测量结构试样温度的测温机构，控制箱上设置有供夹持机构滑移的滑轨，通过设置升温机构与降温机构配合，便于使结构试样快速升降温和呈现梯度温度分布。该方法包括步骤：一、确定梯度温度载荷目标值；二、进行梯度热冲击与热疲劳试验；三、施加升温载荷；四、施加降温载荷；五、施加梯度温度场载荷，实现了对结构试样进行长时间的梯度热冲击，便于模拟空天飞行器的真实服役情况，完成梯度热冲击与热疲劳试验。疲劳试验。疲劳试验。
【技术实现步骤摘要】
空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置及方法
[0001]本专利技术属于梯度热冲击疲劳试验
，具体涉及一种空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置及方法。
技术介绍
[0002]航空航天领域的高超声速飞行器、大型运载火箭、航空发动机等作为代表国家先进技术的高端装备，已经成为我国乃至世界各国的发展重点，在这些高端装备的使用过程中，不可避免地会面临超高温（2000℃以上）、高温升率（200℃/s
‑
300℃/s）、高温降率（100℃/s）等复杂的梯度热冲击环境，需要使用有一定抗梯度热冲击性能的耐高温结构来实现此类重大装备的安全运行，因此，耐高温结构的抗梯度热冲击疲劳性能成为事关高超声速飞行器、大型运载火箭等装备研制成败的关键问题。
[0003]空天飞行器上的耐高温结构一般由耐高温陶瓷材料制成，为了确保耐高温结构在梯度热冲击环境下能够安全使用，需要确认耐高温结构是否能够承受服役中长时高温、梯度热冲击环境以及疲劳损伤等破坏行为，因此，需要对耐高温结构开展梯度热冲击疲劳模拟试验。通过梯度热冲击疲劳模拟试验，模拟耐高温结构的真实服役工况，从而有助于进一步分析耐高温结构在真实服役时的使用寿命及安全可靠性。
[0004]目前，常用的梯度热冲击加热方式主要为燃气加热和感应线圈加热。其中，燃气加热使用氧气和丙烷等气体混合燃烧产生高温火焰直接加热试样，并在试样背面提供冷却气体来增加试样的热梯度，但高温火焰温度难以精确控制，容易带来试样表面加热不均匀的问题，而且处理试验产生的尾气十分复杂，燃烧气体的泄露或不充分燃烧会给设备运行带来一系列安全隐患；感应加热通过线圈感应加热试样的表层区域，但该方式仅适用于导电试样，无法适用于陶瓷材料，应用范围小。因此，亟须开发一种适用于空天飞行器中耐高温结构的梯度热冲击疲劳试验装置。
技术实现思路
[0005]本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，通过设置升温机构与降温机构配合，便于使结构试样快速升降温和呈现梯度温度分布，从而便于模拟空天飞行器的真实服役情况，便于推广使用。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是：空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：包括控制箱和滑动设置在所述控制箱上且用于夹持结构试样的夹持机构，所述控制箱上还设置有用于对所述结构试样冲击加热的升温机构、用于使所述结构试样降温的降温机构和用于测量所述结构试样温度的测温机构，所述控制箱上设置有供所述夹持机构滑移的滑轨；所述夹持机构包括设置在所述滑轨上的第一滑板和设置在所述第一滑板上的夹具，所述夹具内夹持有所述结构试样；
所述升温机构包括位于所述滑轨左端的光纤激光器、以及位于所述光纤激光器和所述结构试样之间的光学镜片，所述控制箱内设置有用于控制所述光纤激光器功率的控制器，所述光学镜片通过第二滑板安装在所述滑轨上，所述光纤激光器中射出的激光通过所述光学镜片聚焦在所述结构试样的左侧面上；所述降温机构包括位于所述滑轨右端并向所述结构试样的右侧面输送冷气的冷气管；所述测温机构包括分别用于采集所述结构试样左右面温度的左红外测温仪和右红外测温仪，所述左红外测温仪和所述右红外测温仪分别位于所述滑轨的两端。
[0007]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述光纤激光器、所述光学镜片和所述结构试样的高度相同。
[0008]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述滑轨包括设置在所述控制箱上的第一轨道和第二轨道，所述第二轨道位于所述第一轨道的上部，且所述第二轨道的宽度小于所述第一轨道的宽度；所述第一滑板和所述第二滑板均卡接在所述第二轨道上并抵接所述第一轨道的上表面。
[0009]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述第一滑板上设置有罩设在所述结构试样外侧的U型防护罩。
[0010]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述控制箱上设置有分别位于所述第一轨道两端的左立板和右立板；所述光纤激光器和所述左红外测温仪均安装在所述左立板上，所述右红外测温仪和所述冷气管均安装在所述右立板上。
[0011]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述右立板上还设置有冷气延长管，所述冷气延长管的一端与所述冷气管相通，所述冷气延长管的另一端穿过所述右立板并延伸至所述结构试样的右侧。
[0012]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述夹具为平板构件，所述夹具上设置有通孔和多个均布在所述通孔的侧壁上并伸向所述通孔的中心的凸起部，多个所述凸起部周向夹持在所述结构试样的外侧壁上。
[0013]上述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述光学镜片为凸透镜。
[0014]同时，本专利技术还公开了一种空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验方法，步骤简单、操作便捷，根据所采集到的数据对光纤激光器的功率进行调节，既实现了对结构试样进行长时间的梯度热冲击，完成梯度热冲击与热疲劳试验，又实现了对结构试样表面温度的精确控制，提高了试验的真实性和准确性，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、确定梯度温度载荷目标值：根据空天飞行器的真实工作情况，确定梯度热冲击与热疲劳试验中在不同时刻需要对结构试样施加的梯度温度载荷目标值，所述梯度温度载荷目标值包括第一温度载荷目标值和第二温度载荷目标值；步骤二、进行梯度热冲击与热疲劳试验：在不同时刻对所述结构试样施加相应时刻的温度载荷，并通过左红外测温仪持续采集所述结构试样左侧面的左侧实时温度值，通过右红外测温仪持续采集所述结构试样右侧面的右侧实时温度值，使所述左侧实时温度值
符合相应时刻的所述第一温度载荷目标值，使所述右侧实时温度值符合相应时刻的所述第二温度载荷目标值；所述温度载荷包括升温载荷、降温载荷和梯度温度场载荷，当需要对所述结构试样施加升温载荷时，执行步骤三；当需要对所述结构试样施加降温载荷时，执行步骤四；当需要对所述结构试样施加梯度温度场载荷时，执行步骤五；步骤三、施加升温载荷：开启所述光纤激光器，调节所述结构试样与所述光学镜片在滑轨上的位置，使所述光纤激光器中射出的激光通过所述光学镜片聚焦在所述结构试样的左侧面上；当所述左侧实时温度值不符合所述第一温度载荷目标值时，通过所述控制器调节所述光纤激光器的功率，来改变所述结构试样所接收到的热流密度，直至所述左侧实时温度值符合所述第一温度载荷目标值；步骤四、施加降温载荷：通过冷气管向所述结构试样输送冷气，直至所述右侧实时温度值符合所述第二温度载荷目标值；步骤五、施加梯度温度场载荷：开启所述光纤激光器，同时通过冷气管向所述结构试样输送冷气，使所述结构试样上的温度呈现梯度分布；当所述左侧实时温度值不符合所述第一温度载荷目标值时，通过所述控制器调节所述光纤激光器的功率，来改变所述结构试样所接收到的热流密度，直至所述左侧实时温度值符合所述第一温度载荷本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：包括控制箱（1）和滑动设置在所述控制箱（1）上且用于夹持结构试样（2）的夹持机构，所述控制箱（1）上还设置有用于对所述结构试样（2）冲击加热的升温机构、用于使所述结构试样（2）降温的降温机构和用于测量所述结构试样（2）温度的测温机构，所述控制箱（1）上设置有供所述夹持机构滑移的滑轨；所述夹持机构包括设置在所述滑轨上的第一滑板（5）和设置在所述第一滑板（5）上的夹具（7），所述夹具（7）内夹持有所述结构试样（2）；所述升温机构包括位于所述滑轨左端的光纤激光器（14）、以及位于所述光纤激光器（14）和所述结构试样（2）之间的光学镜片（12），所述控制箱（1）内设置有用于控制所述光纤激光器（14）功率的控制器，所述光学镜片（12）通过第二滑板（10）安装在所述滑轨上，所述光纤激光器（14）中射出的激光通过所述光学镜片（12）聚焦在所述结构试样（2）的左侧面上；所述降温机构包括位于所述滑轨右端并向所述结构试样（2）的右侧面输送冷气的冷气管（18）；所述测温机构包括分别用于采集所述结构试样（2）左右面温度的左红外测温仪（15）和右红外测温仪（17），所述左红外测温仪（15）和所述右红外测温仪（17）分别位于所述滑轨的两端。2.按照权利要求1所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述光纤激光器（14）、所述光学镜片（12）和所述结构试样（2）的高度相同。3.按照权利要求1所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述滑轨包括设置在所述控制箱（1）上的第一轨道（3）和第二轨道（4），所述第二轨道（4）位于所述第一轨道（3）的上部，且所述第二轨道（4）的宽度小于所述第一轨道（3）的宽度；所述第一滑板（5）和所述第二滑板（10）均卡接在所述第二轨道（4）上并抵接所述第一轨道（3）的上表面。4.按照权利要求1所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述第一滑板（5）上设置有罩设在所述结构试样（2）外侧的U型防护罩（20）。5.按照权利要求1所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述控制箱（1）上设置有分别位于所述滑轨两端的左立板（13）和右立板（16）；所述光纤激光器（14）和所述左红外测温仪（15）均安装在所述左立板（13）上，所述右红外测温仪（17）和所述冷气管（18）均安装在所述右立板（16）上。6.按照权利要求5所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述右立板（16）上还设置有冷气延长管（19），所述冷气延长管（19）的一端与所述冷气管（18）相通，所述冷气延长管（19）的另一端穿过所述右立板（16）并延伸至所述结构试样（2）的右侧。7.按照权利要求1所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在于：所述夹具（7）为平板构件，所述夹具（7）上设置有通孔（8）和多个均布在所述通孔（8）的侧壁上并伸向所述通孔（8）的中心的凸起部（9），多个所述凸起部（9）周向夹持在所述结构试样（2）的外侧壁上。
8.按照权利要求1所述的空天飞行器结构用梯度热冲击与热疲劳试验装置，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：王铁军，江鹏，孙帆，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。