本发明专利技术属于航空强度试验领域，特别是涉及到一种瞬态均布热力载荷协调施加装置及方法。所述装置包括载荷传递装置、接触式加热器以及隔热毡，所述载荷传递装置由耐高温陶瓷制成，所述接触式加热器包括加热丝及耐高温陶瓷外壳。所述方法包括将施加装置放置于试验件上的步骤以及对试验件施加力学载荷和热学载荷的步骤。本发明专利技术实现了均布热、力学载荷协调施加，接触式加热器在提供瞬态热载荷的同时，给热防护结构试验件的上表面传递了瞬态均布力学载荷，而且瞬态均布热、力学载荷施加互不影响，从而使得热防护结构试验件上表面受到的热、力学载荷更加接近实际服役状态，从而大大提高了试验精度，为热防护结构可靠设计提供了保障。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空强度试验领域，特别是涉及到。
技术介绍
高超声速科技是二十一世纪航空航天领域的制高点，新一代空天飞行器可作为未来的商用飞机，实现洲际旅行的朝出晚归；航天飞机可为未来太空开发提供一个更经济、更安全进入轨道的运载工具；高超声速武器具有突防能力强、反应快速、精确打击和机动作战的能力。高超声速科技的突破将对一个国家科学技术和国民经济的发展、综合国力的提升将产生重大影响。因此，进入二十一世纪以来，包括我国在内的很多国家都对高超声速飞行器研制进行了较大力度的投入。然而，当飞行器以高超声速在大气层内飞行时，其周围的空气由于摩擦、压力改变和速度受到阻滞等原因而出现升温。高温空气再以对流换热、导热等方式把热量传输给飞行器，致使其结构表面温度升高，即所谓的气动加热。飞行器飞行速度越高，气动加热问题越严重，其表面温度也就越高。例如当飞行器以Ma=8的速度在27千米高空飞行时其头锥处的温度为1793°C，机翼或尾翼前缘的温度高达1455°C，其他部位温度相对较低但也都达到了 800°C左右。为了保证高超声速飞行器的安全，通常会在其蒙皮表面敷设热防护结构阵列。该热防护结构主要起隔热作用，使飞行器承载结构的温度控制在允许的范围之内。对于单块的热防护结构而言，在服役过程中其外表面同时承受着随时间变化的均布气动力、气动热载荷。因此在利用试验手段验证热防护结构设计的合理性、可靠性时，就需要尽可能的做到以下几点热防护结构试验件的上表面加热均匀、施力均匀(均布力)；热防护结构试验件的上表面热与力同时施加；热防护结构试验件上表面施加的热、力学载荷可以随时间变化。只有尽可能的做到了以上几点才能保证热防护结构试验质量，试验数据也才能真实有效的反映热防护结构热/力学特征。然而，目前针对热防护结构的地面试验验证方法有两种风洞试验和结构热试验。前者可以非常精确的模拟热防护结构服役过程中其表面的热、力受载状况，但是试验成本过高。后者目前的做法是通过可控的辐射加热装置——石英灯加热器实现热防护结构试验件上表面的瞬态加热，通过把热防护结构外表面实际服役过程中承受的均布气动力折算为多个集中力后利用多个刚性传力杆实现力载荷传递、施加(见图1)。这种热、力载荷施加问题是均布气动力没有很好的模拟，而且容易引起应力集中问题，从而有可能导致热防护结构试验件的提前破坏。同时，刚性传力杆对热防护结构试验件外表面均匀温度场也有较大的影响，从而导致测出的热防护结构试验件瞬态热响应不能反映热防护结构实际服役过程中的热响应特征，致使热防护结构试验失败。所以该热、力载荷施加方法容易导致“过试验”或“欠试验”现象，不能得到热防护结构有效的热、力学性能数据。总而言之，在目前的热防护结构试验中，还不能低成本的有效解决瞬态均布热、力载荷的协同施加问题。
技术实现思路
专利技术目的提供一种能实现热防护结构试验件外表面瞬态均布热、力载荷协同施加的瞬态均布热力载荷协调施加装置和方法。技术方案一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，包括载荷传递装置1、接触式加热器2以及隔热毡3，所述载荷传递装置I由耐高温陶瓷制成，所述接触式加热器2包括加热丝201及耐高温陶瓷外壳202。所述载荷传递装置I外形为四棱台结构，下表面101的面积大于上表面102的面积，且下表面101的面积不小于热防护结构试验件4的上表面401的面积。所述加热丝201为电阻丝或电阻片。所述隔热毡3为耐高温柔性高铝质纤维材料隔热毡。所述接触式加热器2还包括一个可以调节施加电压的控制装置203。一种瞬态均布热力载荷协调施加方法，利用到上面所述的装置，包括以下步骤步骤一、按照热防护结构试验件4下表面402实际服役过程中换热特征、受载特征放置热防护结构试验件；步骤二、将接触式加热器2放置到热防护结构试验件4的上表面401，并使得接触式加热器2覆盖住热防护结构试验件4的上表面401，保证接触式加热器2与热防护结构试验件4的上表面401的紧密贴实接触；步骤三、将隔热毡3放置到接触式加热器2的上表面204，并使得隔热毡3覆盖住接触式加热器2的上表面204，保证隔热毡3与接触式加热器2的上表面204的紧密贴实接触；步骤四、将载荷传递装置I放置在隔热毡3上表面301，并使得载荷传递装置I的下表面101覆盖住隔热毡3的上表面301，保证载荷传递装置I与隔热毡3的上表面301的紧密贴实接触；步骤五、同时对热防护结构试验件4施加力学载荷和热学载荷接触式加热器2通电实现热学载荷的施加，在载荷传递装置I的上表面102施加集中力实现力学载荷的施加。优选地，步骤五中通过可控的作动筒5对载荷传递装置I的上表面102施加集中力实现力学载荷施加。有益效果本专利技术专利提供的瞬态均布热、力载荷协同施加装置和方法，在实际热防护结构试验中，由可控的作动筒5提供的集中力，经过载荷传递装置1、隔热毡3及接触式加热器2传递后，转化为均布力施加到热防护结构试验件4外表面401。同时由于接触式加热器2的存在使得在施加均布力的同时不影响热防护结构试验件4上表面401均匀加热要求。从而最终实现了热防护结构试验件4的上表面401瞬态均布热、力载荷协同施加，为热防护结构试验的有效性提供了前提。总体而言，相比传统的热防护结构试验件4上表面401的热、力学载荷施加装置与方法，本专利技术实现了均布热、力学载荷协调施加，接触式加热器2在提供瞬态热载荷的同时，给热防护结构试验件4的上表面401传递了瞬态均布力学载荷，而且瞬态均布热、力学载荷施加互不影响，从而使得热防护结构试验件4上表面401受到的热、力学载荷更加接近实际服役状态，从而大大提高了试验精度，为热防护结构可靠设计提供了保障。附图说明图1是在热防护结构试验中传统的热防护结构试验件4的上表面401瞬态均布热、力载荷协同施加装置和方法。图2是本专利技术针对热防护结构试验提出的热防护结构试验件4的上表面401瞬态均布热力载荷协同施加装置。其中I是载荷传递装置，2是接触式加热器，3是隔热毡，4是热防护结构试验件。图3是图2的爆炸示意图。101是载荷传递装置I的下表面，102是载荷传递装置I的上表面，204是接触式加热器2的上表面，205是接触式加热器2的下表面，301是隔热毡3的上表面，302是隔热毡3的下表面，401是热防护结构试验件4的上表面、402是热防护结构试验件4的下表面。图4是接触式加热器2示意图。201是接触式加热器2的加热丝，202是接触式加热器2的陶瓷外壳，203是调整接触式加热器2工作电压的控制装置。具体实施例方式下面结合附图对本专利技术做进一步详细描述，请参阅图1至图4。一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，包括载荷传递装置1、接触式加热器2以及隔热毡3，所述载荷传递装置I由耐高温陶瓷制成，所述接触式加热器2包括加热丝201及耐高温陶瓷外壳202。载荷传递装置I主要是把作动筒5施加的集中力转化为所需的均布力。接触式加热器2 —方面起均匀加热的作用，另一方面把均布力传递给热防护结构试验件4的上表面401。隔热毡3主要是避免接触式加热器2产生的热量传递给载荷传递装置1，保证载荷传递装置I的工作温度处于允许范围。所述载荷传递装置I外形为四棱台结构，下表面101的面积大于上表面102的面积，且下表面101的面积不小于热防护结构试验件4的上表面40本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，其特征在于，包括载荷传递装置[1]、接触式加热器[2]以及隔热毡[3]，所述载荷传递装置[1]由耐高温陶瓷制成，所述接触式加热器[2]包括加热丝[201]及耐高温陶瓷外壳[202]。
【技术特征摘要】
1.一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，其特征在于，包括载荷传递装置[I]、接触式加热器[2]以及隔热毡[3]，所述载荷传递装置[I]由耐高温陶瓷制成，所述接触式加热器[2]包括加热丝[201]及耐高温陶瓷外壳[202]。2.根据权利要求1所述的一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，其特征在于，所述载荷传递装置[I]外形为四棱台结构，下表面[101]的面积大于上表面[102]的面积，且下表面[101]的面积不小于热防护结构试验件[4]的上表面[401]的面积。3.根据权利要求2所述的一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，其特征在于，所述加热丝[201]为电阻丝或电阻片。4.根据权利要求3所述的一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，其特征在于，所述隔热毡[3]为耐高温柔性高铝质纤维材料隔热毡。5.根据权利要求4所述的一种瞬态均布热力载荷协调施加装置，其特征在于，所述接触式加热器[2]还包括一个可以调节施加电压的控制装置[203]。6.一种瞬态均布热力载荷协调施加方法，利用到权利要求1至5任意一项所述的装置，其特征在于，包括以下步骤 步骤一、按照热防护结构试验件[4]下表面[402]实际服役过程中换热特征、受载...
【专利技术属性】
技术研发人员：秦强，王琦，蒋军亮，成竹，
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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