一种多场耦合试验系统及试验方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞行器载荷测试技术领域，特别是涉及一种多场耦合试验系统及试验 方法。
【背景技术】
[0002] 随着我国航空航天科学技术高速发展，各类新型号飞行器层出不穷。其中高超声 速飞行器是目前国际航空航天领域最为活跃的研究领域之一。它们在大气层内以数倍于 音速的速度飞行，飞行器表面要经受极端严酷的复杂载荷环境，包括热载荷、气动载荷、振 动载荷、噪声载荷等，如飞行器蒙皮、航天器隔热防护板等结构暴露在越来越严酷的热、声、 振、静综合环境中。
[0003] -般的试验研究方法中，受试验条件的限制，大多只能对各种载荷单独加载进行 试验，很难模拟飞行器高速飞行时的实际受载环境。而多载荷联合作用对飞行器结构动态 特性的影响比单一载荷严重的多，不同载荷场之间的耦合效应严重威胁着高超声速飞行器 结构整体的安全性和可靠性。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提供了一种多场耦合试验系统及试验方法，以解决现有的试验系 统及试验方法无法模拟飞行器高速飞行时的实际受载环境的问题。
[0005] 本发明的技术方案是：
[0006] -种多场耦合试验系统，用于对预定的试验件进行预定载荷加载试验，所述多场 耦合试验系统包括行波管，所述行波管的两个相对的侧面板为石英玻璃板，所述多场耦合 试验系统还包括：
[0007] 振动控制系统，具有振动台和加速度传感器，所述行波管设置在所述振动台上，所 述试验件固定设置在所述行波管中，所述振动台用于对所述试验件施加振动载荷，所述加 速度传感器用于监测所述试验件的振动载荷；
[0008] 噪声控制系统，具有均设置在所述行波管中的扬声器和传声器，所述扬声器用于 对所述试验件施加噪声载荷，所述传声器用于监测所述试验件承受的噪声载荷；
[0009] 温度控制系统，具有加热器和温度传感器，所述加热器设置在所述行波管上具有 所述石英玻璃板的两侧，用于透过所述石英玻璃板对所述试验件施加热载荷，所述温度传 感器设置在所述试验件上，用于监测所述试验件的温度载荷；
[0010] 静力控制系统，具有空压机和压力传感器，所述空压机通过管道伸入所述行波管 内，并与所述试验件的进气口连通，用于对所述试验件施加静压载荷，所述压力传感器设置 在所述试验件上，用于监测所述试验件承受的静压载荷；
[0011] 应变计，设置在所述试验件上，用于监测所述试验件的应变信息；
[0012] 动态应变仪，与所述应变计连接，用于采集所述应变计监测的应变信息；
[0013] 激光测振仪，设置在所述行波管上具有所述石英玻璃板的一侧，且所述激光测振 仪的激光穿过同侧的所述石英玻璃板后照射到所述试验件的中心点处，用于监测所述试验 件中心点处的加速度响应信息；
[0014] 数据采集系统，用于采集所述激光测振仪监测的加速度响应信息。
[0015] 优选的，所述振动控制系统还具有振动控制仪，所述振动控制仪用于根据所述加 速度传感器反馈的振动信息对所述振动台进行控制。
[0016] 优选的，所述噪声控制系统还具有噪声控制仪，所述噪声控制仪用于根据所述传 声器反馈的噪声信息控制所述扬声器。
[0017] 优选的，所述温度控制系统还具有温度控制仪，所述温度控制仪用于根据所述温 度传感器反馈的温度信息控制所述加热器。
[0018] 优选的，所述静力控制系统还具有压力控制仪，所述压力控制仪用于根据所述压 力传感器反馈的静压信息控制所述空压机。
[0019] 优选的，所述应变计包括8块，均匀分布在所述试验件上。
[0020] 优选的，所述激光测振仪包括两台，对称设置在所述行波管的两侧。
[0021] 本发明还提供了一种根据权利要求上述任一项所述的多场耦合试验系统的试验 方法，包括如下步骤：
[0022] 步骤一、分别对试验件进行振动、噪声、热以及静压四种载荷的调试加载；
[0023] 步骤二、通过动态应变仪和激光测振仪分别对处于不同载荷下的所述试验件进行 监测，并根据监测结果分别判断所述四种载荷的调试加载是否都有效；如果都有效、则进行 步骤三；否则，对其中无效的载荷加载的加载设备进行调整，返回步骤一，并重新进行调试 加载，直到有效；
[0024] 步骤三、在所述振动、噪声、热以及静压四种载荷中，选取任意两种同时对所述试 验件进行调试加载；
[0025] 步骤四、通过所述动态应变仪和所述激光测振仪分别对处于两种载荷下的所述试 验件进行监测，并根据监测结果分别判断所述两种载荷的调试加载是否耦合；如果耦合、则 进行步骤五；否则，对两种载荷加载的加载设备进行调整，返回步骤三，并重新进行调试加 载，直到耦合；
[0026] 步骤五、在所述振动、噪声、热以及静压四种载荷中，选取任意三种同时对所述试 验件进行调试加载；
[0027] 步骤六、通过所述动态应变仪和所述激光测振仪分别对处于三种载荷下的所述试 验件进行监测，并根据监测结果分别判断所述三种载荷的调试加载是否耦合；如果耦合、则 进行步骤七；否则，对三种载荷加载的加载设备进行调整，返回步骤五，并重新进行调试加 载，直到耦合；
[0028] 步骤七、选取所述振动、噪声、热以及静压四种载荷同时对所述试验件进行调试加 载；
[0029] 步骤八、通过所述动态应变仪和所述激光测振仪分别对处于四种载荷下的所述试 验件进行监测，并根据监测结果分别判断所述四种载荷的调试加载是否耦合；如果耦合、则 进行步骤九；否则，对四种载荷加载的加载设备进行调整，返回步骤七，并重新进行调试加 载，直到耦合；
[0030] 步骤九、在预定的加载时间和加载量级调节下选取所述四种载荷同时对所述试验 件进行正式加载，通过所述动态应变仪和所述激光测振仪分别对处于四种载荷下的所述试 验件进行监测；
[0031] 步骤十、根据步骤九中所述动态应变仪和所述激光测振仪的监测结果，获取所述 试验件的耦合响应特性。
[0032] 本发明的优点在于：
[0033] 本发明多场耦合试验系统和试验方法中，能够同时对试验机进行多种载荷加载试 验，从而模拟飞行器高速飞行时的实际受载环境，使得对试验件的加载试验结果更准确。
【附图说明】
[0034] 图1是本发明多场耦合试验系统中试验装置的结构示意图；
[0035] 图2是本发明多场耦合试验系统的构成示意图。
【具体实施方式】
[0036] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0037] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的 方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或 元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围 的限制。
[0038] 下面结合附图1和图2对本发明多场耦合试验系统做进一步详细说明。
[0039] 本发明提供了一种多场耦合试验系统，用于对预定的试验件11进行预定载荷加 载试验。预定的试验件11可以根据需要进行适合的选择，例如飞行器蒙皮、航天器隔热防 护板等；预定载荷可以选择为振动、噪声、热以及静压等载荷中的一个或几个。
[0040] 多场耦合试验系统包括行波管12,行波管12可以根据试验件需要选择多种适 合的规格，本实施例中优选行波管截面尺寸为500mmX 110mm，且在行波管底部开尺寸为 200mmX60mm的矩形口；进一步，在行波管12的两个相对的侧面板用石英玻璃板13替代。
[0041] 本发明的多场耦合试验系统还包括振动控制系统2、