高超声速飞行器翼舵结构1400℃高温模态试验测量装置，包括高超声速飞行器翼舵结构试验件、L型固定支架、水冷降温管路、硅碳红外辐射阵列、激振源、钼传力杆、钼棒导杆、加速度传感器、双铂銠热电偶传感器、计算机与高温陶瓷隔热板。进行高超声速飞行器翼舵结构试验时，由硅碳红外辐射阵列给翼舵结构加热，同时激振源产生随机振动，形成高温热振耦合试验环境。在高超声速飞行器翼舵结构上直接安装金属钼棒导杆，将高超声速飞行器翼舵结构的振动信号传递到1400℃的高温热场之外，通过在钼棒导杆冷端安装常温加速度传感器对引导到常温区的翼舵结构热模态信号实施动态测量，本发明为研制高超声速远程战略飞行器提供有效的动态高温热模态试验手段。
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