铝-镁合金5A06在瞬态热冲击条件下的力学性能研究

通过热强度试验,测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数,对于航空航天材料和结构的可靠性评定、寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义。针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状,使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对铝-镁合金材料5A06在多种不同的瞬态热冲击条件下,进行气动加热模拟与热载联合试验研究,得到在瞬态热、力学环境的共同作用下铝-镁合金5A06材料的强度极限、承载时间等力学性能变化状况。为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供了可靠依据。     

随机激励下受热翼面的模态频率特性试验研究

现代高速飞行器结构热模态频率特性试验研究,对这类飞行器设计校核和飞行安全具有重要意义。根据飞行过程中遭受的气动加热特性设计了瞬态热环境模拟系统,同时,根据高温环境的特点对测试中的激励和测量方式进行了重新设计,成功地将普通激振器应用于高温结构模态试验,最终将热环境模拟系统与振动测试系统组合,形成一套考虑瞬态热影响的热模态试验系统,实现了瞬态热环境下结构模态的地面测试。对一个切尖三角翼测量了各个加热区的温度随加热时间的变化,验证了加热温度控制的精确性;在纯随机激励下对测得的激励和振动响应信号采用短时傅里叶变换(Short Time Fourier Transformation,STFT)进行时变模态参数辨识,获得了前四阶模态频率随加热时间的变化,并与结构有限元数值计算结果进行了比较,试验与计算结果吻合得很好,验证了该试验方法对热模态测试问题的有效性和准确性。通过分别对瞬态和稳态热环境下结构模态频率试验和计算结果的分析,探讨了结构瞬态温度场对模态频率影响的机理,揭示了结构内部存在的热应力和材料属性的变化,是决定模态频率随加热时间变化趋势的内在原因。     

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。     

高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

高温环境下结构模态试验技术

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.     

ADVANCE OF EXPERIMENTAL TECHNOLOGIES FOR STRUCTURAL MODAL TEST IN HIGH TEMPERATURE ENVIRONMENTS

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.     

六相交流放电再入飞行器热环境地面模拟研究

再入飞行器高速飞行过程中,其表面受到强烈的气动加热作用,所产生的复杂高温气体环境会破坏飞行器材料,影响飞行器结构的可靠性.因此,基于地面装置实现高速飞行器再入过程中表面热环境的模拟,对于再入飞行器的热防护测试具有十分重要的意义.文章基于数值模拟,分析了工作气压的变化对等离子体中非平衡能量输运过程以及等离子体气体温度等参数的影响规律,提出了通过改变工作气压来调节等离子体冲击壁面的热流密度的方法.基于此,首先以表面热流密度和加热时间与真实飞行条件下一致为原则,基于六相交流电弧放电等离子体实验平台,产生了大体积、高气体温度,且壁面热流密度可调的等离子体电弧射流.然后,对采用酚醛浸渍基碳热防护材料的烧蚀体进行了地面烧蚀实验,在壁面热流密度为1.07～3.95 MW/m2范围内获得了与文献报道吻合较好的实验结果,初步验证了该方法的可行性.对高速再入飞行器典型部件进行了烧蚀实验,在壁面最高热流密度为5 MW/m2的实验条件下,获得了与空间飞行实验吻合良好的地面模拟实验结果.这表明在不采用高成本风洞的前提下,本论文所提出的地面模拟实验方法可在一定程度上模拟飞行器再入过程中的表面热环境.     

非线性热环境下高温合金蜂窝板隔热性能研究

金属蜂窝板结构在高温热环境下的隔热特性是高速飞行器热防护设计的重要参数. 使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统, 对高温合金蜂窝平板结构在高达800℃的非线性热环境下的隔热性能进行实验研究, 获得了蜂窝板结构的瞬态和稳态传热特性以及在多种不同温度下金蜂窝平板结构隔热效果的实验数据. 在考虑结构内部蜂窝芯壁面间辐射、金属结构的传热以及蜂窝腔内空气传热的多重热交换条件下, 采用三维有限元计算方法对蜂窝板的隔热特性进行了数值模拟, 计算结果和试验结果的吻合性良好, 验证了数值模拟方法的可信性和有效性, 并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下了基础. 讨论了在复杂非线性高温环境下金属蜂窝板隔热效率的变化, 加热面温度的升降速度与隔热效率的关联性以及金属蜂窝板表面发射率的选取等问题, 对高速飞行器金属蜂窝结构的热防护研究具有重要的参考价值.      

极端环境下连续碳纤维增韧的陶瓷基复合材料的力学行为

连续纤维增韧的碳化硅复合材料(以下简称C/SiC),作为超高速飞行器热结构使用时,有可能在高温环境下受到高速撞击的作用,因此,掌握其在极端环境(高温、高应变率)下的力学性能是进行结构安全设计的基础。本文采用具有高温实验能力的分离式Hopkinson杆,在293~1273K温度范围内进行了动态压缩力学性能测试,研究了环境温度和加载速率对材料力学性能的影响。结果表明:C/SiC复合材料的高温压缩力学性能主要受应力氧化损伤和残余应力的共同影响。实验温度低于873K时,应力氧化损伤的影响很小,而由于增强纤维和基体界面残余应力的释放使界面结合强度增大,复合材料的压缩强度随温度的升高而增大;当实验温度高于873K时,应力氧化损伤加剧,其对压缩强度的削弱超过残余应力释放对强度的贡献,材料的压缩强度随温度的升高逐渐降低。由于应力氧化损伤受应变率的影响很大,当温度由873K升高至1273K时,高应变率下压缩强度降低的程度要比应变率为0.0001/s时低得多。     

高温热化学非平衡气动热试验与仿真技术研究进展

临近空间新型飞行器向全空域、更高马赫数发展,面临的气动热环境会越发恶劣,高温流场气动热预测技术是该类飞行器发展的关键技术之一.高超声速气流通过激波压缩或黏性阻滞减速,分子动能转化为内能,产生了高温.高温引起体分子振动、电子激发,伴随离解、电离反应等一系列复杂气动物理现象,其流场气动热预测面临诸多挑战.文章对高温热化学非平衡气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨.首先,阐述了国内外高温气动热地面试验技术的发展历程,重点介绍分析了气动热风洞试验设备的模拟能力及目前试验测试技术的研究水平;然后,调研和讨论了高温气动热数值模拟研究现状,分别从热化学模型、辐射输运和壁面催化/烧蚀等多个角度探讨了热化学非平衡流场气动热数值模拟规律;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了高温气动热试验与仿真技术后续应重点解决的问题.     

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计.以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强,没有考虑到气动热的具体影响参数,存在一定局限性,难以外推应用于其他外形的飞行器.为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题,基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数,并通过推导化简边界层近似解热流公式,针对层流流态建立了气动热关联换算方法,可以考虑当地边界层外缘参数的影响,具有一定通用性.在此基础上,利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况,并与飞行测量结果进行了比较,外推预测结果与飞行测量结果符合较好,表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.     

热障涂层高温失效行为的正射投影-单相机三维数字图像相关实验研究

热障涂层(Thermal Barrier Coating,TBC)作为一种隔热材料,可降低发动机高温部件的表面温度,提高涡轮发动机的整体性能。涂层服役过程中,TBC陶瓷层的失效将导致高温部件中的金属基底直接暴露于恶劣的高温环境中,严重影响发动机的安全性。其高温服役环境下的力学性能研究是备受材料和力学工作者关注的问题。本文结合热障涂层高温检测的需求,实现了涂层-基底异质表面的高对比度高温散斑制作;发展了正射投影-单相机三维数字图像相关方法(正射投影-单相机3DDIC),构建了跨界面形函数,实现了涂层与基底的三维形貌及位移、应变的同时测量;基于涂层结构的高温拉伸实验结果,建立了依据涂层-基底应变方差差值的涂层失效判断方法,得到了热障涂层在室温(27℃)至1000℃的断裂极限应变。实验结果表明,正射投影-单相机3DDIC方法作为一种可靠测试方法,可以应用于涂层结构高温下的力学失效行为研究。     

高超声速非定常流动的数值模拟与气动热计算

高超声速飞行器研究中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热,它对飞行器的气动、热特性及安全性有重要的影响.受到当前实验技术的限制,地面实验无法准确模拟真实飞行条件,所以采用数值模拟研究气动加热问题成为目前重要的研究手段.本文采用数值方法求解三维N-S方程,得到钝头体再入模型绕流的瞬态流场,驻点温度及表面热流沿轨道变化规律.计算中采用变边界条件模拟沿轨道飞行的非定常性.     

高温燃气喷流/主流相互干扰实验研究

报道关于高温燃气自由喷流(热喷流)、燃气喷流/主流干扰流对气动热环境影响的实验研究结果. 其意义在于: 抽象出高超声速飞行器实际飞行时燃气喷流及其干扰流的物理模型, 为高超声速飞行器防热需求提供实验依据. 实验主流由脉冲风洞提供,燃气喷流用氢氧燃烧驱动路德维希管的方式产生. 利用脉冲风洞驱动段压力信号自动控制热气源的产生以保证风洞主流与燃气喷流同步, 利用氢气、氮气和氧气的不同比例实现燃气喷流的热力学相似. 实验技术上完成了高温燃气喷流系统的参数采集与系统状态标定; 实验内容上开展了压缩拐角平板模型的气动热实验研究, 通过实验比较了只有主流流场、只有热喷流流场和既有主流流场又有热喷流流场(即干扰流场)3种工况的热流分布. 实验研究发现,热喷流/主流相互干扰会对压缩拐角平板上某一范围内的气动热环境造成显著影响, 热流峰值较无喷流流场高出一个量级.      

热障涂层力学性能的实验测试方法研究进展

涂层-基体体系作为高温热障防护结构被广泛应用于航空、航天、核反应堆等涡轮发动机叶片上, 主要作用是抵抗高温燃气, 保护基体材料. 在服役过程中, 涂层过早出现开裂、脱粘等失效行为直接影响发动机的安全性和可靠性. 长期以来, 热障涂层力学性能的实验测试方法是国内外研究者关注的重点. 首先分析了导致热障涂层失效的失配应力的来源, 重点介绍了热障涂层力学性能研究的实验测试方法、仪器和针对界面脱粘检测的红外热像技术, 接着概述了热障涂层寿命预测方法, 最后分析当前研究中存在的问题, 并对未来的发展的一些方向和有待于进一步研究的问题作了总结.     

基于圆筒模型的热障涂层安定分析

热载荷作用下,由于热障涂层(thermal barrier coatings, TBCs) 各层材料的热不匹配以及材料参数的温度相关等因素,会使热障涂层界面区域存在复杂的应力应变场,影响系统安定性,并导致涂层开裂和剥落. 将热障涂层外凸和内凹微观界面结构简化为多层圆筒模型,借助经典机动安定定理,利用特雷斯卡(Tresca) 屈服准则和增量破坏准则处理对时间的积分问题,避免了常规安定性分析的数学规划问题,建立了热障涂层安定极限分析方法,将材料屈服强度随温度变化关系简化为双线性关系,利用补偿变换的方法简化求解过程,对典型热障涂层安定性进行了研究. 结果表明,利用基于圆筒的安定极限分析方法,能够方便求解安定极限,便于工程应用;热障涂层安定极限值明显高于弹性设计值,且界面外凸区域安定极限高于内凹区域极限值,结构首先在内凹处失效;圆筒模型基体曲率和涂层厚度越大,结构安定极限越高,分析结果与试验结果一致;所建立的热障涂层安定分析方法,对进一步研究考虑蠕变因素影响的热障涂层安定性具有重要意义.      

考虑瞬态效应的承载隔热多功能结构拓扑优化

同时满足承载和隔热要求的多功能结构在高超飞行器热防护结构设计中倍受关注.实际隔热材料通常承载能力弱,而高承载材料隔热性能差,如何在有限空间内协同结构的承载与隔热成为关键问题.高超飞行器气动加热时间有限,存在加热时间短、热荷载变化大的特点.因此结构设计需要考虑时间因素和瞬态效应,而现有稳态传热与承载的多功能协同优化设计模...     

THE INVESTIGATION OF EXPERIMENTAL TECHNIQUE FOR HIGH TEMPERATURE GAS JET FLOW TEST IN IMPULSE WIND TUNNEL

报道关于高温燃气自由喷流（热喷流）、燃气喷流／主流干扰流对气动热环境影响的实验研究结果．其意义在于：抽象出高超声速飞行器实际飞行时燃气喷流及其干扰流的物理模型，为高超声速飞行器防热需求提供实验依据．实验主流由脉冲风洞提供，燃气喷流用氢氧燃烧驱动路德维希管的方式产生．利用脉冲风洞驱动段压力信号自动控制热气源的产生以保证风洞主流与燃气喷流同步，利用氢气、氮气和氧气的不同比例实现燃气喷流的热力学相似．实验技术上完成了高温燃气喷流系统的参数采集与系统状态标定；实验内容上开展了压缩拐角平板模型的气动热实验研究，通过实验比较了只有主流流场、只有热喷流流场和既有主流流场又有热喷流流场（即干扰流场）3种工况的热流分布．实验研究发现，热喷流／主流相互干扰会对压缩拐角平板上某一范围内的气动热环境造成显著影响，热流峰值较无喷流流场高出一个量级．     

C/SiC壁板热噪声复合环境动态响应试验研究

高温复合材料壁板是高超声速飞行器热防护系统的重要组成部件,飞行中面临严酷的气动热、气动力、噪声等复合环境,严重影响结构的完整性和耐久性。基于自行研制的热噪声试验系统,选取典型C/SiC壁板结构为试验件,开展温度为200~600℃、噪声为156~165dB的热噪声动态响应试验研究,初步形成了高温复合材料壁板热噪声动态响应的试验方法。结果显示,热噪声环境导致试件加速度均方根值发生变化,加速度响应峰位置向高频偏移。上述结果可为热防护系统设计及抗噪声性能验证提供技术支撑。