吳大方， 趙壽根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吳爽

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)研究

吳大方*， 趙壽根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吳爽

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

由于高速巡航導(dǎo)彈飛行速度快、滯空時(shí)間長(zhǎng)，在氣動(dòng)加熱引起彈翼、整流罩和彈體等部件外表面溫度升高的同時(shí)，還會(huì)伴隨長(zhǎng)時(shí)間的劇烈振動(dòng)。氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的熱環(huán)境會(huì)使材料和結(jié)構(gòu)的彈性模量、剛度等力學(xué)性能發(fā)生明顯變化，復(fù)雜的機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程又會(huì)使結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)較大的溫度梯度，引起熱應(yīng)力場(chǎng)的改變，進(jìn)而對(duì)導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的固有振動(dòng)特性帶來(lái)嚴(yán)重的影響。以高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，進(jìn)行了熱環(huán)境下的翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)，獲得了不同溫度條件下翼面結(jié)構(gòu)固有頻率等振動(dòng)特性的變化規(guī)律,為巡航導(dǎo)彈彈翼結(jié)構(gòu)在高速、熱振動(dòng)環(huán)境下的安全設(shè)計(jì)提供了可靠依據(jù)。

振動(dòng)試驗(yàn)； 熱環(huán)境； 固有頻率； 氣動(dòng)加熱模擬； 熱-振聯(lián)合

巡航導(dǎo)彈是一種用途廣泛、制造成本相對(duì)低廉、作戰(zhàn)效能高的先進(jìn)武器。它具有射程遠(yuǎn)、攻擊突然性大、命中精度高、摧毀能力強(qiáng)等特點(diǎn)。因而世界上許多國(guó)家都對(duì)巡航導(dǎo)彈的研制與發(fā)展極為重視[1-4]。早期的巡航導(dǎo)彈由于飛行速度低、滯空時(shí)間長(zhǎng)極容易遭受到地面常規(guī)武器的攔截[5]。為了實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程、高速、高精確性打擊，巡航導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)速度在大幅度提高[6]。當(dāng)巡航導(dǎo)彈的馬赫數(shù)提高到4～5時(shí)，導(dǎo)彈殼體表面溫度會(huì)達(dá)到400～600 ℃；飛行馬赫數(shù)達(dá)到8～9時(shí)，彈翼駐點(diǎn)溫度將會(huì)超過(guò)1 200 ℃，并且巡航導(dǎo)彈高速飛行時(shí)還常常伴隨激烈的振動(dòng)。氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的高溫會(huì)改變材料的彈性模量、強(qiáng)度極限等力學(xué)性能參數(shù)，同時(shí)在發(fā)射初期和做快速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，彈頭、翼舵等部件表面會(huì)產(chǎn)生高速率的溫度變化，使結(jié)構(gòu)內(nèi)部形成比較大的溫度梯度，并產(chǎn)生附加動(dòng)態(tài)熱應(yīng)力，這會(huì)引起結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化，從而導(dǎo)致導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)和部件的固有振動(dòng)特性產(chǎn)生改變，固有振動(dòng)特性的改變會(huì)對(duì)高速飛行器的顫振特性、控制特性產(chǎn)生很大的影響。因此，對(duì)高速巡航導(dǎo)彈的彈翼等結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱-振聯(lián)合試驗(yàn)，模擬飛行過(guò)程中的熱環(huán)境與振動(dòng)環(huán)境，在力-熱耦合的環(huán)境條件下對(duì)彈翼結(jié)構(gòu)的振動(dòng)特性進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試，得到部件固有頻率等參數(shù)隨溫度的變化規(guī)律，對(duì)高速巡航導(dǎo)彈的可靠性設(shè)計(jì)和安全飛行具有重要的意義和參考價(jià)值。

目前國(guó)內(nèi)外已有很多人對(duì)航空航天結(jié)構(gòu)的熱振動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行了理論分析與數(shù)值計(jì)算的研究工作： Brown[7]對(duì)X-34發(fā)動(dòng)機(jī)噴管在高溫環(huán)境下的模態(tài)和固有頻率進(jìn)行了分析計(jì)算；吳志剛等[8]對(duì)某高超聲速全動(dòng)舵面和小展弦比根部固支翼面進(jìn)行了熱顫振的計(jì)算，分析研究了熱環(huán)境對(duì)不同翼面結(jié)構(gòu)顫振特性的影響；Arafat和Nayfeh[9]對(duì)熱環(huán)境下的平板狀環(huán)行圓盤(pán)進(jìn)行了非線性振動(dòng)分析；史曉鳴和楊炳淵[10]以變厚度板為研究對(duì)象，計(jì)算了熱載狀態(tài)下結(jié)構(gòu)的瞬態(tài)溫度場(chǎng)和振動(dòng)特性并分析了加熱對(duì)結(jié)構(gòu)固有頻率的影響。

但是，要在高至數(shù)百度的惡劣高溫?zé)岘h(huán)境條件下，對(duì)翼面結(jié)構(gòu)的振動(dòng)參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)測(cè)量，其工作相當(dāng)困難。因此，理論分析和數(shù)值模擬方面的研究比較多見(jiàn)[11-12]，而對(duì)于通過(guò)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)獲得不同溫度環(huán)境下翼面結(jié)構(gòu)多階固有頻率等熱結(jié)構(gòu)振動(dòng)參數(shù)變化規(guī)律的試驗(yàn)研究，目前還未見(jiàn)報(bào)道。本文建立了高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)，使用瞬態(tài)氣動(dòng)加熱模擬試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)翼面結(jié)構(gòu)生成可控的動(dòng)態(tài)熱環(huán)境，使用激振器對(duì)單層翼面懸臂結(jié)構(gòu)進(jìn)行激勵(lì)，在力-熱耦合的環(huán)境下采用振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)測(cè)量翼面結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的加速度響應(yīng)數(shù)據(jù)，通過(guò)分析計(jì)算得到研究對(duì)象的固有頻率等振動(dòng)特性參數(shù)，獲得瞬態(tài)熱環(huán)境對(duì)翼面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性產(chǎn)生影響的原因，為巡航導(dǎo)彈彈翼結(jié)構(gòu)在高速、熱振動(dòng)環(huán)境下的可靠性和安全設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)。

1 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件與試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)件為單層梯形翼面結(jié)構(gòu)，如圖1所示，材料為45#鋼，試驗(yàn)件窄面邊長(zhǎng)為148 mm，寬面邊長(zhǎng)為305 mm，翼展為305 mm，厚度為5 mm。試驗(yàn)件的上下表面中部安裝有k型熱電偶，用以在試驗(yàn)過(guò)程中測(cè)量并控制翼面結(jié)構(gòu)表面溫度的動(dòng)態(tài)變化。在翼面結(jié)構(gòu)的4個(gè)截面上安裝8個(gè)加速度傳感器(如圖2所示)，對(duì)翼面的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行測(cè)試。

圖1 試驗(yàn)件示意圖Fig.1 Schematic of specimen

圖2 彈翼上傳感器安裝位置示意圖Fig.2 Schematic of locations of sensors on missile wing

翼面結(jié)構(gòu)熱-振試驗(yàn)件的安裝如圖3所示，將試驗(yàn)件寬面中部與固定支架焊接成一體，并固定在垂直安放的豎梁上形成固支約束邊界條件。水平放置的翼面結(jié)構(gòu)的上下兩面安裝有由密集排列的石英燈并聯(lián)而成的紅外輻射加熱陣列，對(duì)翼面結(jié)構(gòu)的上下表面進(jìn)行加溫，通過(guò)氣動(dòng)熱環(huán)境模擬控制系統(tǒng)生成試驗(yàn)所需的動(dòng)態(tài)溫度環(huán)境。紅外輻射加熱陣列的外側(cè)安裝有耐高溫的陶瓷隔熱檔板，在高溫試驗(yàn)過(guò)程中對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行熱屏蔽。激振器處于翼面結(jié)構(gòu)的窄面端部的下方，由金屬導(dǎo)桿和螺拴與翼面結(jié)構(gòu)聯(lián)接。金屬導(dǎo)桿穿過(guò)紅外輻射加熱陣列以及試驗(yàn)件下方的隔熱檔板，與試驗(yàn)件成90°安放，以保證激勵(lì)垂直作用于試件上。試驗(yàn)時(shí)激振器通過(guò)金屬導(dǎo)桿在熱場(chǎng)之外對(duì)翼面懸臂結(jié)構(gòu)進(jìn)行激勵(lì)。

圖3 翼面結(jié)構(gòu)熱-振試驗(yàn)件安裝示意圖Fig.3 Schematic of missile wing specimen for thermal-vibration test

由于試驗(yàn)時(shí)翼面結(jié)構(gòu)要處于幾百攝氏度的高溫環(huán)境下，測(cè)量翼面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性的加速度傳感器的安裝一般有兩種方式:

1) 使用專(zhuān)用的耐高溫加速度傳感器直接安裝在翼面結(jié)構(gòu)上的測(cè)點(diǎn)處。這種安裝方式的優(yōu)點(diǎn)是安裝方便，可直接取得測(cè)量點(diǎn)處的振動(dòng)信號(hào)。但專(zhuān)用耐高溫加速度傳感器的價(jià)格非常昂貴，且耐高溫加速度傳感器在高溫環(huán)境下還需要進(jìn)行溫度特性參數(shù)的修正，其測(cè)量精度受溫度環(huán)境因素的影響大。對(duì)于像導(dǎo)彈翼面這樣高速變化的動(dòng)態(tài)熱環(huán)境，在高速升溫過(guò)程中，每一時(shí)刻的溫度都不相同，且溫度變化梯度很大，傳感器參數(shù)的動(dòng)態(tài)修正比較復(fù)雜且困難。對(duì)于高溫合金鋼、鈦合金等制作導(dǎo)彈翼面的金屬材料，其溫度高于650 ℃時(shí)即可觀察到明顯的紅化現(xiàn)象。耐高溫加速度傳感器在幾百攝氏度的高溫環(huán)境中使用，也會(huì)受到傳感器環(huán)境測(cè)量極限的限制。

2) 通過(guò)耐高溫的引伸桿將彈翼表面測(cè)量點(diǎn)的振動(dòng)信號(hào)傳遞到熱場(chǎng)之外，再使用普通的常溫加速度傳感器對(duì)翼表的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行測(cè)量。本方式的優(yōu)點(diǎn)是減少了對(duì)傳感器在溫度響應(yīng)上的特殊要求，易于實(shí)現(xiàn)翼表高溫條件下的數(shù)據(jù)采集；缺點(diǎn)是由于增加了引伸桿和聯(lián)結(jié)件，這種間接測(cè)量方法會(huì)引起一定的測(cè)量誤差，因此需要進(jìn)行修正。

本試驗(yàn)在如圖2和圖3所示的位置安裝了8根直徑為3 mm的由高溫陶瓷制作的引伸桿，引伸桿的一端通過(guò)金屬緊固件固聯(lián)在翼面結(jié)構(gòu)之上，加速度傳感器固定在處于常溫環(huán)境中的引伸桿的另外一端，通過(guò)高溫陶瓷引伸桿對(duì)翼面結(jié)構(gòu)的高溫?zé)嵴駝?dòng)特性進(jìn)行測(cè)量。本文使用了中空的耐1 600 ℃高溫的剛玉陶瓷桿，其重量輕，且高溫抗變形能力和耐溫性均很好。

1.2 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)控制系統(tǒng)

翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)由高溫?zé)岘h(huán)境模擬控制系統(tǒng)和振動(dòng)激勵(lì)試驗(yàn)系統(tǒng)兩部分組成，如圖4所示。

圖4 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖Fig.4 Schematic diagram of thermal-vibration joint test system

1.2.1 氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M控制系統(tǒng)

本熱-振聯(lián)合試驗(yàn)使用了自行研制的氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M控制系統(tǒng)，它是一個(gè)獨(dú)立的計(jì)算機(jī)數(shù)字閉環(huán)測(cè)控系統(tǒng)(如圖4左半部分所示)，由紅外加熱裝置、熱流和溫度傳感器、信號(hào)放大器、模/數(shù)(A/D)轉(zhuǎn)換器、數(shù)/模(D/A)轉(zhuǎn)換器、電功率調(diào)節(jié)裝置和控制用計(jì)算機(jī)等部分組成。系統(tǒng)工作時(shí)，由溫度或熱流傳感器將連續(xù)變化的信號(hào)采入，經(jīng)過(guò)放大后送入A/D轉(zhuǎn)換器進(jìn)行模-數(shù)轉(zhuǎn)換。將測(cè)量到的熱流和溫度值與設(shè)定值進(jìn)行比較后將偏差送入計(jì)算機(jī)控制程序，計(jì)算機(jī)通過(guò)控制算法對(duì)采樣數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算得到控制量，并經(jīng)過(guò)D/A轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換成模擬信號(hào)后驅(qū)動(dòng)電功率調(diào)節(jié)裝置，調(diào)節(jié)紅外輻射加熱裝置的點(diǎn)功率，從而實(shí)現(xiàn)飛行器表面熱流和溫度連續(xù)變化過(guò)程的自動(dòng)控制。

針對(duì)高速飛行器氣動(dòng)模擬試驗(yàn)瞬態(tài)熱控過(guò)程所具有的變化復(fù)雜、高度非線性、瞬變、強(qiáng)耦合的特點(diǎn)，本試驗(yàn)控制系統(tǒng)采用了對(duì)復(fù)雜非線性系統(tǒng)具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)、魯棒性好、參數(shù)變化適應(yīng)性強(qiáng)、過(guò)渡過(guò)程時(shí)間短的模糊控制理論和控制方法，來(lái)解決模擬高超聲速飛行器飛行環(huán)境高速?gòu)?fù)雜變化的難題[13]，使用自主研究開(kāi)發(fā)的快速高精度非線性校正算法和測(cè)控軟件來(lái)實(shí)現(xiàn)測(cè)溫傳感器的高速“電壓-溫度”轉(zhuǎn)換[14]。試驗(yàn)系統(tǒng)能夠按照高速飛行器飛行過(guò)程中的熱流和溫度的瞬態(tài)連續(xù)變化對(duì)氣動(dòng)模擬加熱過(guò)程實(shí)施快速、準(zhǔn)確的非線性動(dòng)態(tài)控制，其動(dòng)態(tài)跟蹤誤差可控制在1%以?xún)?nèi)[15]。自主研制的石英紅外輻射裝置的試驗(yàn)溫度可高達(dá)1 500 ℃、最大熱流密度為2 MW/m2；熱控系統(tǒng)還可對(duì)高超聲速飛行器熱環(huán)境試驗(yàn)中出現(xiàn)的150～200 ℃/s的極高速熱沖擊過(guò)程進(jìn)行準(zhǔn)確的非線性動(dòng)態(tài)模擬；能夠完成1 200 ℃熱環(huán)境下的非接觸式全場(chǎng)高溫變形測(cè)量。此裝置已在大量高速飛行器材料與結(jié)構(gòu)熱強(qiáng)度試驗(yàn)研究工作中得到應(yīng)用[16-19]。

1.2.2 振動(dòng)激勵(lì)試驗(yàn)系統(tǒng)

振動(dòng)激勵(lì)試驗(yàn)系統(tǒng)如圖4右半部分所示，由激振器、加速度傳感器、電荷放大器、A/D轉(zhuǎn)換器、控制用計(jì)算機(jī)、D/A轉(zhuǎn)換器和功率放大器等部分組成。系統(tǒng)工作時(shí)，控制計(jì)算機(jī)根據(jù)試驗(yàn)所需的激勵(lì)條件計(jì)算出激振波形，由D/A轉(zhuǎn)換器換成模擬控制電壓信號(hào)，通過(guò)功率放大器放大后驅(qū)動(dòng)激振器，使試驗(yàn)件產(chǎn)生振動(dòng)。

1.3 試驗(yàn)溫度條件與激勵(lì)方法

翼面結(jié)構(gòu)的溫度試驗(yàn)環(huán)境選擇在常溫(25 ℃)、200、300、400、500 ℃這5種不同的溫度條件下進(jìn)行，除常溫試驗(yàn)外，熱試驗(yàn)過(guò)程均在100 s內(nèi)將試驗(yàn)件從室溫加熱到各目標(biāo)設(shè)定值。由于高速遠(yuǎn)程巡航導(dǎo)彈的飛行時(shí)間比較長(zhǎng)，翼面結(jié)構(gòu)的恒溫過(guò)程保持至1 800 s，以便對(duì)翼面結(jié)構(gòu)處于長(zhǎng)時(shí)間加熱環(huán)境之下其動(dòng)特性的變化規(guī)律進(jìn)行觀察與分析。

在加熱的同時(shí)，使用激振器發(fā)出隨機(jī)信號(hào)對(duì)翼面結(jié)構(gòu)進(jìn)行連續(xù)激勵(lì)，并實(shí)時(shí)測(cè)量和紀(jì)錄整個(gè)熱-振過(guò)程中翼面上布置的各加速度傳感器隨時(shí)間和溫度變化出現(xiàn)的振動(dòng)響應(yīng)。在此基礎(chǔ)上采用時(shí)-頻聯(lián)合分析技術(shù)[20]，得到翼面結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件上各測(cè)點(diǎn)與時(shí)間和溫度相關(guān)的頻響函數(shù)，從而獲得研究對(duì)象固有振型對(duì)應(yīng)的頻率隨溫度的變化規(guī)律。其理論如下：

對(duì)激振器的時(shí)間激勵(lì)信號(hào)x進(jìn)行短時(shí)傅里葉變換(STFT):

(1)

式中：m、n表示第m、n個(gè)離散的數(shù)據(jù)；x(m)為離散的激勵(lì)信號(hào)序列；g為變換的窗函數(shù)；ω為角頻率。

對(duì)加速度時(shí)間歷程響應(yīng)信號(hào)z實(shí)施短時(shí)傅里葉變換:

(2)

式中：z(m)為離散的響應(yīng)信號(hào)序列。從而得到結(jié)構(gòu)傳遞函數(shù)的短時(shí)傅里葉變換為

(3)

對(duì)H(n,ω)進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識(shí)和數(shù)據(jù)處理，即可得到試驗(yàn)對(duì)象的固有頻率隨時(shí)間的變化規(guī)律。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

圖5為200、300、400、500 ℃不同溫度條件下，翼面的設(shè)定溫度與上下表面實(shí)際控制溫度的曲線。表1給出了翼面加熱至500 ℃條件下，50, 100, 200, 400, …, 1 800 s這些典型時(shí)刻的設(shè)定溫度和上下表面的實(shí)際控制溫度值。

圖5 彈翼上下表面的設(shè)定溫度和實(shí)際控制溫度曲線Fig.5 Set and control temperature curves on upper and lower surfaces of missile wing

從圖5中可以看到，在熱-振聯(lián)合試驗(yàn)過(guò)程中，翼面上的溫度“控制曲線”與“設(shè)定曲線”重合在一起，即在溫度快速上升段和曲線轉(zhuǎn)折處設(shè)定和控制曲線都符合得很好。由表1可以看出翼面結(jié)構(gòu)上下表面各實(shí)際溫度控制時(shí)刻的跟蹤誤差均小于0.4%。試驗(yàn)結(jié)果說(shuō)明本熱控系統(tǒng)能夠按照導(dǎo)彈高速飛行過(guò)程中彈翼表面溫度的連續(xù)變化對(duì)氣動(dòng)模擬加熱過(guò)程實(shí)施快速、準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)控制，獲得良好的熱環(huán)境動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)M效果。

表1 彈翼上下表面的設(shè)定溫度與實(shí)際控制溫度數(shù)據(jù)(500 ℃歷程)Table 1 Set and control temperature data on upper and lower surfaces of missile wing (500 ℃)

圖6是彈翼熱-振聯(lián)合試驗(yàn)的照片。圖7中的實(shí)線為400 ℃條件下得到的翼面結(jié)構(gòu)二階固有頻率變化曲線。由于在動(dòng)態(tài)激勵(lì)和數(shù)據(jù)采集過(guò)程中存在寬帶隨機(jī)信號(hào)和頻率分辨率等原因，圖7中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)出現(xiàn)小幅波動(dòng)現(xiàn)象，因此，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)采用數(shù)據(jù)擬合的方式進(jìn)行了平滑處理，如圖7中的虛線所示。

圖6 彈翼結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.6 Photograph of thermal-vibration joint test for missile wing

圖7 400 ℃下二階固有頻率變化曲線Fig.7 Second order natural frequency curve at 400 ℃

因?yàn)樵? 800 s的試驗(yàn)過(guò)程中前100 s為快速升溫段，使得結(jié)構(gòu)內(nèi)外層出現(xiàn)比較大的溫度梯度，從而引起翼面結(jié)構(gòu)在溫度快速上升時(shí)固有頻率的變化也比較大，于是數(shù)據(jù)處理時(shí)采用了分段擬合的方式，對(duì)全程1 800 s的試驗(yàn)數(shù)據(jù)中出現(xiàn)的快速上升與快速下降的急速轉(zhuǎn)折區(qū)段實(shí)施平滑擬合，擬合函數(shù)為

y=Aet/b+y0

(4)

式中：y為固有頻率；t為時(shí)間；A、b和y0為擬合系數(shù)。

本試驗(yàn)對(duì)于在不同溫度下取得的各固有頻率試驗(yàn)數(shù)據(jù)均按以上處理方式進(jìn)行了平滑擬合處理。圖8為經(jīng)過(guò)平滑處理后，常溫至500 ℃溫度環(huán)境下單層翼面結(jié)構(gòu)的1～6階固有頻率變化曲線。

圖8 彈翼結(jié)構(gòu)不同溫度下各階頻率變化曲線Fig.8 Natural frequency curves of missile wing at different temperatures

由圖8(a)可以看到，1階固有頻率隨著環(huán)境溫度的升高逐漸呈下降趨勢(shì)，待溫度恒定之后，固有頻率的變化趨緩，并接近一個(gè)穩(wěn)態(tài)數(shù)值。

由圖8(b)～圖8(d)可知，在0～100 s的升溫階段2～4階固有頻率均快速上升，溫升速率越大,固有頻率的變化越快，并且上升的幅值也越大，這種現(xiàn)象主要由于單層翼面結(jié)構(gòu)在快速升溫條件下其內(nèi)部熱應(yīng)力梯度的非均勻變化造成的。在到達(dá)100 s后溫度轉(zhuǎn)入恒溫階段，2～4階固有頻率均出現(xiàn)了下行趨勢(shì)。溫度穩(wěn)定后，2～4階固有頻率先是快速下降，之后變化逐漸趨緩。

圖9為穩(wěn)態(tài)溫度下彈翼結(jié)構(gòu)固有頻率與溫度間的關(guān)系(1 800 s時(shí))。由圖9(a)、圖9(c)和圖9(e)可知，高溫時(shí)的1階、3階和5階固有頻率在溫度穩(wěn)定之后均比常溫時(shí)有所下降。在試驗(yàn)時(shí)間為1 800 s時(shí)，500 ℃條件下的1階固有頻率比常溫條件下降低了2.32 Hz，3階固有頻率降低了9.62 Hz,5階固有頻率降低了15.60 Hz。

由圖9(b)、圖9(d)和圖9(f)可知，高溫時(shí)的2階、4階和6階固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢(shì)。在試驗(yàn)時(shí)間為1 800 s時(shí)，500 ℃條件下的2階固有頻率比常溫條件下升高了11.06 Hz，4階固有頻率升高了2.99 Hz，6階固有頻率升高了13.74 Hz。

本試驗(yàn)結(jié)果表明，1階、3階和5階固有頻率隨恒定溫度的提高出現(xiàn)下降趨勢(shì)，2階、4階和6階固有頻率隨著試驗(yàn)恒定溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢(shì)。其原因?yàn)椋罕驹囼?yàn)的單層翼面結(jié)構(gòu)長(zhǎng)邊中部固支，在加熱時(shí)翼面結(jié)構(gòu)的上下兩面被加熱到目標(biāo)溫度時(shí)，固支端的連接結(jié)構(gòu)沒(méi)有被加熱到同樣的溫度，造成了翼面結(jié)構(gòu)的聯(lián)接部位產(chǎn)生非均勻應(yīng)力約束。本文中翼面結(jié)構(gòu)的厚度較薄，并且為局部固支，由于該翼面結(jié)構(gòu)幾何形狀和邊界條件的特點(diǎn)，2階、4階、6階頻率對(duì)應(yīng)的模態(tài)為扭轉(zhuǎn)模態(tài)或?yàn)榕濕詈夏B(tài)，固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢(shì)的現(xiàn)象出現(xiàn)在帶有扭轉(zhuǎn)的2階、4階、6階模態(tài)上。以上試驗(yàn)結(jié)果也提示了在采用大翼展小局部固支的聯(lián)接方式時(shí)熱模態(tài)可能會(huì)出現(xiàn)的形態(tài)，而該種聯(lián)接方式是巡航導(dǎo)彈翼、舵與機(jī)身聯(lián)結(jié)為一體時(shí)常采用的固定方法。在巡航導(dǎo)彈飛行時(shí)，內(nèi)埋的翼面聯(lián)接結(jié)構(gòu)處的溫度實(shí)際上要遠(yuǎn)低于翼、舵表面的溫度，這與本試驗(yàn)的模擬環(huán)境非常接近。

圖9 穩(wěn)態(tài)溫度下彈翼結(jié)構(gòu)的頻率變化(1 800 s時(shí))Fig.9 Frequency variation of missile wing under steady temperatures (at 1 800 s)

單層翼面結(jié)構(gòu)的溫度環(huán)境對(duì)振動(dòng)特性的影響主要來(lái)自于：高溫環(huán)境使材料和結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能發(fā)生了改變，彈性模量和結(jié)構(gòu)的剛度會(huì)隨著溫度的升高而降低；溫度環(huán)境快速變化時(shí)結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)溫度梯度，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)內(nèi)部產(chǎn)生熱應(yīng)力，進(jìn)而使結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化。由于以上原因，在快速升溫階段和溫度轉(zhuǎn)折過(guò)渡段，翼面結(jié)構(gòu)固有頻率的變化比較劇烈；當(dāng)溫度趨于穩(wěn)定后，溫度梯度產(chǎn)生的熱應(yīng)力減少，同時(shí)翼面材料和結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能參數(shù)也逐漸趨于穩(wěn)定，大部分振動(dòng)固有頻率的變化趨勢(shì)也變得比較緩慢，逐漸趨于穩(wěn)定狀態(tài)；由于彈翼一側(cè)的中部與熱容比較大的金屬圓軸相聯(lián)接，且圓軸的一部分處于熱區(qū)邊緣，大部分處于熱區(qū)之外，在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中其溫度升高得比較緩慢，并且是一個(gè)不斷變化的過(guò)程。因此，彈翼聯(lián)接部分與彈翼之間的溫度差會(huì)使得彈翼聯(lián)接固定的局部區(qū)域產(chǎn)生附加應(yīng)力，直至試驗(yàn)結(jié)束，處于溫度場(chǎng)邊緣和溫度場(chǎng)之外的聯(lián)接軸的溫度也不能達(dá)到熱穩(wěn)定狀態(tài)，造成了聯(lián)接區(qū)域的熱應(yīng)力隨時(shí)間在不斷變化，因此巡航導(dǎo)彈彈翼表面不是一個(gè)簡(jiǎn)單的平面均勻溫度場(chǎng)，而是存在較為復(fù)雜的局部溫度與應(yīng)力隨時(shí)間變化的非均勻區(qū)域(彈翼根部)。由聯(lián)接區(qū)域的非穩(wěn)定熱溫度狀態(tài)造成翼面結(jié)構(gòu)邊緣局部非穩(wěn)定熱溫度場(chǎng)和非穩(wěn)定熱應(yīng)力會(huì)引起某些模態(tài)出現(xiàn)較為復(fù)雜的變化形態(tài)。由熱振聯(lián)合試驗(yàn)得到的彈翼結(jié)構(gòu)各階固有頻率隨試驗(yàn)溫度而變化的試驗(yàn)結(jié)果，為高速巡航導(dǎo)彈翼舵結(jié)構(gòu)在高溫條件下的熱模態(tài)分析，以及進(jìn)一步深入探索和進(jìn)行理論分析提供了非常重要的試驗(yàn)依據(jù)。

由于在翼面試驗(yàn)件上安裝了引伸桿，其附加質(zhì)量會(huì)對(duì)翼面頻率產(chǎn)生一定的影響，加裝引伸桿后的翼面會(huì)重一些，其翼面頻率要比將加速度傳感器直接安裝在單翼上的方式所測(cè)翼面頻率稍低。為了了解加裝引伸桿對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，在常溫下使用直接測(cè)量和加裝引伸桿兩種方式對(duì)翼面模態(tài)進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試的結(jié)果，可作為常溫試驗(yàn)結(jié)果修正時(shí)的參考依據(jù)。

理論上講根據(jù)直接測(cè)量和加裝引伸桿兩種方式得到的高溫下實(shí)測(cè)翼面頻率對(duì)比數(shù)據(jù)，能夠?yàn)楦邷卦囼?yàn)結(jié)果提供修正依據(jù)。由于受到高溫下對(duì)翼面直接測(cè)量所需的加速度傳感器的耐溫性和數(shù)據(jù)可靠性的限制，直接多點(diǎn)測(cè)量方法在高溫下實(shí)現(xiàn)困難，但是，當(dāng)引伸桿在高溫下的剛度足夠大，且在引伸桿測(cè)量件質(zhì)量相比于翼面質(zhì)量小很多的情況下，常溫下兩種不同測(cè)量方式實(shí)測(cè)得到的翼面頻率對(duì)比數(shù)據(jù)，仍在一定程度上可以作為高溫時(shí)修正附加質(zhì)量影響的參考依據(jù)，以滿(mǎn)足工程實(shí)際的需要。

3 結(jié) 論

1) 為研究在振動(dòng)環(huán)境下由氣動(dòng)加熱引起的熱環(huán)境對(duì)翼面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性帶來(lái)的影響，建立了高速飛行器熱-振聯(lián)合試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)。氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng)能夠按照導(dǎo)彈高速飛行過(guò)程中彈翼表面溫度的連續(xù)變化對(duì)氣動(dòng)加熱模擬過(guò)程實(shí)施快速、準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)控制，同時(shí)振動(dòng)激勵(lì)測(cè)試系統(tǒng)對(duì)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件進(jìn)行振動(dòng)激勵(lì)和動(dòng)特性的測(cè)量，獲得了在25～500 ℃范圍內(nèi)不同溫度環(huán)境下翼面結(jié)構(gòu)多階固有頻率等熱結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化規(guī)律。

2) 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果表明，熱環(huán)境使得單層翼面結(jié)構(gòu)的各階固有頻率均發(fā)生改變。1階、3階、5階固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)下降趨勢(shì)，根部有約束翼面結(jié)構(gòu)的2階、4階、6階固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢(shì)。這一試驗(yàn)現(xiàn)象的獲得，為高速巡航導(dǎo)彈翼舵結(jié)構(gòu)采用大翼展小局部固支聯(lián)接方式時(shí)的高溫?zé)崮B(tài)分析提供了重要的依據(jù)，并為進(jìn)一步深入探索和進(jìn)行理論分析提供了非常重要的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

3) 在高速升溫階段，由于溫度梯度產(chǎn)生的熱應(yīng)力的影響，在溫度達(dá)到平衡前，各階頻率均產(chǎn)生比較明顯的動(dòng)態(tài)變化。當(dāng)溫度達(dá)到恒定值之后，熱應(yīng)力的不均勻性減小，大部分振動(dòng)固有頻率逐漸趨于穩(wěn)定。

不同溫度條件下翼面結(jié)構(gòu)固有頻率等振動(dòng)特性的變化規(guī)律的獲得，為高速巡航導(dǎo)彈彈翼結(jié)構(gòu)在熱振耦合環(huán)境下的動(dòng)特性分析與安全設(shè)計(jì)提供了重要試驗(yàn)依據(jù)。

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ResearchonThermal-vibrationJointTestforWingStructureofHigh-speedCruiseMissile

WUDafang*,ZHAOShougen,PANBing,WANGYuewu,MUMeng,WUShuang

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China

High-speedcruisemissilesflyathighspeedsforalongtime.Duringahigh-speedflight,thesurfacetemperaturesofthewing,fairingandprojectileriserapidlybecauseofaerodynamicheating,whichisaccompaniedbyseriousstructuralvibration.Theaerodynamicheatingcausessignificantchangesinthemechanicalpropertiesofthestructure,andthehightemperaturegradientsproducedbythecomplexmaneuver-flightgeneratethermalstress.Theybothaffectseriouslythecharacteristicsofthestructure’snaturalvibration.Inthispaper,ajointthermal-vibrationtestingisperformedonthewingstructureofacruisemissile,andthevibrationcharacteristicsofthewingstructure(e.g.,thenaturalfrequency)atvarioustemperaturesareobtained.Theexperimentalresultscanprovideareliablebasisforthesafetydesignofcruisemissilesunderhigh-speed,high-temperatureandvibrationconditions.

vibrationtest;thermalenvironment；naturalfrequency;aerodynamicheatingsimulation;thermal-vibration

2011-11-11；Revised2012-01-05；Accepted2012-03-13；Publishedonline2012-03-221643

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2011-11-11;退修日期2012-01-05;錄用日期2012-03-13; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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WuDF,ZhaoSG,PanB,etal.Researchonthermal-vibrationjointtestforwingstructureofhigh-speedcruisemissile.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1633-1642.吳大方，趙壽根，潘兵，等．高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)研究．航空學(xué)報(bào),2012,33(9):1633-1642.

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1000-6893(2012)09-1633-10

V216.2; V216.4

A

吳大方男， 博士， 教授。主要研究方向： 高速飛行器熱防護(hù)， 結(jié)構(gòu)振動(dòng)主動(dòng)控制， 實(shí)驗(yàn)力學(xué)。

Tel: 010-82317507

E-mail: wudafang@buaa.edu.cn

趙壽根男， 博士， 副教授。主要研究方向： 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)。

Tel: 010-82317507

E-mail: zshougen@buaa.edu.cn

潘兵男， 博士， 副教授。主要研究方向： 實(shí)驗(yàn)固體力學(xué)。

Tel: 010-82317507

E-mail: panb@buaa.edu.cn