孫聰

中國航空研究院，北京 100029

力學(xué)是支撐航空航天飛行器發(fā)展最重要的基礎(chǔ)學(xué)科之一，對于一種新的飛行器而言，力學(xué)理論與方法貫穿于其設(shè)計、研制、試飛、服役等各個環(huán)節(jié)。每型跨代飛行器的研發(fā)，無不是在力學(xué)原理、方法及手段等方面取得重大突破的基礎(chǔ)上實現(xiàn)的。高超聲速飛行器通常是指飛行馬赫數(shù)大于5的飛行器，它作為當前世界各國軍事博弈的重要戰(zhàn)略武器平臺，是力學(xué)與飛行器相互貫通和引領(lǐng)的典型代表，也是促進力學(xué)學(xué)科前沿發(fā)展與集成應(yīng)用的重要載體。

結(jié)構(gòu)強度技術(shù)作為力學(xué)的重要分支，對高超聲速飛行器的設(shè)計與研制具有重要支撐作用，是制約高超聲速飛行器研制的關(guān)鍵技術(shù)。高超聲速飛行器在飛行過程中承受嚴酷的載荷，如氣動力、氣動熱、強噪聲、機械力、氧化、低氣壓等，在綜合載荷耦合作用下，極易導(dǎo)致材料性能退化和結(jié)構(gòu)強度破壞，嚴重威脅飛行器安全飛行，從而給飛行器的設(shè)計與研制帶來嚴峻挑戰(zhàn)。哥倫比亞航天飛機空中解體、HTV-2飛行器2次試飛失敗都是由于熱防護結(jié)構(gòu)強度失效所致。

隨著高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)朝著輕質(zhì)化、一體化、可重復(fù)使用等方向發(fā)展，性能與安全之間的矛盾將更加凸顯。可以預(yù)見，愈加嚴酷的服役環(huán)境和結(jié)構(gòu)更高性能的多約束條件下，結(jié)構(gòu)強度問題將成為影響高超聲速飛行器設(shè)計、研制、驗證、試飛等各個環(huán)節(jié)的重要因素，也是廣大科研人員不得不面對的一項艱巨挑戰(zhàn)。

本文首先介紹了高超聲速飛行器的基本概念與國外研究現(xiàn)狀，探討了高超聲速飛行器在高速飛行過程中面臨的復(fù)雜載荷環(huán)境以及由此帶來的結(jié)構(gòu)強度問題。然后重點對國內(nèi)外在高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度分析和試驗領(lǐng)域的技術(shù)現(xiàn)狀進行了闡述，歸納總結(jié)了高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)。最后，對高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度技術(shù)的發(fā)展趨勢進行了展望。

1 高超聲速飛行器重大意義及其主要特征

高超聲速飛行器是21世紀航空航天技術(shù)發(fā)展的新制高點，被稱作航空航天史上繼發(fā)明飛機、突破音障和進入太空之后的又一個里程碑。高超聲速飛行器兼顧速度快、突防能力強、隱蔽性好、反應(yīng)時間短等特點，具有高空偵察、高速突防、遠程精確打擊等重大戰(zhàn)略價值，也可極大地縮短洲際商務(wù)飛行的時間，在國防、民用航空等領(lǐng)域具備重大應(yīng)用前景，已成為各國關(guān)注的焦點。高超聲速飛行器依據(jù)功能及用途可分為高超聲速導(dǎo)彈(巡航/滑翔)、高超聲速飛行器(有人/無人)、空天飛行器(單級/兩級)。本文結(jié)合國內(nèi)外主要高超聲速飛行器型號的飛行特點、載荷包線、材料與結(jié)構(gòu)發(fā)展歷程，窺見結(jié)構(gòu)強度技術(shù)在型號研制中的演化過程。

1.1 高超聲速飛行器發(fā)展歷程及特點

以美國為首的西方軍事強國從20世紀中葉起就開始了高超聲速飛行器技術(shù)的持續(xù)探索，其中美國在高超聲速飛行器研制道路上探索早、持續(xù)久、技術(shù)先進，實施的NASP、Hyper-X、HyTECH、FALCON等高超聲速飛行器項目系統(tǒng)驗證了飛行器材料與結(jié)構(gòu)、動力與控制、試驗與試飛技術(shù)。圖1和圖2為美國以及未來高超聲速飛行器計劃發(fā)展歷程。

圖1 美國高超聲速飛行器計劃發(fā)展歷程[6]Fig.1 Development of American hypersonic vehicle program[6]

圖2 高超聲速飛行器未來發(fā)展歷程[2]Fig.2 Future development of hypersonic vehicle[2]

從美國高超聲速飛行器發(fā)展歷程來看，早在20世紀50年代，美國就已經(jīng)啟動高超聲速飛行器技術(shù)的研究與探索，在這個階段主要以研究超燃沖壓發(fā)動機為主。20世紀80年代末提出了NASP(國家高超聲速飛行器計劃)，目的是研制X-30單級入軌水平起降空天飛機驗證機(純火箭動力)，概念圖如圖3所示。在之后的X-33研制過程中，制定了“X-33垂直起降單級入軌飛行器(純火箭動力)熱、噪聲、振動、沖擊以及相關(guān)環(huán)境設(shè)計和試驗標準”，進一步研究了高超聲速飛行器的材料/結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證技術(shù)。

圖3 X-30單級入軌高超聲速飛行器概念圖[7]Fig.3 Concept of X-30 single-stage orbital hypersonic vehicle[7]

從1994年開始，NASA提出了新的高超聲速計劃Hyper-X，采用升力體構(gòu)型的X-43A是其中的典型代表，如圖4所示，創(chuàng)造了速度為馬赫數(shù)10的世界紀錄?？傮w來看，Hyper-X計劃開展了大量飛行試驗，成功將材料、推進等領(lǐng)域多年的研究成果應(yīng)用到實際飛行之中。圖5展示了試驗機飛行速度馬赫數(shù)為7的飛行包線，可以看出飛行過程中的載荷環(huán)境相當嚴酷，試驗機以大約馬赫數(shù)7的速度飛行到達分離點，此時的高度為28.96 km，動態(tài)壓力則達到了47.88 kPa。

圖4 X-43A驗證機示意圖[11]Fig.4 Schematic diagram of X-43A demonstrator[11]

圖5 X-43A飛行馬赫數(shù)7的飛行剖面[11]Fig.5 Flight profile of X-43A at Mach number 7[11]

2004年，美國啟動了X-51A的研制，飛行速度可達到馬赫數(shù)6，飛行器主干材料采用傳統(tǒng)金屬，同時覆蓋輕型熱防護泡沫和陶瓷材料。為了承受與大氣層劇烈摩擦產(chǎn)生的高溫，前緣為C/C復(fù)合材料的熱結(jié)構(gòu)，如圖6所示，試驗飛行剖面如圖7所示。

圖6 X-51A結(jié)構(gòu)示意圖[12]Fig.6 Schematic diagram of X-51A structure[12]

圖7 X-51A飛行剖面[12]Fig.7 Flight profile of X-51A[12]

為了實現(xiàn)1 h打遍全球的計劃，美國軍方啟動了獵鷹隼(FALCON)計劃，其驗證機HTV-2外形見圖8，結(jié)合了乘波體與升力體的特征，具有尖前緣、大后掠的氣動外形，具有非常高的升阻比。HTV-2進行了2次試飛試驗，飛行彈道如圖9所示,1 ft=0.305 m，1 nmile=1.852 km。 HTV-2大部分時間在大氣層內(nèi)飛行，承受著更嚴酷的載荷，因此對材料性能和結(jié)構(gòu)強度的要求更高。HTV-2熱防護系統(tǒng)采用防熱/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計技術(shù)，大面積使用了耐高溫復(fù)合材料，前緣部分采用C/C復(fù)合材料。雖試飛失敗，但是從失敗的經(jīng)驗來看，大氣層內(nèi)高馬赫數(shù)飛行導(dǎo)致的嚴酷載荷環(huán)境給飛行器的結(jié)構(gòu)強度帶來了極大威脅。

圖8 HTV-2外形示意圖[15]Fig.8 Schematic diagram of HTV-2 outline[15]

圖9 HTV-2飛行彈道與傳統(tǒng)彈道的對比[15]Fig.9 Comparison of HTV-2 flight trajectory with conventional trajectory[15]

近年來俄羅斯在高超聲速飛行器研發(fā)領(lǐng)域也取得了較大成功。從2016年開始，俄羅斯在高超聲速飛行器研制方面取得了一系列進展。2016年3月試射的高超聲速反艦巡航導(dǎo)彈“鋯石”的馬赫數(shù)達到了6～8。6月，高超聲速助推滑翔導(dǎo)彈Yu-74馬赫數(shù)達到了12。對外公布的匕首高超聲速導(dǎo)彈，飛行速度為馬赫數(shù)10，射程2 000 km。

伴隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭理念的不斷突破，高超聲速飛行器也正朝著高速、輕質(zhì)、一體化、可重復(fù)使用等方向發(fā)展。從美國高超聲速飛行器未來發(fā)展規(guī)劃來看，波音、NASA等相關(guān)機構(gòu)明確提出2030年前應(yīng)具備有限可重復(fù)使用的高超聲速飛行器平臺技術(shù)；2040年前具備完全可重復(fù)使用的空天飛機平臺技術(shù)。為此，為實現(xiàn)超高速、長航時、可重復(fù)、大機動性能所需的結(jié)構(gòu)強度評估、驗證與設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)提前布局攻關(guān)，是最終實現(xiàn)可重復(fù)超高聲速空天飛機平臺的重要先導(dǎo)。事實上，未來高超聲速飛行器在大氣層中進行高超聲速巡航飛行或再入過程中將面臨著更加嚴酷的氣動熱、氣動力、機械力、振動、噪聲、沖擊、氧化、燒蝕等復(fù)雜載荷。在復(fù)雜服役環(huán)境和可重復(fù)使用等性能要求的多重約束下，高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度將面臨更嚴峻的挑戰(zhàn)。

波音公司在高超聲速飛行器MANTA的研制中已對復(fù)雜載荷環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強度問題進行深入研究，系統(tǒng)梳理了全飛行包線下飛行器各部位的熱流、加速度、動壓等載荷，如圖10所示。從相關(guān)分析報告中可以看出，MANTA驗證機(TX-V)在大氣層內(nèi)以馬赫數(shù)7的速度飛行時，表面溫度局部超過1 500 ℃，噪聲總聲壓級超過170 dB，還要承受2.5過載帶來的面內(nèi)與彎曲機械力載荷，如圖11和圖12所示，1 psf=47.85 Pa。因此，波音公司在總結(jié)報告中特別指出，當前對于高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計中的熱/力/聲等綜合載荷模擬和試驗是極其困難的，替代方案是直接采用不同剖面下的最嚴酷的載荷極值疊加來進行考核，此方案過于保守，但也是無奈之舉。

圖10 飛行器各部位載荷環(huán)境[21]Fig.10 Loading environment of each part of aircraft[21]

圖11 全飛行包線下的載荷歷程[21]Fig.11 Load history of whole flight envelope[21]

圖12 MANTA驗證機(TX-V)表面載荷特征[21]Fig.12 Surface load characteristics of MANTA demonstrator (TX-V)[21]

1.2 高超聲速飛行器主要材料與結(jié)構(gòu)特征

“一代材料，一代飛機”，材料與結(jié)構(gòu)在先進飛行器研制過程中起著重要的基礎(chǔ)性和先導(dǎo)性作用，對高超聲速飛行器而言更是如此。高超聲速飛行器由于超高速、大空域、可重復(fù)等性能要求，導(dǎo)致其結(jié)構(gòu)的完整性問題更為突出。高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)不僅要具備較好的輕質(zhì)和熱防護功能，同時還要保證在極端復(fù)雜氣動、高溫及噪聲等載荷環(huán)境下具有足夠的強度和剛度，以保證飛行器的安全性和可靠性，其設(shè)計涉及多學(xué)科和諸多工程技術(shù)領(lǐng)域，需要有效根據(jù)飛行器的服役環(huán)境和系統(tǒng)的具體情況和設(shè)計要求，綜合考慮各方面的因素影響。

飛行器材料的選擇需要根據(jù)具體的環(huán)境條件來確定：① 200 ℃以下的使用環(huán)境，可以使用鋁合金等常規(guī)材料；② 200～1 000 ℃的使用溫度，使用鈦合金、高溫合金等耐高溫材料；③ 1 000 ℃以上的高溫環(huán)境下，使用高溫陶瓷、C/C、C/SiC等高溫復(fù)合材料。

早期的高速飛行器飛行速度較慢，氣動加熱不明顯，普通的金屬合金、陶瓷材料可以滿足耐溫和隔熱性能要求。隨著技術(shù)發(fā)展，飛行速度不斷提高，特別是達到馬赫數(shù)5以后，氣動加熱效果顯著，機體表面溫度超過1 000 ℃，普通的熱防護材料已無法滿足要求，需要采用耐高溫材料。常見的耐高溫材料有C/C復(fù)合材料、高溫陶瓷2大類，這些材料在飛行器熱防護系統(tǒng)設(shè)計中得到大量應(yīng)用，目前也被認為是極具應(yīng)用前景的材料。C/C復(fù)合材料具有密度低、比強度高、熱膨脹系數(shù)低、熱導(dǎo)率高、抗燒蝕性能好等優(yōu)點，但抗氧化能力差，超過400 ℃ 的環(huán)境會氧化，在超高溫環(huán)境下使用時需要提高抗氧化燒蝕性能。超高溫陶瓷基復(fù)合材料以超高溫陶瓷為基體，與其他材料復(fù)合使用，具備耐熱性、耐磨性、高強度等優(yōu)點，但難以致密。超高溫陶瓷是另一類應(yīng)用廣泛的超高溫材料，C/SiC復(fù)合材料是其中的典型代表，這類材料具有耐高溫、高強度、低密度、抗沖擊、抗燒蝕等優(yōu)點，其耐氧化性能優(yōu)于C/C復(fù)合材料。國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)等單位對C/SiC的制備工藝、物理和力學(xué)性能進行了大量、系統(tǒng)的研究工作，研制的C/SiC陶瓷基復(fù)合材料可以在1 650 ℃環(huán)境下長時間使用，并通過了大量熱試驗考核，驗證了材料可靠性。

高超聲速飛行器在服役過程中將承受嚴酷的熱環(huán)境，因此結(jié)構(gòu)熱防護是需要重點考慮的一類關(guān)鍵問題。飛行器整體熱防護系統(tǒng)方案需在防/隔熱材料的基礎(chǔ)上，根據(jù)不同部位的熱載程度及持續(xù)時間進行選擇。其中熱防護方案包括被動式、半主動式以及主動式。被動式方案是根據(jù)自身的結(jié)構(gòu)及材料將熱量吸收或輻射出去，主要包括熱結(jié)構(gòu)、熱沉結(jié)構(gòu)、隔熱結(jié)構(gòu)。主動式方案是通過工質(zhì)或冷卻流帶走全部或者大部分熱量，主要包括對流冷卻、薄膜冷卻、發(fā)汗冷卻等。半主動式方案是介于主動和被動之間的一種熱防護方式，主要包括熱管結(jié)構(gòu)和燒蝕結(jié)構(gòu)。各種熱防護系統(tǒng)方案示意圖如圖13所示。針對溫度、暴露時間的不同，選擇的熱防護方案也不同，具體關(guān)系見圖14,1 ℉=1 ℃×1.8+32。

圖13 熱防護系統(tǒng)方案[25]Fig.13 Thermal protection system solution[25]

圖14 熱防護方案與溫度、暴露時間的關(guān)系[25]Fig.14 Relationship between thermal protection solution and temperature and exposure time[25]

高超聲速飛行器各部位的溫度差異較大，熱防護系統(tǒng)方案通常根據(jù)具體溫度、加熱熱流情況來進行綜合選擇和優(yōu)化設(shè)計。對于頭錐、機翼前緣等氣動加熱嚴重區(qū)域，3種方案都可以選擇，但被動式的方案并非都具備可重復(fù)使用條件。以前緣為例，圖15中的單次使用/多次使用的溫度橫線，在橫線下方可多次使用，橫線之上只能采用燒蝕方案，不具備可重復(fù)使用性。熱管、主動式方案增加了成本、結(jié)構(gòu)復(fù)雜性及結(jié)構(gòu)重量，但適合高熱流區(qū)域使用。

圖15 前緣熱管理方案[25]Fig.15 Leading-edge thermal management solutions[25]

大面積機身表面可以使用被動式熱防護方案的隔熱結(jié)構(gòu)，包括隔熱瓦、柔性隔熱氈等，這類隔熱結(jié)構(gòu)已廣泛應(yīng)用于航天飛機、高超聲速飛行器中，圖16為X-33飛行器所使用的隔熱結(jié)構(gòu)。

圖16 X-33使用的金屬TPS[26]Fig.16 Metal TPS of X-33[26]

氣動控制面的熱防護方案可以使用熱結(jié)構(gòu)、隔熱結(jié)構(gòu)、多種材料組合等方案。圖17給出了X-33采用的熱防護方案，頭錐、前緣部分使用C/C復(fù)合材料，迎風(fēng)面機體使用Inco 617/MA754金屬，背風(fēng)面使用隔熱氈。

圖17 X-33飛行器熱防護方案[27]Fig.17 Thermal protection solution of X-33 aircraft[27]

傳統(tǒng)熱防護結(jié)構(gòu)一般采用隔熱、熱沉、燒蝕、輻射等方式帶走或存儲熱量，實現(xiàn)保護基體內(nèi)部結(jié)構(gòu)和機載設(shè)備的目的，但能承受的熱載荷能力有限，當飛行器飛行速度增加、滯空時間延長時，可能超過結(jié)構(gòu)的承載極限。對于部分燒蝕結(jié)構(gòu)而言，在燒蝕過程中結(jié)構(gòu)的氣動外形可能發(fā)生改變，影響飛行性能，隔熱結(jié)構(gòu)表層涂層易剝離、脫落，降低隔熱效果，不具備重復(fù)使用性。因此，為了有效解決結(jié)構(gòu)、防/隔熱問題，提高可重復(fù)性能，將防熱與承載結(jié)合的一體化技術(shù)成為了新的發(fā)展方向。

Bapanapalli等最早提出了一種一體化熱防護(TPS)結(jié)構(gòu)，如圖18，該結(jié)構(gòu)稱為波紋夾層結(jié)構(gòu)，外層采用高溫金屬合金，隔板采用高溫合金，內(nèi)部填充隔熱層，下部使用熱沉材料，可以進一步吸收熱量，保護機體結(jié)構(gòu)。

圖18 防熱承載一體化TPS結(jié)構(gòu)示意圖[29]Fig.18 Schematic diagram of integrated TPS structure against thermal load[29]

為了進一步提升熱防護系統(tǒng)性能，近年來，將超高溫材料和一體化熱防護結(jié)構(gòu)相結(jié)合的方案，已成為一種趨勢。如Wei等將超高溫陶瓷應(yīng)用至波紋夾層結(jié)構(gòu)中，替換高溫合金板，結(jié)構(gòu)可以承受1 600 ℃的熱載荷以及17 MPa的壓力載荷。Zhang等將波紋夾層結(jié)構(gòu)中的隔熱層替換成相變材料，可以通過相變吸收多余的熱量。

從當前發(fā)展態(tài)勢來看，“一體化、高效、可靠、輕質(zhì)、可重復(fù)”將是高超聲速飛行器熱防護材料與結(jié)構(gòu)追求的目標和發(fā)展方向。如對于大氣層內(nèi)長時間飛行的可重復(fù)使用高超聲速飛行器而言，輕質(zhì)化、防熱承載一體化、可重復(fù)使用熱防護材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計是急需攻克的一項關(guān)鍵技術(shù)。

2 高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

隨著飛行速度、巡航時間、機動性和可重復(fù)等性能要求不斷提高，高超聲速飛行器材料與結(jié)構(gòu)的使用環(huán)境越來越嚴酷，承受極端載荷的新材料與新結(jié)構(gòu)也暴露出更加突出的強度問題，已成為制約高超聲速飛行器研制的短板之一。

2.1 高超聲速飛行器主要強度問題

高超聲速飛行器的服役環(huán)境十分苛刻，在飛行過程中存在氣動熱、高強噪聲、氧化、振動等載荷的綜合作用。比如，飛行器在大氣層內(nèi)高速飛行時，飛行器頭錐等部分由于氣流加熱表面溫度可達到1 600 ℃，同時此時的噪聲量級可達到175 dB以上，除此之外，飛行器還需要承受較大的氣動壓力和過載等載荷，這些復(fù)雜嚴酷載荷給結(jié)構(gòu)強度帶來了嚴峻挑戰(zhàn)。這里從材料失效機理、結(jié)構(gòu)強度設(shè)計以及整機級強度驗證等方面對高超聲速飛行器存在的主要強度問題進行描述。

1) 飛行器材料失效機理

先進材料是高超聲速飛行器發(fā)展的基礎(chǔ)，材料及其工藝技術(shù)的發(fā)展很大程度上引導(dǎo)了高超聲速飛行器設(shè)計理念的不斷革新，也推動了高性能結(jié)構(gòu)的制造實現(xiàn)。

隨著高超聲速飛行器飛行速度的不斷提高，嚴酷復(fù)雜的載荷環(huán)境導(dǎo)致常規(guī)材料已經(jīng)無法滿足使用需求。特別是可重復(fù)使用高超聲速飛行器概念的提出，對材料綜合性能的要求更高。波音曾在MANTA高超聲速飛行器研制過程中總結(jié)提出：下一代先進飛行器將使用能夠承受嚴酷熱、靜載和噪聲綜合載荷的高強度輕質(zhì)材料。

當前用于高超聲速飛行器的材料，通常需要具備耐高溫、抗氧化、長壽命和低密度等特性，此外，對抗腐蝕、高強度、高剛度、抗碳化、抗蠕變等也應(yīng)具備相應(yīng)的要求。客觀來講，很難設(shè)計一種材料，能夠確保其各項性能指標都能達到最佳值。材料的設(shè)計需要綜合考慮密度、韌性、隔熱性能等指標的分配，達到各項指標平衡的最優(yōu)解，這也是材料設(shè)計的關(guān)鍵所在。

高超聲速飛行器不同部位通常會根據(jù)具體的受載特點來選取合適的材料體系，如圖19所示，X-51A的鼻錐、發(fā)動機進氣道、翼面等不同部位分別采用了難熔金屬、高溫合金、高溫復(fù)合材料等。各種材料在實際服役環(huán)境下表現(xiàn)出的力學(xué)特性和失效行為也不盡相同。例如，高溫合金材料具有較好的彈性，但耐溫不高，且材料性能隨著溫度的升高下降較快，高溫下的強度不足和氧化失效問題相對更為嚴重；對于耐高溫C/C復(fù)合材料而言，耐溫極限高，但高溫下的氧化和脆性斷裂則是無法回避的主要問題；纖維增強C/SiC復(fù)合材料在一定程度上平衡了耐溫、韌性、氧化等性能，但作為一種多相非均質(zhì)材料，在多尺度失效、界面脫粘、纖維抗氧化、工藝控制難等方面也存在亟待解決的問題。綜上，從失效表象來看，高溫合金突出的強度失效行為包括力學(xué)性能退化、蠕變等；耐高溫復(fù)合材料突出的問題體現(xiàn)在材料燒蝕與氧化、隔熱性能失效、層間脫粘、基體及纖維斷裂等。

圖19 X-51A材料分布示意圖[12]Fig.19 Schematic diagram of X-51A material distribution [12]

從力學(xué)問題的本質(zhì)來看，材料特性的復(fù)雜性和分散性、極端環(huán)境下強度理論的復(fù)雜性、多重環(huán)境下材料行為的多學(xué)科性較為突出。真實服役環(huán)境下材料基本力學(xué)特性及其穩(wěn)定性、多尺度非線性力學(xué)行為、失效機理與強度評估模型、工藝缺陷及其力學(xué)演化規(guī)律等方面仍然有更深入的理論、方法與手段需要挖掘。

2) 熱防護結(jié)構(gòu)強度設(shè)計方法

高超聲速飛行器面臨著非常嚴重的氣動加熱問題，為保證飛行器結(jié)構(gòu)的安全性，須針對具體的溫度條件采取合適的熱防護措施。為了適應(yīng)高超聲速飛行器的發(fā)展要求，熱防護方式從最初的熱沉、隔熱、燒蝕等方式發(fā)展到現(xiàn)在的隔熱承載一體化，從最初單一的防護措施發(fā)展到多種措施協(xié)同。隨著飛行器飛行速度的增加，對高超聲速飛行器的熱防護結(jié)構(gòu)的設(shè)計提出了更為艱難的挑戰(zhàn)，結(jié)構(gòu)的強度問題也變得尤為突出。

對于高超聲速飛行器而言，不同部位的結(jié)構(gòu)在使用環(huán)境和空間外形限制下，通常失效行為也呈現(xiàn)出各種各樣的形式，如頭錐在超高溫和氣動力聯(lián)合下的靜強度失效、主承力結(jié)構(gòu)在熱力載荷下的靜強度破壞、舵/翼等薄壁結(jié)構(gòu)的熱顫振失效、機體蒙皮熱振動/熱噪聲疲勞破壞、前緣高溫高動壓誘發(fā)的強度失效、操縱結(jié)構(gòu)熱密封與連接失效等。這些問題一方面是由于新材料和新工藝所帶來；另一方面也是由于結(jié)構(gòu)的高性能使用要求和嚴酷使用環(huán)境之間的矛盾所導(dǎo)致，即飛行器設(shè)計需求對于結(jié)構(gòu)應(yīng)該具備更輕質(zhì)量、隔熱/承載等多功能一體化等性能的要求越來越苛刻；然而從使用要求來看，更高承載、更長壽命已成為當前結(jié)構(gòu)設(shè)計不得不面臨的艱巨挑戰(zhàn)。

從未來發(fā)展趨勢來看，熱結(jié)構(gòu)由于其獨特的可重復(fù)使用、模塊化可設(shè)計、良好的綜合性能等特點，未來將得到更加廣泛的使用，美國空軍研究實驗室(AFRL)已就高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)詳細設(shè)計設(shè)立了中西部結(jié)構(gòu)科學(xué)中心(MSSC)專項并開展了一系列研究工作。從其面臨的結(jié)構(gòu)強度挑戰(zhàn)來看，高溫、流動、噪聲、低氧低氣壓等多場耦合環(huán)境下的變形協(xié)調(diào)、剛度匹配、密封性能、連接可靠性、疲勞失效等仍然是制約結(jié)構(gòu)應(yīng)用于型號的關(guān)鍵強度問題。

3) 系統(tǒng)及整機級強度設(shè)計方法

事實上，極端嚴酷服役環(huán)境下，高超聲速飛行器關(guān)鍵部件與系統(tǒng)、甚至整機的強度問題也不容忽視。這類問題主要體現(xiàn)在以下3個方面：復(fù)雜環(huán)境下的系統(tǒng)/部件功能可靠性問題、整機動力學(xué)失穩(wěn)與控制問題、整機靜強度和熱強度破壞問題等。

超高溫、高動壓、大過載等條件下，飛行器機載傳感器、系統(tǒng)設(shè)備以及進氣道等部件的功能可靠性和環(huán)境適應(yīng)性面臨巨大挑戰(zhàn)，如超高溫導(dǎo)致傳感器失效、強噪聲引起設(shè)備失靈、高動壓引起進氣道內(nèi)部喘振從而誘發(fā)發(fā)動機停車等。未來可重復(fù)使用高超聲速飛行器將更多的采用翼身融合體等構(gòu)型，因此其整機級熱模態(tài)、熱顫振以及由此引發(fā)的振動和整體失穩(wěn)等問題也同樣值得關(guān)注，該問題通常還與飛行器的動力學(xué)控制密切相關(guān)，由此帶來更加復(fù)雜的非線性動力學(xué)和剛?cè)嵋惑w化動力學(xué)等問題。此外，從整機級尺度來看，超高溫、大過載以及隨機氣動力等嚴酷應(yīng)力環(huán)境載荷綜合作用下的飛行器全機靜強度問題也成為必須面對的關(guān)鍵問題之一。

2.2 高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度評估理論

高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度的準確評估一直以來都是一項艱巨的任務(wù)。事實上，嚴酷熱、力、氧等耦合環(huán)境下，結(jié)構(gòu)損傷機理極為復(fù)雜，失效模式多樣，對理論與計算研究提出了挑戰(zhàn)。其難點主要體現(xiàn)在高溫環(huán)境下材料性能測試與表征方法、結(jié)構(gòu)多尺度損傷演化模型、結(jié)構(gòu)多尺度強度理論等方面。

高溫氧化環(huán)境下，高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)材料的力學(xué)與熱物理特性具有非均勻和非線性的特點，正確認識材料的力學(xué)行為并建立準確的本構(gòu)關(guān)系是評估高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度的基礎(chǔ)。事實上，超高溫環(huán)境下C/SiC等復(fù)合材料的力學(xué)性能受材料成分、環(huán)境因素、測量手段、表征與評價方法等影響。從參數(shù)測量手段來看，要獲得高溫氧化環(huán)境下材料的本構(gòu)關(guān)系，首先需要獲取材料微觀結(jié)構(gòu)和成分組成，以及不同載荷組合下的應(yīng)力應(yīng)變等響應(yīng)參數(shù)，這就需要借助先進的測量方法與系統(tǒng)，包括熱重測試、電鏡觀測、同位素示蹤、氧化撓曲實驗、X射線衍射、拉曼光譜等。近年來，國內(nèi)在三維斷層掃描技術(shù)(VCT)、數(shù)字圖像相關(guān)測量(DIC)等先進非接觸測量等方面也取得了長足發(fā)展，有望在材料高溫力學(xué)性能測試方面發(fā)揮重要作用；從環(huán)境因素來看，基于宏觀等效的方法不能有效建立起工藝缺陷、氧化化學(xué)反應(yīng)等因素與本構(gòu)模型之間的耦合關(guān)系；從表征方法來看，目前普遍采用的基于宏觀唯象的本構(gòu)模型在精確度、適用性方面還有很多不足，一個典型的例子就是俄羅斯學(xué)者利用鍵能理論建立的碳基復(fù)合材料高溫本構(gòu)模型與試驗結(jié)果相差2.5倍之多。

嚴酷服役環(huán)境下，高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度失效往往表現(xiàn)出多失效模式疊加的狀態(tài)，如何準確掌握飛行器結(jié)構(gòu)的損傷演化規(guī)律和失效機理，建立合理的剛度退化模型和適用于復(fù)雜環(huán)境的強度準則，這都是亟待解決的關(guān)鍵問題。準確的強度評估一般包括本構(gòu)模型、應(yīng)力計算、失效判據(jù)和剛度退化4個步驟，對于高溫氧化環(huán)境下的復(fù)合熱結(jié)構(gòu)而言，在得到本構(gòu)模型和完成應(yīng)力計算的基礎(chǔ)上，還需要建立合適的失效判據(jù)和剛度退化模型。目前普遍采用的失效判據(jù)仍然是沿用傳統(tǒng)的常溫條件下的經(jīng)典宏觀或細觀失效判據(jù)，而對于高溫及氧化等環(huán)境影響下的失效判據(jù)研究，并沒有很好地建立復(fù)雜應(yīng)力成分、應(yīng)力生長、氧化化學(xué)反應(yīng)與損傷之間的耦合關(guān)系，可以預(yù)見，未來建立考慮質(zhì)量擴散、化學(xué)反應(yīng)以及黏彈性大變形等效應(yīng)的連續(xù)介質(zhì)耦合損傷模型將是重要發(fā)展方向。剛度退化模型的引入是為了更加真實地進行疲勞損傷描述和壽命預(yù)測，早期的剛度退化模型通常采用簡單的進行罰單元或者是常系數(shù)折減等方式，但顯然這種方式不適用于嚴酷環(huán)境下的高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)，因此，學(xué)者們建立了很多基于大量實驗數(shù)據(jù)的非線性剛度退化模型，一定程度上提高了強度評估的精度。從當前的發(fā)展趨勢來看，剛度退化模型的發(fā)展正向著由宏觀尺度到宏細觀多尺度縱深的方向發(fā)展，同時也由單一性能退化模型逐漸發(fā)展到多變量耦合漸進損傷誘導(dǎo)性能退化模型。可以預(yù)見，目前正在發(fā)展的基于漸進損傷理論的多尺度強度評估方法有望成為完整描述熱結(jié)構(gòu)材料強度失效行為的最有效途徑。

2.3 高超聲速飛行器響應(yīng)預(yù)測方法

高超聲速飛行器的強度評估方法包括工程計算、數(shù)值仿真等方法。工程算法計算速度快，但精度較低，適合在飛行器的研制初期進行快速迭代計算，滿足快速獲取氣動力、氣動熱等數(shù)據(jù)需求。數(shù)值仿真可以提供較為精確的計算數(shù)據(jù)，為高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)、熱防護結(jié)構(gòu)的選材、設(shè)計及試驗驗證提供比較精確的數(shù)據(jù)。

在材料方面，目前常規(guī)的金屬材料在各種載荷條件下的本構(gòu)模型等研究已經(jīng)較為成熟，但是對于復(fù)合材料來說目前主要研究材料在室溫狀況下的力學(xué)性能。高超聲速飛行器的熱防護材料大多為復(fù)合材料，并且服役環(huán)境的溫度較高，研究復(fù)合材料在高溫、復(fù)雜應(yīng)力組合、氧化等多場載荷條件下的本構(gòu)關(guān)系和力學(xué)性能測試是當下的熱點。目前對復(fù)合材料在復(fù)雜環(huán)境下的本構(gòu)關(guān)系以及力學(xué)行為預(yù)測的分析主要采用有限元方法以及理論模型建立。例如，NASA在最新的研究中建立了陶瓷基復(fù)合材料在蒸汽環(huán)境下的失效模型與疲勞損傷計算模型。國內(nèi)陳波基于組分高溫特性、細觀有限元法和逐漸損傷理論，建立了三維四向編織C/C復(fù)合材料高溫剛度、強度及疲勞預(yù)測模型。

針對高超聲速飛行器在不同載荷工況下的結(jié)構(gòu)強度分析需求，根據(jù)實際服役工況需要開展涵蓋流動、結(jié)構(gòu)、傳熱、噪聲等多物理場的仿真分析，如熱氣動彈性分析、流固耦合分析、聲振耦合分析、熱振動分析、熱噪聲分析、流-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析、復(fù)合疲勞壽命分析等。多物理場耦合問題從建模、分析角度以及相互之間的作用程度可分為強耦合和弱耦合。從求解的角度來看，強耦合是將耦合問題的各物理場通過控制方程聯(lián)系起來，建立數(shù)學(xué)模型進行直接求解，該方法反應(yīng)客觀物理過程，求解精度較高，但實際應(yīng)用存在很大困難。弱耦合則是將耦合問題按照不同的類型分別進行求解，在耦合界面通過數(shù)據(jù)交換實現(xiàn)耦合。

高超聲速飛行器在空氣中高速巡航、再入大氣層時，因強烈的氣動加熱作用導(dǎo)致飛機結(jié)構(gòu)溫度上升，結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能發(fā)生改變，部件內(nèi)部及相鄰部件之間存在熱應(yīng)力、熱變形。氣動加熱與氣動力共同影響結(jié)構(gòu)的變形，結(jié)構(gòu)變形又可以改變流場與結(jié)構(gòu)溫度場，是一個典型熱-流-結(jié)構(gòu)耦合問題。流-熱-結(jié)構(gòu)耦合關(guān)系見圖20，從圖中可以明確各部分之間的相互作用的關(guān)系。流-熱-結(jié)構(gòu)耦合的物理本質(zhì)是高超聲速氣動熱力學(xué)問題與結(jié)構(gòu)的熱力響應(yīng)問題通過耦合邊界進行相互作用和影響的過程。

圖20 流-熱-結(jié)構(gòu)耦合關(guān)系[34]Fig.20 Fluid-thermal-structure coupling relationship[34]

高超聲速飛行器的流-熱-結(jié)構(gòu)耦合計算分析模型見圖21，流場分析的熱流、壓力數(shù)據(jù)傳遞給固體計算域，熱-結(jié)構(gòu)分析的壁面溫度、結(jié)構(gòu)位移通過耦合界面?zhèn)鬟f給流體計算域。耦合界面的數(shù)據(jù)信息實時交換，實現(xiàn)多場耦合的計算。

圖21 流-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析模型Fig.21 Fluid-thermal-structure coupled analysis model

國外方面Miller等考慮了流場分析與固體響應(yīng)之間的時間尺度問題,兼顧流場區(qū)域以及固體域的計算精度,建立了流-熱-結(jié)構(gòu)多物理場耦合模型。國內(nèi)學(xué)者也在該領(lǐng)域取得一定的成果。如周印佳等實現(xiàn)了基于Navier-Stokes方程的高超聲速化學(xué)非平衡計算流體力學(xué)(CFD)求解器與結(jié)構(gòu)的熱力全耦合有限元法(FEM)求解器的多場耦合計算，建立了高超聲速飛行器的多場耦合數(shù)值分析方法，對超高溫陶瓷材料耦合傳熱問題進行分析。孫學(xué)文通過理論分析與數(shù)值仿真的手段針對高超聲速飛行器典型外形以及縫隙局部熱環(huán)境預(yù)測開展研究，建立了多場耦合模型，得到了各種因素對高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境的影響。

高超聲速飛行器飛行過程中的熱顫振問題同樣也是熱-流-固耦合問題，在分析結(jié)構(gòu)熱顫振的邊界時需要進行結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)分析，從而得到結(jié)構(gòu)在熱環(huán)境下的模態(tài)參數(shù)。譚光輝等采用商用有限元軟件NASTRAN對鈦合金翼盒段進行了熱模態(tài)分析，并與試驗進行了比對。吳志剛等提出分層求解思路，對某高超聲速飛行器的翼面進行了熱模態(tài)以及熱顫振分析。

高超聲速飛行器面臨的復(fù)雜綜合載荷環(huán)境除了氣動力、氣動熱外，高強噪聲對結(jié)構(gòu)的影響無法忽視。輕質(zhì)耐高溫的熱結(jié)構(gòu)大多采用薄壁蒙皮，這類結(jié)構(gòu)在熱載作用下將產(chǎn)生熱應(yīng)力，改變固有的特征，從而導(dǎo)致飛行器在強噪聲作用下的動態(tài)響應(yīng)特征非常復(fù)雜，對疲勞壽命影響較大，對于此類問題的仿真可以幫助預(yù)測結(jié)構(gòu)在熱噪聲條件下的剛度變化、非線性屈曲穩(wěn)定性以及疲勞壽命變化。

國外熱噪聲仿真分析工作起步較早,早期分析方法以Galerkin方法結(jié)合時域數(shù)值仿真方法、等效線性化技術(shù)或FEM方法與等效線性化技術(shù)，20世紀初采用FEM/ROM方法，分析對象為梁、板等簡單結(jié)構(gòu)。2010年以來開始出現(xiàn)基于商用軟件的二次開發(fā)，研究對象為熱防護結(jié)構(gòu)、蒙皮壁板、副翼等。2010年，美國佛羅里達大學(xué)Behnke等利用有限元軟件ABAQUS對高超聲速飛行器防熱承載一體化熱防護結(jié)構(gòu)在氣動力、氣動熱、噪聲等載荷聯(lián)合作用下的動態(tài)響應(yīng)進行了計算。計算流程及聯(lián)合載荷下的動態(tài)響應(yīng)計算結(jié)果見圖22和圖23。

圖22 ITPS耦合計算求解流程[42]Fig.22 ITPS coupled calculation process[42]

圖23 聲靜熱三場耦合計算結(jié)果[42]Fig.23 Calculation results under three-field coupled acoustic/static/thermal loads[42]

波音公司基于成熟的商業(yè)軟件開發(fā)了聲振分析軟件SRA(Sonic Response Analysis)。該軟件可以分析預(yù)應(yīng)力作用下的聲振響應(yīng)，得到熱、壓力等預(yù)應(yīng)力載荷對結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)及響應(yīng)的影響規(guī)律。

美國空軍實驗室Gordon和Hollkamp、波音公司Liguore等采用FEM/ROM方法對熱噪聲載荷作用下的結(jié)構(gòu)動響應(yīng)進行了計算，計算模型包括簡單的梁、板等與典型飛行器的副翼等，并將仿真結(jié)果與全階有限元結(jié)果、試驗結(jié)果進行對比，發(fā)現(xiàn)ROM方法可以精確計算包含非線性大變形、熱噪聲耦合的結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)，與全階有限元相比，大幅節(jié)省計算成本。

洛克希德·馬丁公司的相關(guān)科研人員針對高超聲速巡航飛行器，開展了較為詳細的載荷環(huán)境預(yù)計以及多場耦合響應(yīng)分析工作，對飛行器翼面等結(jié)構(gòu)進行了充分的強度評估，如圖24所示。

圖24 高超聲速飛行器多場耦合響應(yīng)計算[48]Fig.24 Multi-field coupled response calculation of hypersonic vehicle[48]

國內(nèi)許多科研單位，如中國飛機強度研究所、北京強度環(huán)境研究所、西安交通大學(xué)、沈陽航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等，在熱/聲/振等載荷環(huán)境下的結(jié)構(gòu)耦合響應(yīng)仿真方面開展了大量研究工作。中國飛機強度研究所鄒學(xué)鋒等以典型簡支鈦合金板為研究對象，采用有限元法計算其臨界熱屈曲溫度，采用順序耦合法和Newmark時域積分法計算其熱聲動響應(yīng)，獲得了熱聲載荷下結(jié)構(gòu)非線性屈曲跳變等響應(yīng)行為。北京強度環(huán)境研究所張正平采用基于有限元/邊界元方法(FEM/BEM方法)，開展了熱噪聲耦合環(huán)境下結(jié)構(gòu)(壁板等)仿真分析，獲得結(jié)構(gòu)的動態(tài)響應(yīng)特征。李躍明團隊對數(shù)年來針對典型壁板在熱環(huán)境下的聲振特性的基礎(chǔ)研究工作進行了總結(jié)。沙云東等基于耦合的FEM/BEM理論對高速熱流環(huán)境下的航空薄壁結(jié)構(gòu)隨機振動響應(yīng)及疲勞失效問題進行了研究，通過試驗驗證了仿真計算分析方法的可靠性與可用性。西北工業(yè)大學(xué)的楊智春等在國內(nèi)最早開展高超聲速飛行器壁板氣動彈性聲振研究。盡管隨著計算工具、耦合算法的不斷改進，多場耦合計算規(guī)模、效率、精度得到了快速提升，但面向更加復(fù)雜的載荷強耦合、結(jié)構(gòu)多尺度、響應(yīng)非線性等工程問題，仍然需要在貼近工程與指導(dǎo)設(shè)計方面持續(xù)提高。

2.4 高超聲速飛行器強度試驗技術(shù)

試驗驗證是檢驗高超聲速飛行器是否滿足設(shè)計要求的重要手段，一般分為地面試驗、飛行試驗等。地面試驗包括風(fēng)洞試驗、火箭撬試驗與地面模擬試驗等。地面模擬試驗主要包括力學(xué)性能試驗、熱學(xué)性能試驗與綜合環(huán)境試驗等。

飛行試驗?zāi)軌蛘鎸嵎从辰Y(jié)構(gòu)在飛行過程中的載荷特征，可以記錄飛行過程中的各類氣流、溫度、振動、噪聲、熱流等試驗數(shù)據(jù)。風(fēng)洞試驗可以模擬結(jié)構(gòu)所承受的氣動力等，主要被用于載荷模擬與測試。但是飛行試驗與風(fēng)洞試驗的成本較高，且載荷條件的穩(wěn)定性和可控性、長時間疲勞試驗的可行性等方面存在明顯缺陷。因此目前強度試驗較為廣泛采用地面模擬試驗方式。隨著飛行器載荷環(huán)境越來越嚴峻，對地面模擬試驗的試驗?zāi)芰σ笠苍诓粩嗵岣?。地面模擬試驗的主要目的大致有3條：驗證高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)的工藝、確保飛行成功、驗證計算模型。本節(jié)對國內(nèi)外高超聲速飛行器地面試驗?zāi)芰?、相關(guān)典型試驗以及復(fù)雜載荷環(huán)境下的測試技術(shù)分別進行簡要介紹。

2.4.1 國外地面模擬試驗

本節(jié)介紹國外科研機構(gòu)在高超聲速飛行器地面模擬試驗中的試驗?zāi)芰σ约跋嚓P(guān)試驗技術(shù)發(fā)展情況。

2.4.1.1 國外試驗設(shè)備及能力

1) 地面熱環(huán)境模擬裝置

在實驗室中，采用輻射、對流等方式實現(xiàn)地面熱環(huán)境模擬。有采用石英燈、石墨、氙弧燈等單一輻射加熱元件的加熱裝置，也有根據(jù)試驗需要采用石英燈、石墨組合的加熱裝置。為了提高加熱熱流，便于安裝，對石英燈加熱器、石墨加熱器進行模塊化設(shè)計。采用石英燈輻射加熱方式時，NASA可以實現(xiàn)1.13 MW/m的最高熱流密度，俄羅斯國家空氣動力研究院的熱試驗中最高熱流密度可達到1.0 MW/m。目前石墨輻射長時加熱熱流最高可達5.6 MW/m。采用氙弧燈加熱方式，美國AFRL實現(xiàn)了最高22.7 MW/m的加熱熱流，可以實現(xiàn)對高超聲速飛行器頭錐、翼前緣等部位的熱環(huán)境模擬。相關(guān)試驗設(shè)備如圖25和圖26所示。

圖25 模塊化石英燈加熱器陣列[55]Fig.25 Modular quartz lamp heater array[55]

圖26 石墨加熱器[55]Fig.26 Graphite heater[55]

2) 熱/力/氧試驗?zāi)M裝置

NASA Amstrong研究中心的一套基于氮氣的熱/力/氧試驗?zāi)M裝置，由大型環(huán)境箱、力熱聯(lián)合試驗系統(tǒng)及水/氣冷系統(tǒng)等部分組成，如圖27所示，試驗箱的尺寸為7.3 m×6 m×7.3 m。熱環(huán)境使用模塊化石英燈加熱裝置實現(xiàn)，低氧環(huán)境采用液氮汽化的方式噴入環(huán)境箱中，置換環(huán)境箱中的氧氣，實現(xiàn)0.014%的低氧環(huán)境，用來模擬高空低氧大氣環(huán)境。

圖27 NASA熱/力/氧模擬裝置[56]Fig.27 Thermal/force/oxygen simulation facility of NASA[56]

俄羅斯國家空氣動力研究院建立了一套熱真空模擬裝置，如圖28所示。試驗罐的尺寸為?13.5 m ×29.5 m，采用輻射加熱裝置及力加載系統(tǒng)，配套的供電能力達到100 MW，可以實現(xiàn)在低氣壓或氧氣氛圍環(huán)境中對大型結(jié)構(gòu)進行綜合加載，獲取有關(guān)的熱力學(xué)數(shù)據(jù)。

圖28 俄羅斯低氣壓熱結(jié)構(gòu)試驗艙[57]Fig.28 Russian low-pressure thermal structure test module[57]

3) 熱/力/振動/噪聲多場耦合試驗?zāi)M裝置

美國NASA Goddard空間飛行中心的發(fā)射

模擬裝置，可以實現(xiàn)氣動熱、振動、噪聲及低氧環(huán)境的綜合模擬。該裝置配套了Ling公司的電動氣流揚聲器和1 100 m容積高聲強混響室，利用氮氣作為氣源實現(xiàn)低氧環(huán)境下的高強噪聲模擬。NASA蘭利研究中心建立有一套可以實現(xiàn)最高溫度1 370 ℃、總聲壓級175 dB的熱/噪聲耦合試驗裝置，如圖29所示；美國空軍萊特實驗室的熱/靜力/噪聲耦合試驗裝置，0.6 m和1.2 m試驗段的最高總聲壓級可分別達到180 dB和175 dB，熱環(huán)境通過石墨加熱器、等離子電弧加熱器實現(xiàn)。

圖29 NASA蘭利熱噪聲試驗設(shè)備[57]Fig.29 Thermal noise test facility of NASA Langley[57]

英國BAE公司建立了一套熱/噪聲/靜力耦合試驗裝置。該套裝置采用美國TEAM公司的單個聲功率為200 kW的揚聲器，加熱裝置由40個加熱單元組成，可以實現(xiàn)800 ℃的高溫?zé)岘h(huán)境，并利用空氣冷卻、物理隔熱等措施實現(xiàn)快速升降溫模擬。行波管試驗段尺寸為1.2 m×0.3 m×4.4 m，最高聲壓級達175 dB，施加的面內(nèi)載荷可達70 t。

俄羅斯西伯利亞國家航空研究院建有2套多場耦合載荷模擬裝置，分別用于子部件、部件級試驗。該裝置使用自研的電動氣流揚聲器作為聲源，利用U型石英燈輻射加熱實現(xiàn)熱環(huán)境的模擬。2套試驗裝置的能力為總聲壓級165 dB，加熱溫度1 000 ℃。

2.4.1.2 典型地面試驗研究工作

1) 材料級試驗

在高溫、氣動力、強噪聲及氣流沖刷等綜合環(huán)境下使用的材料，失效方式主要有氧化燒蝕、脆性斷裂、熱沖擊失效、隨機振動疲勞等。為準確預(yù)測材料的性能與失效模式，載荷的準確模擬尤為重要，以熱沖擊為例：性能試驗方法主要有2種，一種是加熱沖擊，主要有火焰沖擊(如乙炔焰)、等離子沖擊、電弧沖擊及激光沖擊等方法；另一種是冷卻熱沖擊，主要有氣淬、水淬、液氮、甘油等方法。例如Zimmermann等通過水淬試驗研究了ZrB2和ZrB2-30%SiC陶瓷材料的抗熱沖擊性能。

學(xué)者們對復(fù)合材料在高溫環(huán)境下的本構(gòu)關(guān)系進行了試驗研究，通過高溫、無氧等復(fù)雜環(huán)境下的力學(xué)試驗對復(fù)合材料的力學(xué)性能進行測試。例如Opeka等對4種陶瓷材料進行了熱力學(xué)性質(zhì)測試，主要包括熱導(dǎo)率、熱膨脹系數(shù)、彈性模量、彎曲強度和脆-韌轉(zhuǎn)變溫度等。

同樣，隨著高超聲速飛行器巡航過程中的載荷越來越復(fù)雜，需要考慮的因素也越來越多。NASA在最新的研究進展中對超高溫陶瓷材料進行了高溫蒸汽環(huán)境下的耐久性試驗，獲得了該類材料在蒸汽環(huán)境下的失效模式。

2) 結(jié)構(gòu)與部件級試驗

對于高超聲速飛行器來說，熱防護系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，通過力學(xué)性能試驗，獲取相關(guān)結(jié)構(gòu)的基本力學(xué)性能數(shù)據(jù)及失效數(shù)據(jù)，為熱防護系統(tǒng)設(shè)計及評估提供試驗數(shù)據(jù)。力學(xué)性能試驗包括在常溫及高溫環(huán)境，各類載荷作用下的強度、剛度試驗。熱性能試驗包括隔熱性能試驗、高低溫循環(huán)試驗、熱匹配試驗、熱真空試驗等。環(huán)境試驗是模擬飛行器單次任務(wù)剖面中所承受的各類載荷，包括但不限于氣動熱、氣動力、振動、噪聲、氧化等耦合載荷環(huán)境。例如熱振動、熱噪聲、熱沖擊、熱-力-氧、熱-聲-振等類型的試驗。

NASA Dryden研究中心自2000年以來，針對X-37飛行器的熱結(jié)構(gòu)部件進行了許多熱強度試驗，為X-37飛行器結(jié)構(gòu)和防熱設(shè)計提供了依據(jù)。試驗部件包括C/C操縱面、C/SiC機身襟翼、C/C與C/SiC襟副翼子部件、C/SiC方向升降舵子部件等。試驗內(nèi)容包括熱強度試驗、靜強度試驗、噪聲試驗、振動試驗、靜熱聯(lián)合試驗、熱振動試驗、熱模態(tài)試驗以及熱噪聲試驗。其中噪聲聲壓級可達到170 dB，加熱溫度高達1 700 ℃，振動、靜力等載荷加載也可以達到部件實際承受載荷量級，如圖30、圖31所示。

圖30 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱試驗[65]Fig.30 Thermal-structural test of composites[65]

圖31 多場耦合試驗[64-66]Fig.31 Multi-field coupling test[64-66]

3) 全機級試驗

20世紀70年代，美國對YF-12A進行了全機熱試驗。YF-12A可以進行馬赫數(shù)=3的超聲速巡航飛行，機身最高溫度超過600 ℉，如圖32所示。因試驗費用高昂，試驗難度極大，后續(xù)高超聲速飛行器的型號未見相關(guān)報道。

圖32 YF-12A全機熱試驗現(xiàn)場[66]Fig.32 YF-12A full aircraft thermal test site[66]

2.4.2 國內(nèi)地面模擬試驗

國內(nèi)相關(guān)高校、科研院所在高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱強度試驗、熱振動試驗、熱噪聲試驗及熱模態(tài)試驗等方面都開展了系統(tǒng)深入的研究工作。

在材料特性試驗方面，國內(nèi)高校及機構(gòu)進行了大量的高溫環(huán)境下C/C復(fù)合材料與超高溫陶瓷材料的力學(xué)行為測試試驗，其中試驗環(huán)境包括有氧與無氧環(huán)境，試驗類型有拉伸、拉壓、疲勞試驗等。

在結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗方面，北京航空航天大學(xué)的吳大方等對導(dǎo)彈彈翼進行了熱模態(tài)特性測試，利用激振器通過高溫陶瓷桿實現(xiàn)了熱模態(tài)試驗。中國飛機強度研究所的李曉東等基于隨機激勵的熱模態(tài)試驗技術(shù)，對三角翼進行了熱模態(tài)試驗。

在結(jié)構(gòu)熱噪聲及多場耦合試驗方面，中國飛機強度研究所的鄒學(xué)鋒等建立了一套熱/力/聲/振多場耦合試驗平臺，并對元件/結(jié)構(gòu)級試驗件開展了0.8 kN/1 250 ℃/18 t/166 dB多場耦合模擬試驗。

國內(nèi)目前可以開展高超聲速飛行器全尺寸熱結(jié)構(gòu)的熱力、熱振動、熱噪聲、熱-聲-振等試驗，但現(xiàn)有試驗?zāi)芰θ匀粺o法完全覆蓋全飛行包線范圍內(nèi)的地面載荷環(huán)境模擬要求，比如低氧氛圍環(huán)境下耐高溫結(jié)構(gòu)的超高溫大面積熱試驗、總聲壓級超過175 dB量級的噪聲試驗等。此外，在試驗精細化模擬方面差距較大，比如在熱力學(xué)邊界模擬方面，溫區(qū)干擾、加熱器末端響應(yīng)、對流影響、動力學(xué)邊界剛度等試驗細節(jié)設(shè)計上還有待提高。

2.4.3 復(fù)雜環(huán)境下典型物理量的測試技術(shù)

溫度作為地面熱試驗中的一個基本參數(shù)，其測量范圍及精度受環(huán)境影響較大。目前溫度測量手段分為接觸式與非接觸式。接觸式測溫手段有熱電偶、光纖、示溫漆等，在高溫環(huán)境下，熱電偶測量范圍廣、精度高、靈敏度高，抗干擾能力強，是一種最常用的測溫手段。非接觸式測溫手段包括紅外輻射測溫、聲學(xué)測溫等方法。在復(fù)雜環(huán)境中，聲學(xué)測溫易受到不均勻熱流的干擾難以工程應(yīng)用。紅外輻射測溫利用試驗件熱輻射來確定溫度，需要考慮物體發(fā)射率的影響。在此基礎(chǔ)上發(fā)展出的多光譜輻射測溫法，基于多個波長下的試驗件表面輻射強度信息，結(jié)合發(fā)射率函數(shù)信息，獲取目標溫度的反演數(shù)據(jù)，該方法目前已得到快速發(fā)展和成熟應(yīng)用。

在高溫應(yīng)變測量方面，高溫應(yīng)變片采用接觸式測量方法，適應(yīng)性好，可靠性高，但受復(fù)雜環(huán)境的影響，需要通過標定與校準，來提高測量數(shù)據(jù)精度。DIC應(yīng)變測量方法作為一種非接觸式應(yīng)變測量方法，采用基于組合式平面反射鏡的單相機高速三維成像技術(shù)與“主動成像技術(shù)”相結(jié)合的三維高速數(shù)字圖像相關(guān)測量方法，可以實現(xiàn)高溫復(fù)雜環(huán)境下，試驗件表面的應(yīng)變測量。物體表面發(fā)出的光線經(jīng)組合式反射鏡反光分別成像于相機靶面左右兩側(cè)。通過對采集的標定圖像和試驗件表面圖像進行分析，可獲得試驗件表面的形貌和三維變形信息。

在加速度測量方面，接觸式測量方法主要使用加速度計進行測量，美國擁有先進的中高溫加速度計研發(fā)技術(shù)，NASA采用中溫加速度計實現(xiàn)了最高482 ℃的高溫加速度測量。非接觸加速度測量方法有散斑干涉法、莫爾條紋光柵法、激光多普勒測量法等。激光多普勒測振法有操作簡單、測量范圍大、精度高、抗干擾能力強等優(yōu)點，在熱試驗中已廣泛應(yīng)用。其測量原理是激光束發(fā)射到振動表面并反射后因為多普勒效應(yīng)產(chǎn)生頻移，發(fā)射光與入射光的干涉頻率與被測表面相對運動成線性關(guān)系，通過處理獲得速度隨時間的關(guān)系，微分后得到加速度測量數(shù)據(jù)。圖33為試驗中加速度計粘貼示意圖。

圖33 高溫加速度計粘貼照片[65]Fig.33 Photo of attaching high temperature accelerometer[65]

目前測試技術(shù)朝著多功能傳感器方向發(fā)展。例如薄膜式傳感器可以同時測量試驗件表面的溫度、熱流、應(yīng)變等參數(shù)；光纖傳感器可以測量溫度、應(yīng)變以及加速度。美國曾使用薄膜式傳感器在1 100 ℃的溫度下成功測量了金屬、陶瓷基復(fù)合材料表面的溫度、熱流和應(yīng)變；使用高溫陶瓷薄膜傳感器在1 500 ℃發(fā)動機葉片上進行了溫度、熱流、應(yīng)變的測試。美國NASA Dryden研究的藍寶石光纖技術(shù)可以在1 650 ℃環(huán)境下使用，如圖34所示。光纖傳感器響應(yīng)快、精度高但安裝復(fù)雜，工程應(yīng)用受限。

圖34 光纖應(yīng)變傳感器粘貼情況[65]Fig.34 Schematic diagram of attaching optical fiber strain sensor[65]

國內(nèi)在超高溫測量方面，與國外先進技術(shù)差距較大。例如，高溫應(yīng)變片工程化應(yīng)用時存活率低，數(shù)據(jù)精度差；在溫度、應(yīng)變非接觸式傳感器方面發(fā)展受限。此外在傳感器校準方面仍有較大的進步空間。

3 高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度技術(shù)發(fā)展面臨的挑戰(zhàn)

當前，在高超聲速飛行器型號需求牽引和專業(yè)融合發(fā)展的態(tài)勢下，高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度技術(shù)也得到了快速發(fā)展，盡管如此，面對更加復(fù)雜工程問題的強度設(shè)計與驗證需求，結(jié)構(gòu)強度在基本理論、仿真算法、試驗技術(shù)等各個層面仍然有很多基礎(chǔ)問題和關(guān)鍵技術(shù)亟待突破。

1) 熱防護結(jié)構(gòu)/熱結(jié)構(gòu)損傷與壽命準確預(yù)計方法

可重復(fù)使用的高超聲速飛行器需要進行多次天地往返飛行，每次往返時均會遭遇嚴酷的氣動熱、氣動力、高強噪聲、振動等復(fù)雜環(huán)境載荷，引起結(jié)構(gòu)損傷和壽命下降，如何對熱防護結(jié)構(gòu)/熱結(jié)構(gòu)在嚴酷環(huán)境下的損傷及壽命進行準確評估，對于可重復(fù)使用設(shè)計要求具有重要意義。從當前的工程需求與技術(shù)現(xiàn)狀來看，急需解決以下關(guān)鍵技術(shù)問題：復(fù)雜載荷歷程下熱防護結(jié)構(gòu)/熱結(jié)構(gòu)的損傷行為表征方法；復(fù)雜綜合載荷作用下載荷譜編制方法；高溫疲勞試驗方法；原位檢測技術(shù)；結(jié)構(gòu)疲勞演化規(guī)律；基于演化理論的疲勞壽命預(yù)測以及結(jié)構(gòu)可靠性評估方法等。

2) 高溫動力學(xué)響應(yīng)高精度預(yù)測技術(shù)

高超聲速飛行器所經(jīng)受的嚴酷復(fù)雜環(huán)境與結(jié)構(gòu)響應(yīng)相互耦合，引起結(jié)構(gòu)響應(yīng)的強非線性效應(yīng)，對復(fù)雜飛行器動力學(xué)建模以及動態(tài)響應(yīng)預(yù)測帶來了極大的挑戰(zhàn)。從工程需求角度出發(fā)，氣動加熱對結(jié)構(gòu)振動特性的影響機理；高溫環(huán)境下復(fù)雜外形飛行器熱模態(tài)建模方法；力熱耦合環(huán)境下飛行器結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特性；高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型修正技術(shù)；以及高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)非線性隨機動響應(yīng)分析方法等，都是當前面臨的主要技術(shù)挑戰(zhàn)。

3) 嚴酷服役環(huán)境下全尺寸結(jié)構(gòu)強度試驗技術(shù)

高超聲速飛行器在爬升、巡航和再入階段面臨嚴重的熱、力、噪聲、振動、沖擊、低氧和低氣壓等復(fù)雜載荷環(huán)境，突出特點為載荷種類多、載荷量級高、時變特性強。由此帶來突出的結(jié)構(gòu)強度問題，如飛行器頭錐、機翼前緣等部位熱結(jié)構(gòu)與機身大面積區(qū)域防熱結(jié)構(gòu)之間的熱力耦合與匹配性可靠連接問題，以及結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計、高溫動力學(xué)特性、耐噪聲設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)問題，需要借助大量的地面試驗研究與驗證試驗來解決。在接近真實飛行環(huán)境下對典型結(jié)構(gòu)、組件、部件等進行熱強度、熱匹配、熱模態(tài)、熱振動、熱噪聲試驗考核，這些試驗在高溫測量手段、地面載荷模擬、試驗評估等方面面臨突出的技術(shù)挑戰(zhàn)，包括隨飛行速度和高度變化的高溫、動壓、氣體介質(zhì)載荷環(huán)境等效模擬方法；復(fù)雜多場載荷地面加載與控制方法、長時間大熱流氣動加熱地面模擬技術(shù)；高溫動態(tài)環(huán)境下的參數(shù)測量方法；復(fù)雜環(huán)境下的虛擬試驗技術(shù)等。

4 高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度技術(shù)發(fā)展方向

新型高超聲速飛行器正在朝著寬速域、長航時、輕質(zhì)化、全空域等方向發(fā)展，飛行器將面臨更加嚴酷的復(fù)雜綜合載荷環(huán)境，對飛行器結(jié)構(gòu)強度的分析與試驗提出了更嚴峻的挑戰(zhàn)，也帶來了良好的發(fā)展機遇，未來需要在多場耦合技術(shù)、綜合載荷環(huán)境下的測量技術(shù)等領(lǐng)域繼續(xù)耕耘，以支撐高超聲速飛行器的發(fā)展。具體包括以下幾個方面：

1) 完善嚴酷環(huán)境下材料的力學(xué)行為試驗與強度理論。開展熱力氧等復(fù)雜環(huán)境下的復(fù)合材料熱結(jié)構(gòu)力學(xué)性能測試與表征方法研究，建立高溫復(fù)合材料耦合本構(gòu)方程與多尺度漸進損傷失效模型，構(gòu)建一套系統(tǒng)完善的強度理論與評估方法。

2) 建立新材料的復(fù)雜環(huán)境下力學(xué)行為分析與模擬能力。開展綜合載荷作用下的新材料復(fù)雜力學(xué)行為試驗表征研究，建立新材料多尺度力學(xué)行為演化分析方法及高溫綜合載荷環(huán)境下的材料性能數(shù)據(jù)庫，為結(jié)構(gòu)設(shè)計、數(shù)值仿真提供研究基礎(chǔ)。

3) 構(gòu)建多物理場動力學(xué)耦合分析方法，提高計算效率及精度。多場耦合環(huán)境模擬的強非線性、非定常、多尺度等特點，決定了多場耦合問題解決難度大。建立完善的多場耦合基礎(chǔ)理論，高效的建模方法及先進的耦合數(shù)據(jù)傳遞方法，提高計算效率，為高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強度分析提供有力的分析工具，指導(dǎo)飛行器的設(shè)計、分析、驗證。

4) 提升可重復(fù)使用飛行器的試驗載荷譜提取能力，拓展多物理場耦合試驗?zāi)M能力，完善構(gòu)件試驗邊界條件模擬精度。根據(jù)飛行包線的服役環(huán)境，包括氣動力、氣動熱、噪聲、振動、沖擊、氧化等綜合載荷環(huán)境，建立真實有效的覆蓋全飛行包線的多物理場耦合試驗?zāi)芰Γ瑸榭芍貜?fù)使用高超聲速飛行器的地面模擬試驗提供試驗技術(shù)支持。

5) 形成復(fù)雜綜合載荷環(huán)境下的試驗關(guān)鍵參數(shù)測量技術(shù)。面向未來更加復(fù)雜的載荷環(huán)境特點，需要結(jié)合先進非接觸光學(xué)點/場測量手段，有效獲取復(fù)雜綜合載荷環(huán)境下的溫度、熱流、應(yīng)變、位移、加速度等參數(shù)，提高測量精度，滿足試驗要求，從而獲取有效的試驗數(shù)據(jù)。

6) 構(gòu)建具有自主知識產(chǎn)權(quán)的試驗方法、分析工具與標準規(guī)范等成果體系。目前我國使用的大量分析工具、試驗設(shè)備以及相關(guān)行業(yè)標準均由國外引進，在當前國際競爭趨于嚴峻的新態(tài)勢下，這將成為制約我國高超聲速飛行器發(fā)展的重要手段。因此需要結(jié)合我國高超聲速飛行器型號研制需求，發(fā)展我國自主可控的分析工具以及試驗?zāi)芰?，推動并完善相?yīng)的標準規(guī)范體系。

5 結(jié)束語

高超聲速飛行器作為一種戰(zhàn)略性武器，與我國國家利益和空天安全密切相關(guān)。結(jié)構(gòu)強度技術(shù)作為事關(guān)高超聲速飛行器武器裝備研發(fā)的關(guān)鍵技術(shù)，也是我國高超聲速飛行器研制過程中必須攻克的一個難題。隨著新一代高超聲速飛行器向更高速、高機動、長航時、可重復(fù)等方向發(fā)展，可以預(yù)見，其強度問題將呈現(xiàn)出更為復(fù)雜的強耦合、非線性、快時變等特征，將會有更多的基礎(chǔ)科學(xué)問題亟待解決。從系統(tǒng)工程的理念來看，高超聲速飛行器強度問題的系統(tǒng)解決有賴于力學(xué)、化學(xué)、材料學(xué)、熱學(xué)等多學(xué)科的集成攻關(guān)，因此，需要團結(jié)國內(nèi)該領(lǐng)域高校、科研院所優(yōu)勢力量，組建多學(xué)科協(xié)同攻關(guān)團隊，從基礎(chǔ)理論、關(guān)鍵方法、工具手段、驗證能力等方面持續(xù)探索，一方面促進強度與其他專業(yè)之間的多學(xué)科融合，推動專業(yè)前沿發(fā)展；另一方面也將進一步夯實飛行器強度設(shè)計基礎(chǔ)，加速關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，支撐我國未來先進高超聲速飛行器型號研制。