劉聰 吳臣武

（1 中國科學(xué)院力學(xué)研究所，北京 100190；2 中國科學(xué)院大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院，北京 100049）

0 引言

錢學(xué)森先生在1946年首先提出高超聲速飛行（hypersonic）的概念[1]，在這一理論的指導(dǎo)下，飛行速度超過5馬赫的高超聲速飛行器應(yīng)運(yùn)而生。相較于傳統(tǒng)飛行器而言，高超聲速飛行器擁有速度更快、機(jī)動(dòng)性更強(qiáng)、突防能力更高等優(yōu)勢(shì)，成為了各個(gè)國家爭奪空間主動(dòng)權(quán)的重要環(huán)節(jié)。美國近年來逐步認(rèn)識(shí)到高超聲速技術(shù)領(lǐng)域的巨大潛力，逐漸增加了高超聲速飛行器項(xiàng)目的研發(fā)投入，大力發(fā)展高超聲速先進(jìn)技術(shù)，計(jì)劃開展多項(xiàng)高超聲速武器系統(tǒng)的研發(fā)工作，并將高超聲速技術(shù)列入2022年《關(guān)鍵和新興技術(shù)（CET）清單》，力爭實(shí)現(xiàn)跨越式發(fā)展[2]；俄羅斯在高超聲速技術(shù)有著較為明顯的領(lǐng)先優(yōu)勢(shì)，近期也在穩(wěn)步推進(jìn)相關(guān)型號(hào)飛行器的研制進(jìn)程，確保自己的非對(duì)稱戰(zhàn)略優(yōu)勢(shì)；其他國家也陸續(xù)加入高超聲速競賽當(dāng)中。

高超聲速飛行器以高馬赫數(shù)的速度進(jìn)行飛行時(shí)，會(huì)時(shí)刻處于高溫、強(qiáng)噪聲干擾的復(fù)雜環(huán)境中，服役條件極端惡劣[3]。由超高速引起結(jié)構(gòu)表面溫度升高的現(xiàn)象被稱為“氣動(dòng)加熱效應(yīng)”，如航天飛機(jī)穿越大氣層時(shí)，頭部和機(jī)翼前緣在激波的沖擊下，結(jié)構(gòu)表面溫度甚至能達(dá)到2000℃左右，其余部件的表面溫度也會(huì)大幅度升高，在高溫下如何保持飛行器結(jié)構(gòu)不被破壞并正常飛行是一個(gè)極具挑戰(zhàn)性的難題[4-6]。除了處于高溫環(huán)境之中，很多部件還會(huì)承受高強(qiáng)噪聲載荷的作用，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪聲可以達(dá)到180dB[7]。在熱、噪聲兩種動(dòng)態(tài)載荷的耦合作用下，結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的不確定性會(huì)大幅增加[8-9]。在飛行器的設(shè)計(jì)中，結(jié)構(gòu)輕量化是核心任務(wù)，但是輕量化設(shè)計(jì)意味著需要使用更少的材料和更合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來應(yīng)對(duì)高超聲速飛行器飛行過程中復(fù)雜的動(dòng)態(tài)載荷，因此極端復(fù)雜的服役環(huán)境對(duì)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)安全性提出了非常高的要求。為了解決這類難題，迫切需要開展高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)在極端復(fù)雜環(huán)境下動(dòng)力學(xué)響應(yīng)問題的研究。

文章重點(diǎn)關(guān)注在熱、聲等動(dòng)態(tài)環(huán)境載荷下高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)問題，分析仿真模擬的研究方法，梳理多場耦合響應(yīng)分析的研究進(jìn)展，為進(jìn)一步研究提供文獻(xiàn)依據(jù)和理論支撐。

1 高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱和結(jié)構(gòu)溫升問題

隨著技術(shù)手段的進(jìn)步，高超聲速飛行器能夠以超過5馬赫的飛行速度進(jìn)行長時(shí)間的飛行，這時(shí)高速氣流會(huì)在飛行器周圍出現(xiàn)復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，高速氣流由于劇烈的激波壓縮作用及氣體與結(jié)構(gòu)之間存在的粘性摩擦作用，氣體的動(dòng)能不可逆的向熱能轉(zhuǎn)化使氣體溫度升高，高溫氣體通過熱輻射和對(duì)流換熱等方式對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行加熱[10-11]，“熱障”問題成為當(dāng)前飛行器設(shè)計(jì)必須突破的一道難關(guān)。

為了降低“氣動(dòng)加熱效應(yīng)”對(duì)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)帶來的危害，研究人員進(jìn)行了許多嘗試。Tahani等人將之前高超聲速飛行器的尖銳前緣改進(jìn)成鈍頭體設(shè)計(jì)，通過實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值結(jié)果的相互驗(yàn)證，證明這一結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可以將壁面溫度降低15%、阻力減小60%[12]，極大緩解了結(jié)構(gòu)表面的氣動(dòng)加熱問題[13]，如今鈍頭體的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)已經(jīng)成為航空航天領(lǐng)域的共識(shí)。經(jīng)過長期的實(shí)踐證明，采用熱防護(hù)（TPS）系統(tǒng)也是保護(hù)飛行器避免高溫?zé)g行之有效的方案，并且是輕量化設(shè)計(jì)、可重復(fù)使用的關(guān)鍵，最早在運(yùn)載火箭、航天飛機(jī)上廣泛應(yīng)用[14]?，F(xiàn)在熱防護(hù)材料種類繁多，熱防護(hù)設(shè)計(jì)也在不斷地演化，夾層結(jié)構(gòu)成為了備受關(guān)注的研究熱點(diǎn)，以便熱防護(hù)層更加輕質(zhì)高效[15]。

2 飛行器結(jié)構(gòu)的熱振動(dòng)力學(xué)問題

在“氣動(dòng)加熱效應(yīng)”的作用下，高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)表面的溫度會(huì)急劇升高，材料會(huì)由于溫度的變化引起自身物性參數(shù)的變化，進(jìn)而使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生熱變形，影響氣動(dòng)布局和整體的承載能力，不均勻的溫度分布會(huì)引起結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力，嚴(yán)重的會(huì)使結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，對(duì)結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)性能、整體的剛度都是很大考驗(yàn)。飛行器在復(fù)雜飛行環(huán)境中極易發(fā)生熱屈曲、破壞等問題[16-18]，經(jīng)過多次飛行事故，有學(xué)者認(rèn)識(shí)到溫度對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)存在很大的影響，開始深入研究溫度場對(duì)航空航天領(lǐng)域的簡單結(jié)構(gòu)如梁、板的熱模態(tài)特性[19-21]。1993年Heeg的研究首先提出，結(jié)構(gòu)表面的溫度從常溫增加到2700℃高溫可以使飛行器結(jié)構(gòu)的固有頻率降低30%[22]。翼、舵等結(jié)構(gòu)由于在飛行器設(shè)計(jì)中占有的獨(dú)特地位，機(jī)翼在高溫下的振動(dòng)響應(yīng)問題尤為引人關(guān)注。NASA Dryden研究中心在X-37尾翼上安裝耐高溫的加速度傳感器，得到在環(huán)境溫度達(dá)到500℃時(shí)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)信號(hào)[23]，并且開展了高超聲速飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的一系列驗(yàn)證性試驗(yàn)。苑凱華等通過數(shù)值模擬方法得到了舵面結(jié)構(gòu)在多場耦合環(huán)境作用下的響應(yīng)結(jié)果，研究指出多場環(huán)境下結(jié)構(gòu)響應(yīng)變化非常明顯，證明了在進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析時(shí)必須要考慮“氣動(dòng)加熱效應(yīng)”[24]。總的來說，溫度對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)問題的影響可歸納為：溫度升高導(dǎo)致材料力學(xué)性能下降會(huì)使結(jié)構(gòu)特征頻率減小，而由于溫度不均勻分布產(chǎn)生的熱應(yīng)力對(duì)結(jié)構(gòu)特征頻率的影響趨勢(shì)并不能確定[25]。

3 飛行器結(jié)構(gòu)的聲振動(dòng)力學(xué)問題

高超聲速飛行器在飛行過程中時(shí)刻處于噪聲環(huán)境的作用之中，環(huán)境中噪聲載荷的來源如圖1所示。分為設(shè)備產(chǎn)生的噪聲和飛行器外形與空氣相互作用產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲[26]。在高強(qiáng)度的噪聲載荷作用下，飛行器很容易出現(xiàn)屈曲、破壞等失穩(wěn)行為，噪聲載荷對(duì)飛行器的安全性構(gòu)成極大威脅。

圖1 聲載荷的來源Fig.1 The source of acoustic load

高超聲速飛行器的聲振動(dòng)力學(xué)分析是研究結(jié)構(gòu)對(duì)聲載荷激勵(lì)的響應(yīng)，本質(zhì)上噪聲載荷是一種隨機(jī)載荷，飛行器的動(dòng)載荷識(shí)別也是一個(gè)重要的研究方向[27]。對(duì)于隨機(jī)聲載荷的處理，現(xiàn)有研究當(dāng)中將指定頻率范圍、幅值服從高斯分布的有限帶寬高斯白噪聲代替隨機(jī)聲載荷施加到結(jié)構(gòu)表面。張國軍等以X-43A高超聲速飛行器作為研究對(duì)象，最終的數(shù)值模擬結(jié)果與噪聲試驗(yàn)結(jié)果都得到了相似的結(jié)論：寬頻噪聲環(huán)境中，低階模態(tài)振動(dòng)才是結(jié)構(gòu)內(nèi)響應(yīng)噪聲的主頻率[28]。

20世紀(jì)以來，諸多研究人員針對(duì)板的聲載荷響應(yīng)開展了相關(guān)研究，近年來隨著計(jì)算軟件和試驗(yàn)硬件的提升，以加筋板、薄壁結(jié)構(gòu)等為研究對(duì)象的數(shù)值模擬和噪聲試驗(yàn)技術(shù)飛速發(fā)展[29-31]。當(dāng)前在實(shí)驗(yàn)中施加噪聲載荷的設(shè)備是行波管，具有結(jié)構(gòu)簡單、頻譜均勻，常用來復(fù)現(xiàn)高超聲速飛行器外部所受聲場環(huán)境，如今越來越多的飛行器成型后要通過噪聲試驗(yàn)的檢驗(yàn)，噪聲試驗(yàn)技術(shù)在未來高超聲速飛行器研究中會(huì)扮演著更加重要的角色[7,32]。

4 飛行器結(jié)構(gòu)的熱-聲振耦合動(dòng)力學(xué)問題

在高超聲速飛行器的分析過程中，如果將聲、熱兩種不同的環(huán)境分開，就無法真實(shí)的模擬出實(shí)際的情況，由于氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的高溫與聲載荷的耦合作用往往會(huì)呈現(xiàn)出更加復(fù)雜的響應(yīng)特性。在真實(shí)的物理環(huán)境中，溫度的升高會(huì)影響結(jié)構(gòu)的材料性能和結(jié)構(gòu)剛度，使得高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)的固有特性發(fā)生改變，在寬頻載荷的激勵(lì)下會(huì)激發(fā)結(jié)構(gòu)的多階模態(tài)，極易產(chǎn)生斷裂、屈曲、跳變等問題，尤其是高超聲速飛行器大規(guī)模應(yīng)用了輕質(zhì)薄壁結(jié)構(gòu)，在熱、聲載荷的耦合作用下往往會(huì)表現(xiàn)出更加復(fù)雜的非線性響應(yīng)，薄壁結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)問題成為當(dāng)今研究的熱點(diǎn)[33-35]。

國外首先從航天飛機(jī)的研發(fā)中遭遇的問題出發(fā)，為了更好的進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，Behnke利用有限元計(jì)算方法研究了具有代表性的波紋腹板熱防護(hù)結(jié)構(gòu)在熱、氣動(dòng)、聲耦合載荷作用下的響應(yīng)，計(jì)算結(jié)果如圖2所示[36]。

圖2 金屬基熱防護(hù)系統(tǒng)的耦合響應(yīng)[36]Fig.2 Coupled responses of Metal-Based thermal protection systems

NASA L angley 研究中心的Ng等利用熱噪聲試驗(yàn)完成對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)在不同溫度和不同聲壓級(jí)作用下的響應(yīng)分析，研究發(fā)現(xiàn)加熱板的聲響應(yīng)增加或減少取決于熱屈曲的大小和聲荷載激發(fā)快速穿越運(yùn)動(dòng)的能力[37,38]。隨著高超聲速飛行器上新材料的使用，新型復(fù)合材料板的結(jié)構(gòu)響應(yīng)問題也引起一些學(xué)者的關(guān)注。Jeyaraj等人結(jié)合有限元和邊界元方法，借助有限元軟件得到各向同性板、纖維增強(qiáng)復(fù)合材料板和多層粘彈性夾層板在熱環(huán)境下的振動(dòng)聲響應(yīng)特性[39-41]。Huagang Lin對(duì)形狀記憶合金材料在顫振邊界、后屈曲和系統(tǒng)響應(yīng)中所起的抑制作用進(jìn)行了研究，分析了在熱-聲耦合場作用下復(fù)合材料板的非線性動(dòng)力學(xué)特性和顫振特性[42]。

在國內(nèi)圍繞結(jié)構(gòu)在熱聲耦合載荷下的響應(yīng)問題研究雖然起步較晚，但成果頗為豐碩。西安交通大學(xué)李躍明教授團(tuán)隊(duì)完成了許多工作，楊雄偉、耿謙等以X-43A高超聲速飛行器為研究對(duì)象建立有限元模型，利用有限元-統(tǒng)計(jì)能量分析方法對(duì)結(jié)構(gòu)在高溫環(huán)境下寬頻聲振特性進(jìn)行仿真，并進(jìn)一步探究了熱應(yīng)力對(duì)于聲振特性的影響[43,44]。北京強(qiáng)度環(huán)境研究所對(duì)熱噪聲環(huán)境下飛行器結(jié)構(gòu)的響應(yīng)問題開展了一系列的研究。吳振強(qiáng)等在溫度為200～600℃、噪聲為156～165dB的范圍內(nèi)開展了C/SiC復(fù)合材料壁板的動(dòng)態(tài)響應(yīng)試驗(yàn)，并搭建一套熱噪聲試驗(yàn)裝置，熱噪聲試驗(yàn)系統(tǒng)的工作原理如圖3所示[45]。程昊等采用結(jié)構(gòu)有限元法與聲學(xué)有限元法相結(jié)合的方法，對(duì)熱噪聲試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了數(shù)值模擬驗(yàn)證，計(jì)算了在熱載荷和高強(qiáng)度聲載荷作用下板的隨機(jī)響應(yīng)結(jié)果[46]。

圖3 熱噪聲試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖[45]Fig.3 Schematic diagram of thermal acoustic test system

另外，沙云東等從發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室噪聲激勵(lì)響應(yīng)的問題出發(fā)，運(yùn)用有限元、邊界元等方法對(duì)熱、聲載荷作用下金屬薄壁結(jié)構(gòu)和C/SiC復(fù)合材料壁板的非線性隨機(jī)響應(yīng)進(jìn)行了細(xì)致的研究，以理論分析為基礎(chǔ)結(jié)合試驗(yàn)分析，得到了不同工況下結(jié)構(gòu)后屈曲的振動(dòng)響應(yīng)，并且引入“勢(shì)能阱”的概念來揭示跳變響應(yīng)產(chǎn)生的機(jī)理[47-51]。賀爾銘等基于時(shí)域分析方法，研究了薄板梁在熱/聲載荷作用下的非線性響應(yīng)特性[52]。楊炎等以典型薄壁盒為研究對(duì)象，利用熱振動(dòng)聲學(xué)的分析方法，建立了理論基礎(chǔ)和數(shù)值模擬流程，利用在表面施加平面波以及單極子和偶極子點(diǎn)聲源兩種不同的形式進(jìn)行結(jié)果驗(yàn)證，取得了較為理想的成果[53]。王晨等基于體積能量分析方法得到鋁合金金屬壁板的高頻聲振響應(yīng)特性與溫度的變化關(guān)系，彌補(bǔ)當(dāng)前研究當(dāng)中只關(guān)注結(jié)構(gòu)中低頻聲振響應(yīng)的不足，對(duì)高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)工作起到了很好的參考作用[54]。鄒學(xué)鋒以高聲強(qiáng)噪聲行波管為平臺(tái)，外部用石英燈加熱器提供溫度場環(huán)境，發(fā)展復(fù)合環(huán)境的精確加載與控制，分別以舵面結(jié)構(gòu)、四邊簡支鈦合金壁板為研究對(duì)象，開展時(shí)域響應(yīng)變化特征的研究，壁板結(jié)構(gòu)的計(jì)算結(jié)果如圖4所示[55,56]。

圖4 鈦合金壁板不同工況下時(shí)域結(jié)果[56]Fig.4 Time domain results of titanium alloy panels under different working conditions

結(jié)合上面論述可知，當(dāng)前研究中多是將飛行器的結(jié)構(gòu)簡化，或?qū)囟?、噪聲等因素分離開，存在溫度不夠高、噪聲強(qiáng)度較低等缺點(diǎn)。但必須清楚地認(rèn)識(shí)到，高溫引起的材料與結(jié)構(gòu)的非線性關(guān)系、復(fù)雜的溫度分布和高強(qiáng)度噪聲的耦合對(duì)真實(shí)狀態(tài)有很大影響，忽略了這些復(fù)雜的耦合作用將導(dǎo)致研究結(jié)果與實(shí)際中結(jié)構(gòu)的響應(yīng)不一致。此外，從研究對(duì)象上講，薄壁結(jié)構(gòu)、金屬壁板等簡單結(jié)構(gòu)現(xiàn)有的研究成果較多，但復(fù)雜結(jié)構(gòu)由于其自身非線性程度較高，實(shí)驗(yàn)分析方法和數(shù)值仿真技術(shù)手段還不成熟，暫時(shí)還沒有系統(tǒng)性的研究成果，對(duì)高超聲速飛行器整體結(jié)構(gòu)、多場耦合等方面的研究尚需進(jìn)一步深入。

5 熱-聲振耦合動(dòng)力學(xué)問題的理論基礎(chǔ)

對(duì)于任意結(jié)構(gòu)，通過耦合控制方程[57]，聯(lián)立平衡方程即可求解

但對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)來說，方程組中未知量較多，相互作用關(guān)系復(fù)雜，求解難度很大。因此，在復(fù)雜結(jié)構(gòu)中通常采用離散化的有限元分析方法，結(jié)構(gòu)的振動(dòng)方程通?？梢员硎緸?/p>

其中，M是質(zhì)量矩陣，C是阻尼矩陣，K是剛度矩陣。

在結(jié)構(gòu)處于熱環(huán)境時(shí)，結(jié)構(gòu)總的剛度矩陣可以表示為[58]

其中，KT表示在某一溫度下的結(jié)構(gòu)剛度矩陣，Kσ表示由于溫度引發(fā)的熱應(yīng)力剛度矩陣。

其中，KTDT表示材料參數(shù)隨溫度變化的彈性矩陣，B表示結(jié)構(gòu)幾何矩陣

其中，G表示形函數(shù)矩陣，Γ表示結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力矩陣。

噪聲載荷的常規(guī)處理方法是將其作為外激勵(lì)，此時(shí)聲壓載荷的有限元表達(dá)式為[28]

Fs為結(jié)構(gòu)負(fù)載，LC描述作用在結(jié)構(gòu)上的聲壓的耦合剛度矩陣。

由公式（3）、（7）可知，最終熱噪聲環(huán)境下結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程為

6 熱-聲振耦合動(dòng)力學(xué)未來研究趨勢(shì)

在未來的研究當(dāng)中，應(yīng)當(dāng)立足于新一代高超聲速飛行器的性能需求，突破現(xiàn)有認(rèn)知和理論限制，發(fā)展和完善飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、新型材料應(yīng)用、仿真模擬技術(shù)、試驗(yàn)和應(yīng)用等理論、方法和手段。對(duì)于本文著重關(guān)注的高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)在熱-聲振耦合動(dòng)力學(xué)問題，要從關(guān)注結(jié)構(gòu)在極端環(huán)境載荷下的力學(xué)行為，轉(zhuǎn)變到強(qiáng)化認(rèn)知環(huán)境及其與材料的耦合作用機(jī)制上，關(guān)注未來可能出現(xiàn)的更加復(fù)雜的結(jié)構(gòu)和飛行器系統(tǒng)的系列問題，實(shí)現(xiàn)較為系統(tǒng)的技術(shù)體系，為高超聲速飛行器的研發(fā)工作提供更加合理地解決方案[59]。在高超聲速飛行器熱噪聲結(jié)構(gòu)響應(yīng)研究的發(fā)展過程中，新型材料與結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為、多場耦合試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)、多場耦合分析技術(shù)和極端環(huán)境測(cè)試技術(shù)等方向逐漸成為研究的前沿問題。

1）新型材料與結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為。當(dāng)前新型材料和新結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在飛行器輕量化設(shè)計(jì)當(dāng)中起到了關(guān)鍵作用，但是現(xiàn)有研究并沒有開展新材料、結(jié)構(gòu)的多場耦合研究，對(duì)新材料和結(jié)構(gòu)在復(fù)雜服役環(huán)境下的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)問題認(rèn)識(shí)不夠，亟需開展在熱聲耦合環(huán)境下新型材料與結(jié)構(gòu)響應(yīng)的研究，建立熱、聲環(huán)境下材料和結(jié)構(gòu)失效準(zhǔn)則。

2）多場耦合試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)。試驗(yàn)?zāi)M最重要的是能夠模擬真實(shí)服役環(huán)境，研究如何在地面試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、振動(dòng)、噪聲等環(huán)境載荷的加載，從而加強(qiáng)試驗(yàn)環(huán)境模擬能力，深入開展響應(yīng)與破壞機(jī)制的研究，建立起外部環(huán)境特性的數(shù)據(jù)庫，用于仿真模擬和飛行試驗(yàn)的對(duì)比驗(yàn)證，通過耦合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)響應(yīng)結(jié)果。多場耦合仿真模擬技術(shù)。重點(diǎn)關(guān)注在多場耦合仿真模擬技術(shù)當(dāng)中計(jì)算效率不足、計(jì)算精度差等問題，發(fā)展高效、精確、合理的計(jì)算方法，集成多學(xué)科優(yōu)化，開展系統(tǒng)性的研究。尤其是國內(nèi)仿真軟件競爭力不足，工業(yè)軟件長期受制于國外商業(yè)軟件，更應(yīng)該獨(dú)立自主開發(fā)一體化設(shè)計(jì)平臺(tái)，通過對(duì)照地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，建立結(jié)構(gòu)響應(yīng)的數(shù)據(jù)庫，可以大大縮短研發(fā)周期，降低研究成本。

3）極端環(huán)境測(cè)試技術(shù)。重點(diǎn)開展創(chuàng)新性極端環(huán)境測(cè)試技術(shù)和方法的研究，提高在極端熱、聲環(huán)境當(dāng)中結(jié)構(gòu)表面聲壓分布、熱流、位移、應(yīng)變等參數(shù)的測(cè)試精度，獲取足夠的動(dòng)載荷數(shù)據(jù)，為地面試驗(yàn)?zāi)M和多場耦合仿真模擬提供參數(shù)支撐。