趙保平，嚴超，孟祥男，劉鵬，孫磊，李原，蔡駿文，王曉飛

（北京機電工程研究所，北京 100074）

專題—裝備環(huán)境試驗新技術研究

大型熱環(huán)境試驗技術的最新進展

趙保平，嚴超，孟祥男，劉鵬，孫磊，李原，蔡駿文，王曉飛

（北京機電工程研究所，北京 100074）

總結了近年來航天大型熱環(huán)境試驗方面最新成果，主要對熱環(huán)境以及熱強度、熱模態(tài)、熱振動等力熱復合試驗與相關物理量測量方面的工作進行了歸納，并指出了存在的不足以及未來發(fā)展的方向。通過工程加熱能力和傳感器承受能力的不同，建模分析預示，采取了溫度分段加熱實現(xiàn)的方案，試驗及測量技術等方面取得顯著成果，但由于飛行器復雜，傳熱及力熱耦合影響，在熱結構精細分析預示與試驗技術方面，特別是在試驗建模驗模為基礎的虛擬試驗技術方面尚需大量研究。應堅持理論與試驗、工程研制與研究相結合的方式，不斷完善持續(xù)改進，實現(xiàn)動力學精細化預示與天地一致性試驗。

高速飛行器；熱環(huán)境；熱環(huán)境試驗；熱強度試驗；熱模態(tài)試驗；虛擬試驗

高速飛行器在大氣層內(nèi)的高速飛行導致了突出的氣動加熱問題，對飛行器的飛行穩(wěn)定性、設備功能、結構強度和剛度影響很大。相應的材料體系選擇和結構設計等與低速飛行器相比差異很大，確定飛行器的熱防護性、熱匹配性以及綜合熱環(huán)境適應性等一系列新的前沿問題單純依靠理論分析難以完成。因此，開展相應的綜合熱試驗，特別是大型綜合熱試驗，對確定總體相關指標、改進設計具有重要意義。近年來我國高速飛行器研究與世界同步并建設了相應的大型試驗設施，具有技術綜合性強、系統(tǒng)復雜度高、設備規(guī)模大等特點。文中主要對當前國內(nèi)外先進的大型熱綜合試驗技術進行回顧、總結與展望。

1　熱環(huán)境設計問題

高速飛行以及相應的氣動加熱情況下，飛行器具有結構形式新、隔熱防熱等熱管控和高集成度高功能密度特點，熱耦合以及相應不確定性問題突出[1]，設計重點要解決隔熱[2]與飛行器結構質(zhì)量、力學特性以及各功能之間的平衡問題。大型熱環(huán)境試驗在于明確影響飛行器既定能力和特性最為重要的環(huán)境因素和水平[3]。按照環(huán)境應力傳遞的三個環(huán)節(jié)原則具體可以歸納為以下幾類問題[4—7]。

1）熱環(huán)境問題。氣動加熱效應向艙內(nèi)的熱浸透影響嚴重，同時艙內(nèi)設備發(fā)熱散熱困難，會導致艙內(nèi)熱環(huán)境過于嚴酷，設計需要在一定時間內(nèi)保持合理的溫度范圍。飛行器結構及材料是否在高溫下保證性能不下降或在允許的范圍，需要采取相應的隔熱防熱或熱管控技術。同時，還要承受熱與振動噪聲等力學耦合環(huán)境以及氣流沖刷等影響。

2）熱強度問題。飛行過程中結構除承受嚴酷的熱載荷外，還要承受與過載、沖擊、振動等靜力載荷的復合作用。結構需要保證在給定溫度和力學載荷作用下不發(fā)生破壞。

3）熱剛度問題。由于飛行過程中速度、高度、姿態(tài)等變化，飛行器結構溫度及其分布不斷變化，存在溫度不均勻和溫度梯度等造成的熱應力等影響，相應的結構特性及其分布會發(fā)生變化，且具有時變特性。系統(tǒng)內(nèi)設備安裝等局部存在微環(huán)境的變化[8]，控制設備與主體結構、翼舵結構剛度匹配程度發(fā)生變化，對動力匹配、氣動外形產(chǎn)生影響。

4）高溫下的物理參數(shù)獲取。由于存在嚴酷的高溫和多物理場耦合影響，飛行和地面試驗中溫度、熱流、振動沖擊、壓力脈動、噪聲、應變等物理量的獲取十分困難。同時，涉及到某些制造工藝、測試工藝的影響與變化，其方法有別于常溫下的測量問題[9]。

5）高溫環(huán)境特性的利用。設計中，存在高溫防護、結構質(zhì)量、有效載荷之間在多重約束下的平衡問題，需要考慮對嚴酷環(huán)境加以轉(zhuǎn)化和有效利用。在地面試驗中，如何獲取產(chǎn)品材料及結構局部和整體的熱分布、傳熱過程、剛度分布、應力分布以及時變特性等物性參數(shù)，為設計分析與仿真提供準確的模型，可以變害為利，使得飛行器各功能設備相互充分利用，做到效益最大化。同時，可以進行虛擬模擬，使試驗能夠正確順利并獲得最多的數(shù)據(jù)。

以上前三類問題為飛行器直接面臨的困難，而后兩類則是在飛行器研制過程中直接面臨的設計難題。

2　國外大型熱試驗技術發(fā)展現(xiàn)狀

美國、俄羅斯、英國、法國、德國、日本等為超聲速特別是高超聲速飛行器研制中的結構熱防護系統(tǒng)設計、熱結構動態(tài)特性等性能，都建有相關熱試驗設施，從材料選擇試驗、結構概念試驗、防護系統(tǒng)概念試驗、結構驗證試驗直至整機熱結構試驗，功能覆蓋靜熱聯(lián)合、熱模態(tài)、熱振動/熱噪聲和熱低氣壓等。相關技術涵蓋了熱結構設計、試驗和仿真預示等流程，以及加熱元件、加熱技術、溫度測量、熱流測量、高溫應變、高溫振動、高溫傳感器安裝、高溫氣流壓力脈動測量、結構無損檢測等技術，并解決了溫區(qū)干擾、對流影響、熱邊界條件等問題[6]。

國外早期關注更多的是熱強度問題，在氣動加熱高溫下保證材料性能和結構強度滿足設計要求。隨著飛行試驗的進行，發(fā)現(xiàn)高熱對結構具有更為復雜和廣泛的影響。因此，早期更多關注的是加熱技術的研究，后期則越來越多地研究熱與其他因素的耦合，結構常溫下表現(xiàn)出來的特性，在高溫下是否會發(fā)生變化，發(fā)生何種變化。

1）加熱裝置和加熱試驗。石英燈電輻射加熱是國內(nèi)外應用較為成熟的熱源模擬系統(tǒng)，功率調(diào)節(jié)裝置采用可控硅，同時用液氮系統(tǒng)實現(xiàn)降溫過程模擬。由于適應材料溫度限制，美國開始采用石墨加熱方式為航天飛機研制服務，加熱溫度與熱流有所提高，最典型的是翼前緣與鼻錐熱結構試驗。與此相類似，俄羅斯中央機械研究院采用圓形與平板形石墨加熱器進行發(fā)動機喉管與噴管等結構熱試驗。聯(lián)邦德國航空航天研究院結構力學所（DLRSM）建立了DLR IABG試驗室，進行了熱態(tài)下加載/聯(lián)接技術研究，擁有石英燈加熱、石墨加熱裝置，最高加熱溫度能達到1800 ℃。

2）力熱試驗。NASA Dryden為高超聲速飛行器研制了氮氣環(huán)境熱強度試驗系統(tǒng)，溫度達1650 ℃，并開展了大量飛行器結構熱強度試驗項目。2003年，NASA Dryden飛行載荷實驗室開展了NGLT C/C升降副翼操縱面與C/SiC機身襟翼操縱面熱強度試驗項目。2004年5月和2004年8月，在NASA Dryden飛行載荷實驗室進行了C/SiC，C/C襟副翼子部件的熱強度試驗。2004年9月，美國 Wright-Patterson空軍基地的空軍研究實驗室進行了X-37方向升降舵子部件熱試驗。2005年8月，NASA Dryden飛行載荷實驗室進行了C/C 襟副翼子部件的熱強度鑒定試驗。同樣，俄羅斯繼承了前蘇聯(lián)時期超聲速導彈、宇宙飛船等結構的熱強度試驗，進入到2000年進行了多項高超聲速飛行器熱結構強度試驗。

3）除熱強度試驗外，國外在熱模態(tài)試驗、熱噪聲試驗方面也進行了大量的試驗研究。美國X-15驗證機飛行速度達到馬赫數(shù)7，在飛行試驗前期發(fā)生了垂尾顫振問題。NASP技術和 HTV，Hytech，Hyper-X等計劃，大大促進了熱模態(tài)試驗、熱環(huán)境動態(tài)測試技術的研究。NASA Dryden進行的X-37C/SiC方向舵熱模態(tài)試驗如圖1所示。同時，NASP還推動了熱噪聲試驗和熱噪聲疲勞壽命預示技術的發(fā)展。在美國空軍(AFRL)資助下，Schneider等開展了金屬壁板結構的熱噪聲疲勞試驗。NASA 蘭利、美國空軍、德國IABG、麥道公司針對蒙皮結構、防熱瓦、空天飛機、高超聲速飛行器結構均開展了材料和結構熱噪聲復合環(huán)境疲勞失效試驗并建成了多個熱噪聲試驗室。例如，德國MBH試驗室建設有針對熱防護結構的熱聲行波裝置、NASA WRIGHT Patterson AFB OH在高聲強混響室基礎上增加加熱裝置建成的熱噪聲混響試驗室、NASA LANGLEY研究中心的熱噪聲疲勞試驗裝置——TAFA。在此基礎上，建成的新熱聲疲勞試驗裝置總聲壓級提高到 175 dB，同時提高了高頻試驗能力。

4）熱虛擬試驗。國外已建設完善的試驗數(shù)據(jù)庫，并在試驗前充分利用計算機仿真進行輔助試驗

圖1 NASA Dryden X-37 C/SiC方向舵熱模態(tài)試驗Fig.1 Thermal structure modal test of NASA Dryden X-37 C/SiC rudder

設計。美國圣地亞哥國家試驗室研制了一套優(yōu)化環(huán)境虛擬試驗系統(tǒng)(VETO)。該系統(tǒng)用來支持振動試驗設計和評估零部件系統(tǒng)能力，可以研究不同控制參數(shù)對試驗的影響，評估夾具的影響，確定最優(yōu)控制點和相應測量點的位置以及試驗參數(shù)設計。美國NASA Dryden制定了新的結構熱試驗流程，強調(diào)試驗前仿真預示的作用[6]。在完成試驗裝置設計后，進行試驗條件分析，開展試驗前預示，用于指導試驗實施。試驗后，進行試驗數(shù)據(jù)與仿真計算的比對。俄羅斯在進行結構熱試驗的同時，進行分析計算，與試驗結果進行實時比較，如出現(xiàn)大的差異自動中止試驗，進行分析后找出原因再進行試驗。

3　大型熱綜合環(huán)境的試驗原理

前述飛行器特點，決定了大型熱試驗技術實施的影響因素十分復雜，需對飛行器結構熱特性、實施技術難度、效益最大化、經(jīng)濟可承受性、風險控制等等進行綜合考慮。同時，由于試驗系統(tǒng)的復雜性，需要保證試驗的低風險。因此，應遵循一定的原則并進行系統(tǒng)分析。

3.1 大型熱環(huán)境試驗原則

基于產(chǎn)品功能的簡化試驗原則。理論上，全要素模擬對飛行器的考核最為真實，但是試驗方案的設計難度、系統(tǒng)搭建的復雜程度和試驗成本都將大大增加，甚至不可實現(xiàn)。應圍繞飛行器功能要求開展，確定飛行功能與地面試驗狀態(tài)的映射關系，與功能相關性不強的因素予以剪裁，不進行環(huán)境重現(xiàn)的全模擬，而是復現(xiàn)環(huán)境效應[10]。同時，盡量化繁為簡進行單項功能單因素模擬試驗，組合因素也盡量降低到最低限度，以避免過多因素對試驗結果的影響。采用均勻設計等方法篩選出最小最合理的試驗子集[9]。

1）經(jīng)濟性原則。高速飛行器目前已接近使用到現(xiàn)有材料的承受極限，設計余量不大。所用材料一般在加熱后會產(chǎn)生特性變化，因此熱試驗通常是不可逆的。特別是大型試驗，試件昂貴，應合理規(guī)劃試驗項目，盡量少做試驗，且要保證試驗項目的一次成功。因此應當提高虛擬試驗水平，在試驗前進行系統(tǒng)仿真，提高試驗獲取信息的準確率、數(shù)據(jù)量，降低失敗風險。另外在試驗方案設計階段，就應當考慮試驗系統(tǒng)全壽命周期的維護保養(yǎng)費用[3—4]。

2）安全性原則。應當首先考慮人員、產(chǎn)品和設備的安全性。由于大型試驗的夾具、保護、加載、測量等與產(chǎn)品結構直接聯(lián)結，并且要穿越高溫區(qū)。加熱部分存在高壓電力并需要冷卻，與其他部分也存在耦合。因此，應分析是否存在容易高溫破壞的薄弱、熱橋等環(huán)節(jié)。試驗現(xiàn)場應具備良好的保護措施，并具有安全防范措施和緊急預案。

3）面向設計的試驗原則。試驗要為設計服務，試驗設計應根據(jù)產(chǎn)品的設計目的展開，通常大型試驗不僅僅要驗證設計的某一個結果，而且要兼顧后續(xù)產(chǎn)品設計的改進和仿真分析的建模驗模等潛在要求。應進行產(chǎn)品和試驗系統(tǒng)仿真，對產(chǎn)品的相關特性模型、加載方式方法和測量技術作出更為全面的安排[9]。

3.2 大型熱環(huán)境試驗系統(tǒng)分析

大型試驗系統(tǒng)是指飛行器、試驗設備、夾具以及輔助系統(tǒng)構成的新系統(tǒng)，必然存在幾者之間的協(xié)調(diào)匹配問題。由于信號、高溫、力、電、液、氣以及聯(lián)合控制等因素，系統(tǒng)構成復雜，力熱等耦合作用和大尺寸效應等因素使得系統(tǒng)存在諸多風險，任何一個環(huán)節(jié)出現(xiàn)問題都可能造成結構、設備的損壞。因此，應從三個緯度進行系統(tǒng)分析，提供真實的試驗前仿真預示[10]，目的是理清關系和耦合因素，尋找潛在的影響和危害，降低對產(chǎn)品和設備的損壞等風險，并確認是否符合上述設計原則，保證實施的正確性，重點保證其實施的安全性。

1）結構構成層次中的影響環(huán)節(jié)。按照試驗系統(tǒng)連接構成對整體、部分與整體、部分與部分之間的相互影響進行分析，特別要分析安裝連接、相互穿越、結構干涉等重要環(huán)節(jié)是否存在溫度、力學等方面的有害因素和因傳熱影響出現(xiàn)的溫度匹配和剛度匹配問題。

2）閉環(huán)控制回路中的影響環(huán)節(jié)。閉環(huán)控制回路中存在氣液電信號等多個回路和環(huán)節(jié)，以及多個通道之間的協(xié)調(diào)。因此，應對不同閉環(huán)中的物質(zhì)流（氣、液等）、能量流（強電、壓力、熱）、信息流（控制信號、測量信號、通訊等）以及相應混合流的每個可能環(huán)節(jié)進行分析。

3）試驗流程時間序列事件影響環(huán)節(jié)。試驗存在準備、上臺架、安裝、連接、調(diào)試、預試驗、正式試驗、下架、撤場等環(huán)節(jié)，各環(huán)節(jié)之間存在順序問題，每個環(huán)節(jié)也存在工藝過程時序。其中要考慮試驗操作人員的影響，如果考慮時序不當，輕者可能造成效率的低下，重者造成試驗無法持續(xù)，甚至失敗。

4　大型熱環(huán)境試驗技術

熱環(huán)境試驗主要用于考核熱防護結構承受氣動加熱高溫能力、傳熱特性以及飛行器在高溫作用一定時間內(nèi)系統(tǒng)和內(nèi)部設備能夠保持工作的能力，考核結構的熱匹配和剛度匹配性、耐熱性、隔熱性等[11]。因此，地面氣動熱環(huán)境模擬意義重大，但由于天地條件的差異，且無法完全模擬復現(xiàn)飛行狀態(tài)，飛行器熱物理參數(shù)難于精確計算的特點[12]，地面熱模擬需要對加熱、溫控等重大技術問題需要研究。

加熱方式受到飛行器結構、材料以及設計驗證要求的限制，主要包括輻射加熱、對流加熱和傳導加熱，另外還包括感應加熱、電子束加熱、激光等其他加熱技術。電弧加熱風洞、高溫噴管等通過高溫高速氣流作用于結構表面，實現(xiàn)強迫對流換熱；火箭橇等則直接利用速度氣動加熱，屬于比較理想的熱模擬方式。由于技術、資金等限制，對設計的驗證更多采用輻射加熱方式，加熱元件主要包括石英燈、石墨加熱器等。對于飛行器發(fā)動機進氣道相關結構等部分存在內(nèi)外流加熱的情況，可采用電加熱高溫空氣或高溫燃氣的加熱技術。典型的傳導加熱方法是在試驗件表面敷設電阻片通電加熱，適用范圍相對較少。由于使用目的以及飛行速度的不斷提高，高速飛行器試驗要求的溫度越來越高、加熱功率密度越來越大，美國為航天飛機和高超聲速飛行器研制的石墨加熱器最大加熱能力達 5600 kW/m2。同時為挖掘石英燈的高溫、長時間加能力，采用了模塊化石英燈加熱裝置。目前國內(nèi)在輻射加熱技術在最高溫度和最大熱流密度等指標上均可達到相當水平。

由于飛行器外形和飛行姿態(tài)的影響，結構表面的氣動加熱溫度不均勻，同時，由于地面熱模擬方式的限制，加熱效果與飛行器結構材料、產(chǎn)品功能目標等有很大關系。從理論上講，試驗劃分的溫區(qū)越精細，獨立控制的通道越多，模擬品質(zhì)越高，越接近實際溫度分布，但需要采取隔擋裝置消除溫區(qū)間對流輻射干擾影響。目前已實現(xiàn)最多80路溫區(qū)，各溫區(qū)解耦消除相鄰溫區(qū)耦合影響，將多輸入輸出系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為多個單輸入輸出系統(tǒng)，進行獨立控制并協(xié)調(diào)加載，控制精度達到 1%以內(nèi)。對試驗件表面熱環(huán)境控制的方法通常有表面熱流密度和溫度兩種方式[13]，試驗時因設計要求和輸入條件差別，以及不同的結構系統(tǒng)熱模型而具有不同的控制方式。最直接的方式是給定飛行工況，利用?？颂貐⒖检史ɑ騾⒖紲囟确ㄓ嬎銦崃髅芏龋瑢崪y熱流密度作為反饋進行閉環(huán)控制[12]，也有直接給出熱流的。這種方法的優(yōu)點是與試驗件材料無關，而且可以獲得滿意的效果。對飛行器結構有溫度要求，且直接給定溫度條件的，則需要考慮試驗件材料、表面發(fā)射率、熱傳導等的影響，控制精度相對難度更大。為克服受溫度傳感器安裝位置、熱流分布、冷卻措施等因素的影響，近年來還發(fā)展了采用熱電耦測溫與紅外非接觸式測溫相結合的混合溫度控制方法[13]。此外，為驗證燃油系統(tǒng)溫度變化特性和燃油降溫能力，發(fā)展了全方程控制模擬氣動熱的試驗方法[14]。不管采用哪種物理量進行控制，由于熱流計等傳感器材料與試驗件不同，因此進行測定試驗確定溫度修正系數(shù)、測定熱損失和傳熱模型等環(huán)節(jié)必不可少。

5　大型力熱綜合環(huán)境模擬技術

由于結構材料性能在高溫作用下會發(fā)生較大變化，盡管多種因素同時作用于飛行器時會產(chǎn)生相互加劇或相互抵消的兩種可能性[10]，但氣動加熱產(chǎn)生的高溫與力學載荷耦合會嚴重降低結構/產(chǎn)品的性能，且不是單一環(huán)境作用結果的簡單疊加。由于地面綜合模擬實施的技術難度很大，大型力熱綜合環(huán)境模擬試驗主要以熱與力學環(huán)境的兩兩組合試驗為主，包括熱強度試驗、熱振動試驗、熱噪聲試驗、熱模態(tài)試驗、熱離心試驗、熱真空/低氣壓試驗等[5]。

鑒于存在力熱耦合效應，力熱綜合環(huán)境試驗需要解決兩個關鍵問題：邊界模擬和協(xié)調(diào)加載問題。邊界模擬主要考慮試驗件與夾具連接安裝的剛度匹配、強度匹配和熱匹配問題。剛度不匹配會影響到應力分布變化與實際不符，強度不匹配會影響結構強度變化超出允許的范圍內(nèi)，熱不匹配會影響傳熱過程并進一步影響到結構剛度和強度。協(xié)調(diào)加載問題需要處理好結構受力變形與熱流的關系、結構之間的干涉，特別是由于結構熱分布不同變形不同，加載裝置、加熱裝置與試驗件剛度不同變化導致的結構不匹配，造成載荷施加分布的變化。因此，試驗前應進行深入的建模分析，為試驗的高效和準確提供支持，也能更好地修正理論模型，并進一步得出更為準確的分析結果[15]。

5.1 熱強度/剛度試驗

熱強度試驗又稱為靜力熱耦合試驗或靜-熱聯(lián)合試驗，通過等效模擬飛行器結構氣動熱和靜力載荷作用，用于研究結構熱強度、熱剛度，并獲取溫度分布、應力分布及變形特征[16]。由于飛行速度和姿態(tài)的不同，飛行器表面溫度差異較大，采用的結構形式、隔熱材料和隔熱形式不同，相應的試驗目的和方法會有所不同。除研究材料級物性參數(shù)外，還要重點研究工程結構的力學特性，并確認其隔熱傳熱性能。低馬赫數(shù)飛行器一般采用圓形截面金屬外殼和內(nèi)隔熱層結構形式，溫度一般在1000 ℃以下，主要考核金屬結構的力學性能和內(nèi)隔熱層的傳熱特性。加熱方式一般采用石英燈陣，力加載安裝方式除進行熱防護措施外，其余常溫相差不大。高馬赫飛行器，如馬赫數(shù)為6時天線罩錐部瞬時熱流密度達1.2 MW/m2，駐點溫度可達1200 ℃[16]，采用大尺寸平板特征結構及大面積 TPS外防熱和內(nèi)隔熱結構。若考核主承力結構的力學性能，則需要對 TPS防熱結構局部進行破壞，并通過加載裝置與承力結構連接，重點應考慮局部 TPS影響、加載裝置防熱以及與承力結構的熱/強度/剛度匹配問題。通常局部需要加強熱防護，并對加載裝置進行內(nèi)冷卻，防止加載結構產(chǎn)生較大的熱變形。由于TPS結構直接承受氣動力并傳遞給承力結構，如果考慮兩種材料結構物性參數(shù)的不同，以及變形對氣動外形等影響，則需要考慮并在 TPS結構直接進行分布載荷的施加。由于高溫與載荷存在加熱器承載能力和熱功率兼容困難，工程上還需要進行大量的工作。一般采用柔性發(fā)熱體上疊加水/氣加壓的分布式力載荷方式，并以多分區(qū)均勻載荷來逼近實際工況，但溫度較低。多分區(qū)均布力載荷通過氣囊式力加載器陣列實現(xiàn)，熱載荷通過柔性傳導式加熱模塊實現(xiàn)?？傊瑖鴥?nèi)解決了加載工裝的熱防護問題和高溫條件下的均布載荷施加問題，突破了1450 ℃熱環(huán)境下的結構件（金屬件和非金屬TPS）靜力加載技術。

5.2 熱振動試驗

熱振動試驗主要模擬飛行器飛行過程中的氣動加熱和振動復合環(huán)境，用以研究/考核飛行器熱結構的動強度/剛度特性和安裝位置上熱、振動響應特性，并確保防熱隔熱結構、機械連接以及內(nèi)部設備的熱振動環(huán)境適應性。與常溫振動試驗相比，熱振動試驗要處理好振動試驗設備、夾具等防熱隔熱，保證夾具等傳力結構受傳熱影響后與產(chǎn)品/設備連接的熱/剛度匹配，保證夾具安裝等力傳遞特性不發(fā)生較大變化、加熱量穩(wěn)定和大型結構振動變形不與加熱測量等裝置發(fā)生干涉。熱振環(huán)境模擬分別通過熱環(huán)境和振動加載系統(tǒng)組合而成，配合一定的熱、振動加載時序。以往大多為翼、舵、平板、錐等小型結構試驗，可以達到較高溫度和升溫率，但功率較低，振動安裝等處理比較簡單。由于大型結構的尺寸效應影響，以及傳熱過程剛度變化等情況對飛行控制、設備環(huán)境適應性的影響，大型結構的熱振動試驗發(fā)展很快，而且試驗的控制等技術考慮了熱結構的解耦。目前國內(nèi)已建成了系統(tǒng)級熱振動試驗系統(tǒng)，其中石英燈加熱達到1300 ℃、石墨加熱達到1650 ℃，最大加熱熱流為0.18 MW/m2，以及雙臺、多臺的激振系統(tǒng)。具有加熱溫度高、可控溫區(qū)多、激振推力大、測量通道多的特點，能夠很好地滿足型號系統(tǒng)級/部件級試驗件的熱振動試驗需求。

5.3 熱噪聲試驗

強噪聲是伴隨高速飛行的顯著特征，對防熱隔熱材料與結構、薄壁結構以及內(nèi)部元器件等影響很大。熱噪聲試驗正是模擬氣動熱與強噪聲的耦合作用下研究驗證飛行器的性能。目前常溫噪聲試驗有混響室和行波管兩種方式，混響室聲場均勻性較好，但聲壓級較低，用于設備試驗的小型混響室可以達到 160 dB，而用于全飛行器試驗的大型混響室可以達到約 150 dB。行波管則可以達到較高的聲壓級，但需要根據(jù)飛行器的結構外形和聲壓分布專門進行設計。實現(xiàn)熱噪聲試驗要考慮噪聲對加熱系統(tǒng)的影響，如石英燈、冷卻裝置等是否能夠承受噪聲環(huán)境以及壽命降低等問題。國內(nèi)目前已解決高聲強噪聲加載和高溫環(huán)境下噪聲測量技術，特別是高聲壓級行波管通過石英加熱窗口的外加熱方式解決了加熱及其壽命等技術問題，建成的系統(tǒng)能達到165 dB，1200 ℃。

5.4 熱模態(tài)試驗

高速飛行過程中氣動彈性、剛度分布特性、模態(tài)等結構特性隨溫度和時間的變化而變化，因此對飛行穩(wěn)定性影響很大，熱模態(tài)試驗用于研究高溫下結構模態(tài)參數(shù)及其隨飛行過程的變化規(guī)律，是獲取結構在高溫下振動特性的主要方法，是高速飛行器設計建模分析和熱振動試驗的基礎。由于結構特性對安裝等邊界更為敏感，熱、結構邊界的匹配特性以及自由模擬狀態(tài)的很多裝置的熱防護影響需要排除。模態(tài)測量振動傳感器、熱流密度傳感器及其連接線和邊界、安全保護連接裝置的質(zhì)量和剛度直接影響試驗結果的準確性，需通過相應措施和綜合算法加以消除[17]。經(jīng)過多年努力，國內(nèi)通過采用大散熱面激振桿、耐高溫小型傳感器以及激光測量的方式解決了高溫激勵和測量問題，對大型結構，發(fā)展了根據(jù)結構特點采用少量傳感器多次測量并通過軟件整合方式的模態(tài)參數(shù)獲取方法，解決了傳感器數(shù)量的高成本問題。在模態(tài)參數(shù)識別方面，給出了基于遞推子空間方法的時變模態(tài)識別算法，并在工程中采用以穩(wěn)態(tài)溫度模態(tài)為基礎的溫變過程模態(tài)參數(shù)的識別方法。這些技術已用于高速飛行器的工程研制試驗。目前國內(nèi)已建完石英燈加熱1300 ℃的大型結構模態(tài)試驗系統(tǒng)，相應的分析系統(tǒng)具備時變結構熱模態(tài)試驗與分析方法，能夠獲取穩(wěn)態(tài)熱環(huán)境下結構模態(tài)頻率、振型和阻尼比，溫度瞬態(tài)變化過程中結構模態(tài)頻率隨溫度的變化趨勢[18—19]。

6　大型熱環(huán)境試驗中的測量技術

高溫測量技術是進行熱環(huán)境模擬試驗和獲取設計模型及參數(shù)的基礎。近年來隨我國高速飛行器的研究推動獲得了較大的突破，包含了金屬、非金屬材料結構的應變、振動和高速氣流的熱流及壓力脈動測量，主要解決傳感器與試驗件的熱匹配和結構匹配問題、質(zhì)量效應以及非接觸式測量的熱干擾問題[5,20]。

溫度測量的關鍵是溫度傳感器，不僅要承受很大的溫變范圍和相應嚴酷的振動噪聲環(huán)境，還要處理好傳感器與被測結構表面材料差異的影響[5]，同時固定安裝技術也十分關鍵。目前國內(nèi)采用特殊結構熱防護陶瓷管設計加工技術，使熱電偶正負極絕緣，并做到支撐固定作用。毛細陶瓷管件達到了較高的強度，發(fā)展了 C/C、C/SiC、超高溫陶瓷和高溫合金等特殊材料表面熱電偶的安裝固定技術，可以承受1200 ℃有氧熱環(huán)境、1450 ℃石墨無氧熱環(huán)境和30g的振動環(huán)境。此外，激光、紅外等非接觸式測量方式得到廣泛應用，有獲取試驗件表面一個點的點測儀和大面積的熱象儀等設備，對研究結構整體性能，進行建模驗模等工作作用突出。非接觸式測量受到試驗安裝結構的制約和高溫氣流蒸騰、湍流等干擾影響[22]，主要采取智能對中控制、加熱光譜分段避讓和軟件補償?shù)确绞郊右韵?。目前選用加熱元件低輻射能量光譜段作為測量波段可大大減少雜散輻射光對測量結果的影響。

熱流密度測量常見的有熱阻、薄膜、Gardon熱流計等傳感器，國內(nèi)主要有中國科學技術大學的集總熱容式瞬態(tài)輻射熱流計、中國科學院力學研究所的高溫壁面熱流溫度一體化傳感器、航天702所的基于Gardon熱流計的高溫熱流計。目前國內(nèi)針對高量程、高響應、長時間工作的輻射熱流測量需求，通過研究箔片厚度、直徑等圓箔式熱流計結構參數(shù)與熱流量程輸出特性關系和定量表征復雜條件傳感器特性（靈敏度、量程、響應時間）變化，建立了復雜環(huán)境熱流測試技術，及相應的高精度傳感器和校準裝置[21]。

應變測量一般采用高溫應變片，以高溫膠粘劑等粘接式固定，更高溫度與結構材料有關，C/SiC、超高溫陶瓷、高溫合金等典型材料表面安裝則采用熱噴涂技術。目前國內(nèi)相關測量已突破800 ℃熱環(huán)境。相應光線測量傳感器也不斷推出。位移測量方面，接觸式位移傳感器進行隔熱處理，與傳統(tǒng)方法相似。由于非接觸測量具有全場測量的優(yōu)點，目前大量采用基于基準點標記的光學系統(tǒng)測量結構變形，通過數(shù)字圖像處理獲取試驗件變形場，并可以通過計算進一步得到應變場，但受到標記物材料溫度熔點的限制。此外，還有光譜共焦式點位移測量方法。

振動測量除較低溫度的傳統(tǒng)高溫傳感器或加冷卻套的方法外，近年來760 ℃以上溫度重點采用非接觸式激光測量，通過多普勒原理測得結構的運動速度，后處理轉(zhuǎn)化為振動加速度。目前已解決增強激光測點表面粗糙度或者噴涂耐高溫涂層增強表面反射率等技術，并通過研究被測件表面特征、光熱輻射以及熱空氣介質(zhì)變化等影響，解決了高溫試驗中存在的噪聲干擾和光路與結構的協(xié)調(diào)問題。

噪聲測量技術比較大的進步是高溫流場的壓力脈動測量技術，有冷卻水套法、光纖傳聲器法、等離子體傳聲器法和聲波導管法等方法。目前，基于聲波導管的高溫噪聲測量技術獲得突破，該技術利用“無限”聲波導管可以消除脈動壓力終端反射避免聲共振的特性，通過幅頻特性標定和修正，實現(xiàn)了很好的防熱效果、測量精度高、頻率范圍廣、良好的耐久性和使用壽命，已用于1200 ℃高溫環(huán)境測量[22]。

7　大型熱虛擬試驗技術

虛擬試驗是理論建模與實物試驗不斷修正的產(chǎn)物，隨試驗數(shù)量的增多和理論認識的深入，精度會逐步提高，后期效益會逐步顯現(xiàn)，可以顯著減少試驗數(shù)量，甚至替代一些典型結構試驗。由于熱力耦合以及復雜系統(tǒng)的大尺寸效應，熱虛擬試驗尤為重要。

研究產(chǎn)品在熱力作用下的變化規(guī)律。飛行器熱結構的氣動熱、動力學應是耦合的，并涉及到化學非平衡邊界層傳熱、湍流模型和復雜結構傳熱模型，須進行熱耦合整體建模的流場、熱、結構一體化仿真分析[23]。由于結構熱傳導與輻射并存，要綜合考慮氣動熱環(huán)境、內(nèi)部結構熱傳導、冷卻結構影響進行建模分析。因此，大型熱試驗要有針對性地加載/測量，重點開展飛行器結構的建模/驗模工作，保證仿真分析的準確性。目前由于耦合建模機理認識深度不夠，結構物性參數(shù)不準，還僅僅處于理論建模分析階段。

此外，虛擬試驗的另一個重大目的是進行試驗系統(tǒng)分析和物理試驗的預示，發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品與加熱、加力等試驗設備構成的新系統(tǒng)不協(xié)調(diào)匹配問題，并改進設計[9]。由于目前的任何一種地面熱試驗都無法完全模擬氣動加熱過程，因此熱試驗前應進行大量分析工作，以充分理解試驗系統(tǒng)高溫傳熱機理，彌補實物試驗的局限性，通過不斷積累、補充，逐步從小型、局部發(fā)展到大型、全局和全過程分析。目前試驗單位進行了大量的試驗設備建模工作，對加熱燈陣、安裝和分區(qū)控制起到了很好的作用[5]。

8　結語

隨著高速飛行器的發(fā)展，大型綜合熱環(huán)境試驗技術存在很大的發(fā)展空間，發(fā)展方向與飛行器功能/性能提高、裝填/功能密度增加、材料器件發(fā)展、結構輕量等因素相關，會有不同的試驗技術和方法。包括更高溫度和熱流密度的加熱技術與相應的非接觸式測量技術，面向設計分析的精細化模擬試驗建模驗模技術，多場耦合熱試驗技術，特別是面向產(chǎn)品設計人員非物理測點可視化和面向試驗人員的試驗設計虛擬預示的大型力熱虛擬試驗技術。

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Recent Development and Prospect of Large Spacecraft Thermal Environmental Test Technology

ZHAO Bao-ping, YAN Chao, MENG Xiang-nan, LIU Peng, SUN Lei, LI Yuan, CAI Jun-wen, WANG Xiao-fei
(Beijing Mechanical-electronic Engineering Institute, Beijing 100074, China)

It summarizes recent achievement of thermal environmental test. It sums up work about thermal-mechanical composite testing for thermal environment, thermal modal and thermal vibration and measuring of relevant physical quantities. The shortcomings and future developments are pointed out. Through the different heating capacity and sensor affordability, based on modeling analysis, temperature segmented heating is adopted. The test and measurement technology has achieved remarkable results. Due to the complexity, heat transfer and thermal coupling, lots of researches are required for elaborate analysis and testing technology of thermal structure, especially the virtual testing technology based on test modeling and verification. The combination of theory and test and that of engineering development and research should be adhered to. The performance simulation and conformance test will be achieved by the continuous improvement.

spacecraft; thermal environment; thermal environmental test; thermal intensity test; thermal modal test; virtual test

2016-05-31；Revised：2016-06-14

10.7643/ issn.1672-9242.2016.05.001

TJ86

A

1672-9242(2016)05-0000-09

2016-05-31；

2016-06-14

趙保平（1962—），男，河北石家莊人，碩士，研究員，主要研究方向為產(chǎn)品環(huán)境工程、環(huán)境試驗和可靠性試驗技術。

Biography：ZHAO Bao-ping（1962—）， Male， from Shijiazhuang， Hebei， Master， Researcher， Research focus: product environmental engineering， environmental test and reliability test.