齊江龍，張衛(wèi)紅，陳雅曦，咼道軍，張 皓

（1. 北京強度環(huán)境研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076； 3. 空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

高超聲速飛行器主要指飛行馬赫數(shù)超過5的飛機、導彈等飛行器。目前，國內(nèi)外研究較多的是一種采用助推-滑翔彈道的高超聲速飛行器，它是一種采用高升阻比外形、長時間在臨近空間進行遠距離、無動力、高速機動滑翔飛行的飛行器，具有遠程快速到達、載荷精確投放，以及突防成功率高等優(yōu)勢，受到各軍事大國的高度重視。

高超聲速飛行器在整個壽命階段會經(jīng)歷復(fù)雜的力學環(huán)境，例如高超聲速滑翔飛行器由于其獨特的發(fā)射上升和滑翔再入方式，導致其整個飛行任務(wù)剖面各個階段所經(jīng)歷的力學環(huán)境非常復(fù)雜。在發(fā)射上升階段，會經(jīng)受氣動噪聲環(huán)境條件和由火箭發(fā)動機帶來的低頻振動環(huán)境條件；在再入機動、滑翔機動、快速下壓機動階段，更是會經(jīng)受嚴酷的氣動噪聲和氣動熱等環(huán)境條件；同時，由于其生命周期的大部分時間處于貯存階段，會經(jīng)受溫度載荷、濕度載荷以及運輸振動載荷等。可見，在每個階段的環(huán)境剖面中，飛行器上儀器設(shè)備和彈體結(jié)構(gòu)都要經(jīng)歷一種或多種力學環(huán)境工況。如此惡劣的載荷環(huán)境將對產(chǎn)品結(jié)構(gòu)強度和飛行可靠性帶來嚴峻的考驗[1]，例如：翼面和操縱面的熱聲疲勞問題；機電設(shè)備和導管、活門、連接件等部件的可靠性問題等。因此通過綜合環(huán)境試驗設(shè)計復(fù)雜環(huán)境對飛行器進行地面考核就顯得尤為重要。

1 綜合環(huán)境試驗

綜合環(huán)境試驗[2]是指同時模擬兩種或兩種以上環(huán)境進行的試驗，一般有溫度-濕度-振動試驗、噪聲-振動-溫度試驗、高低溫循環(huán)-振動試驗、電子-質(zhì)子-紫外輻照試驗、環(huán)境貯存試驗等，是火箭、衛(wèi)星、導彈等型號研制過程中的重要試驗項目之一。

噪聲-振動-溫度綜合環(huán)境試驗（以下簡稱“綜合環(huán)境試驗”）的對象一般是系統(tǒng)級裝備武器，如整艙（電子吊艙）、導彈的艙段或全彈等，可以用來彌補由于飛行器復(fù)合環(huán)境的多樣性和復(fù)雜性導致的少見有效的理論及仿真方法來準確分析計算的不足，因此對于單一環(huán)境試驗不能誘發(fā)的飛行故障模式，需要采用綜合環(huán)境試驗手段來驗證系統(tǒng)級產(chǎn)品的可靠性[3]。美國海軍太平洋導彈試驗中心、洛克希德-馬丁公司等機構(gòu)，英國、以色列、俄羅斯等國家，已經(jīng)成功將該方法用于導彈武器的研制中，例如太平洋導彈試驗中心[4]針對空對空導彈同時受到噪聲、振動、熱環(huán)境的問題，進行系統(tǒng)級的可靠性驗證試驗，運用這種方法能夠?qū)崿F(xiàn)地面的動態(tài)模擬飛行。目前中國已將此項技術(shù)用于多個型號整艙的綜合環(huán)境試驗，又稱地面動態(tài)模飛試驗[5]。

2 綜合環(huán)境效應(yīng)

高超聲速飛行器在其生命周期的真實環(huán)境中，總是承受多個因素同時作用，噪聲-振動-溫度綜合環(huán)境效應(yīng)可包括這些因素引起的主要效應(yīng)。

試驗表明，當溫度和振動同時存在時，它們之間往往有著相互強化的作用，被強化的程度取決于每一個因素在組合中的權(quán)重。高低溫環(huán)境引起產(chǎn)品材料基本性能的變化，使產(chǎn)品在振動環(huán)境中增加失效的危險。當溫度效應(yīng)不直接或單獨導致材料失效時，則必須用溫度和振動綜合作用來暴露這種失效，由多種材料組合的設(shè)備連接結(jié)構(gòu)，以及包含粘、彈性材料構(gòu)件的產(chǎn)品結(jié)構(gòu)，對這種綜合作用尤其敏感。在極端溫度條件下，產(chǎn)品和它的附屬設(shè)備的諧振頻率以及振動傳遞特性均會發(fā)生相對較大的變化，例如在低溫條件下有隔振裝置的試驗件，特別是使用橡膠減振器的試驗件，受到的影響更加明顯。

由于噪聲作用在產(chǎn)品上最終結(jié)果是導致結(jié)構(gòu)振動，因此單從產(chǎn)品環(huán)境效應(yīng)上分析，溫度與噪聲耦合后所產(chǎn)生的綜合效應(yīng)與溫度與振動耦合后產(chǎn)生的綜合效應(yīng)基本是一致的，所不同的是噪聲能量主要集中在中高頻，同時由于噪聲載荷是面激勵，薄壁結(jié)構(gòu)以及與之相連的結(jié)構(gòu)更加敏感。而噪聲與振動發(fā)生耦合后，產(chǎn)品的振動響應(yīng)將疊加，更容易導致產(chǎn)品發(fā)生故障。

噪聲-振動-溫度綜合環(huán)境效應(yīng)會相互影響，繼而產(chǎn)生在任何單一環(huán)境或不完全的綜合環(huán)境中均不會出現(xiàn)的效應(yīng)。特別是針對系統(tǒng)級產(chǎn)品時，各個設(shè)備之間不僅在結(jié)構(gòu)上互相連接，同時在電氣上相互連通，不僅對單一設(shè)備進行了考核，同時對整套系統(tǒng)的信號傳輸、電氣轉(zhuǎn)換、接插件匹配等綜合性能也進行了考核。因此，綜合環(huán)境效應(yīng)的特點是非單一特征效應(yīng)而是多種效應(yīng)復(fù)合結(jié)果，綜合環(huán)境激勵不只是覆蓋常規(guī)性能測試、環(huán)境試驗中暴露的方案性故障模式，還能包含偶然出現(xiàn)的失效模式。

表1列舉了在以往試驗中產(chǎn)品在綜合環(huán)境作用下出現(xiàn)的部分故障模式。

表1 綜合環(huán)境試驗一般性故障模式Tab.1 Generalized Failure Mode of the Combined Environmental Testing

3 飛行器系統(tǒng)級綜合環(huán)境試驗

飛行器系統(tǒng)級綜合環(huán)境試驗?zāi)M了飛行器在整個任務(wù)剖面中經(jīng)歷的聲、振、溫環(huán)境條件，試驗主要目的包括：a）對飛行器結(jié)構(gòu)在振動、噪聲、溫度環(huán)境下的耐受性進行考核；b）通過布置加速度傳感器，較真實地獲取飛行器上各單機設(shè)備的動力學環(huán)境條件；c）通過設(shè)定試驗剖面，考核飛行器上電子儀器設(shè)備的可靠性指標。

某型飛行器具有的獨特的翼身設(shè)計方式、防熱能力強、內(nèi)部裝填空間小等特點，使得綜合環(huán)境試驗設(shè)計難度增大。試驗需要噪聲加載系統(tǒng)、振動加載系統(tǒng)、溫度加載系統(tǒng)同時加載，因此在設(shè)計時一方面需要結(jié)合試驗條件分別考慮各分系統(tǒng)的加載能力，另一方面必須綜合考慮各分系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)配合。圖1為飛行器系統(tǒng)級綜合環(huán)境試驗概貌，包含行波管試驗裝置、振動臺以及溫度加載設(shè)備。試驗剖面如圖2所示。

圖1 飛行器系統(tǒng)級綜合環(huán)境試驗概貌Fig.1 Combined Environmental Testing Equipment for System Level Vehicle

圖2 飛行器系統(tǒng)級綜合環(huán)境試驗剖面Fig.2 Profile of the Combined Environmental Testing for System Level Vehicle

3.1 行波聲場加載方法

根據(jù)GJB150.17A，對于表面承受壓力脈動（或處于氣動紊流中）的環(huán)境下工作或生存的裝備，通常適用行波場噪聲試驗。行波聲場在行波管中產(chǎn)生，沿管道傳播具有給定譜型和帶寬的隨機噪聲[6]。

噪聲加載采用7路行波管施加行波場噪聲載荷，模擬產(chǎn)品發(fā)射和飛行過程中經(jīng)受的噴流和氣動噪聲。噪聲源為7只電動氣流揚聲器，號筒形狀為指數(shù)型，截止頻率為25 Hz。試驗使用液氮氣化系統(tǒng)為揚聲器提供氣源。液氮吸收儲能式汽化器的熱能氣化成 0.3~0.8 MPa的氮氣。氮氣經(jīng)電動氣流揚聲器調(diào)制產(chǎn)生噪聲輻射進入行波管產(chǎn)生掠入射聲場。

為了保證行波管裝置中聲場為行波聲場，要求行波管與試驗產(chǎn)品隨形設(shè)計，飛行器大面積的翼面以及不規(guī)則的外形為行波管隨形設(shè)計帶來了較大難度。本次試驗針對飛行器外形優(yōu)化了內(nèi)部聲道布局形式，滿足了總聲壓級接近165 dB的高量級噪聲加載，同時保證了同一聲道上下截面（即產(chǎn)品軸向）聲場均勻性以及不同聲道（即產(chǎn)品周向）聲場均勻性。如圖3所示，行波管裝置上下共8層，總高10 m，其中在第2層與第7層每個聲道內(nèi)安裝傳聲器用于噪聲控制與監(jiān)測。

圖3 行波管裝置Fig.3 Equipment of the Progressive Wave Tube

3.2 內(nèi)部溫度循環(huán)方法

綜合環(huán)境試驗中溫度載荷常通過溫度循環(huán)系統(tǒng)實現(xiàn)，一般包括電加熱器、液氮冷卻系統(tǒng)、風機系統(tǒng)、溫度循環(huán)管路以及控制終端等。試驗溫度控制采用PID控制，控制點溫度實時反饋，控制終端實時調(diào)節(jié)電加熱器功率或液氮輸出流量。

在開展綜合環(huán)境試驗時，根據(jù)試驗產(chǎn)品狀態(tài)不同分為外部加溫與內(nèi)部加溫兩種溫度加載方法。外部加溫方法將產(chǎn)品整體置于透聲保溫罩內(nèi)，通過保溫罩內(nèi)溫度氣體與產(chǎn)品表面發(fā)生熱交換，逐漸將熱量傳導進入產(chǎn)品內(nèi)部。外部加溫方法的優(yōu)點在于對產(chǎn)品外形及開口無要求，達到目標溫度后產(chǎn)品內(nèi)部溫度場均勻性好，缺點在于加載溫度時間長，溫度控制時延較大，外部加溫方法適用于外殼導熱率好的產(chǎn)品。對于飛行器等表面覆蓋有隔熱層的產(chǎn)品采用外部加溫方法加溫效率極低，一般采用內(nèi)部加溫方法。內(nèi)部加溫方法采用加溫管路直接將溫度氣體通過產(chǎn)品口蓋送入產(chǎn)品內(nèi)部，改變產(chǎn)品內(nèi)部空氣溫度。對于帶隔熱層、熱傳導性差的試驗產(chǎn)品，內(nèi)部加溫方案更容易滿足試驗條件要求。然而，飛行器內(nèi)部裝填空間小，裝填密度大，導致產(chǎn)品內(nèi)部氣流通過性差，流阻增大，整個溫度循環(huán)管路中的壓強損失增大，流量減小，溫度氣體不能順暢的送入產(chǎn)品內(nèi)部。此外，大規(guī)模綜合環(huán)境試驗由于場地、試驗裝置體積等限制，實現(xiàn)溫度加載往往需要較長的管路，但長距離管路帶來的壓強損失也不利于溫度的加載。對于大流阻、長距離的溫度循環(huán)回路，常規(guī)的溫度加載裝置往往由于壓強損失大、氣體流量小，導致熱量嚴重耗散，無法加溫至試驗條件要求。

試驗實施前對管路壓強損失進行了估算，對于圓管而言，管道流動產(chǎn)生的沿程壓強損失為

式中λ為沿程阻力系數(shù)；l，d分別為管長和直徑；為動壓。

對于三通、變徑、轉(zhuǎn)彎等所產(chǎn)生的局部壓強損失為

式中ξ為局部阻力系數(shù)。

估算溫度加載設(shè)備和產(chǎn)品中的壓強損失spΔ和cpΔ。

可得溫度加載管路系統(tǒng)性能曲線函數(shù)：

式中γ為容重；S為阻抗；Q為流量。

試驗通過在原有溫度加載設(shè)備上串聯(lián)氣泵對溫度循環(huán)管路進行加壓。氣泵的功率結(jié)合氣泵性能曲線與管路性能曲線給出。在綜合環(huán)境試驗加載高溫狀態(tài)時，通過設(shè)計溫度管路將氣泵串聯(lián)于飛行器上溫度氣流入口之前，氣泵產(chǎn)生的氣壓可以克服壓強損失，維持氣流循環(huán)，同時，氣泵工作產(chǎn)生的熱量直接進入試驗產(chǎn)品內(nèi)，提高加熱效率；在綜合環(huán)境試驗加載低溫狀態(tài)時，設(shè)計溫度管路將氣泵串聯(lián)于飛行器上溫度出口之后，此時，氣泵工作產(chǎn)生的熱量不會干擾試驗產(chǎn)品正常降溫。

此外，試驗實施中布置內(nèi)部氣流管路時，在重點關(guān)注位置、流動死水區(qū)等處，合理布置支流管路，避免內(nèi)部溫度場分布不均勻。

3.3 飛行器工藝口蓋設(shè)計

采用內(nèi)部加熱方法需要飛行器表面留有進出溫度管路的開口，為避免破壞飛行器表面結(jié)構(gòu)，試驗設(shè)計了工藝口蓋用以代替產(chǎn)品真實口蓋，并在工藝口蓋上預(yù)留通氣孔以安裝溫度管路。為了保證與產(chǎn)品真實狀態(tài)近似，工藝口蓋的剛度與隔聲量應(yīng)與原始口蓋近似。剛度設(shè)計通過有限元方法對工藝口蓋的模態(tài)參數(shù)進行計算，并與真實口蓋模態(tài)試驗結(jié)果進行對比驗證；隔聲量設(shè)計采用質(zhì)量等效原則，保證工藝口蓋面密度與真實口蓋相同。設(shè)計時需通過材料選擇、布置加強筋等優(yōu)化方案以同時滿足隔聲量與剛度要求。

根據(jù)計算，工藝口蓋采用10 mm厚的鋁合金材質(zhì)，工藝口蓋外表面輪廓與原始口蓋相同。為保證保溫效果，在工藝口蓋敷設(shè)保溫材料。表2為工藝口蓋模態(tài)頻率的計算值與真實口蓋試驗值的對比，模態(tài)頻率誤差在5%以內(nèi)。

表2 真實口蓋與工藝口蓋模態(tài)頻率Tab.2 Modal Frequency of the Real Flap and Craft Flap

試驗前開展了真實口蓋與工藝口蓋隔聲量對比測試，分別對真實口蓋狀態(tài)與工藝口蓋狀態(tài)下的飛行器施加了行波場噪聲載荷，通過內(nèi)外置傳聲器測量結(jié)果可以得出真實口蓋與工藝口蓋隔聲量差異，如圖4所示。由圖4可見工藝口蓋在各頻帶的隔聲量與真實口蓋比較接近，總隔聲量相差1.6 dB，比較好地模擬了真實口蓋的隔聲性能。

圖4 真實口蓋與工藝口蓋隔聲量差異Fig.4 Sound Insulation Quantity Difference of the Real Flap and Craft Flap

4 結(jié)束語

為順利完成某型號飛行器系統(tǒng)級振動-噪聲-溫度綜合環(huán)境試驗，實現(xiàn)振動、噪聲、溫度復(fù)合環(huán)境的加載，對飛行器系統(tǒng)級噪聲-振動-溫度綜合環(huán)境試驗中解決的技術(shù)難題總結(jié)如下：

a）針對飛行器隨形設(shè)計的行波管裝置滿足了總聲壓級接近165 dB的行波聲場加載，并在飛行器周向與軸向有很好的聲場均勻性。

b）采用串聯(lián)氣泵法補償了溫度循環(huán)中大流阻帶來的壓強損失，實現(xiàn)了內(nèi)部高密度裝填飛行器遠距離溫度加載；通過設(shè)計內(nèi)埋管路位置以及正確選取溫度控制點滿足了溫度試驗條件的要求。

c）采用質(zhì)量定律以及有限元計算方法進行了工藝口蓋設(shè)計，通過試驗驗證了工藝口蓋與真實口蓋的模態(tài)參數(shù)、隔聲量一致性較好。

目前，系統(tǒng)級噪聲-振動-溫度綜合環(huán)境試驗是評價飛行器產(chǎn)品可靠性的重要手段，整體試驗技術(shù)也相對成熟，與單應(yīng)力試驗相比能更真實地模擬復(fù)合應(yīng)力環(huán)境，也更易激發(fā)出單應(yīng)力試驗難以暴露的故障，發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品在設(shè)計、加工等方面的缺陷，考核試驗產(chǎn)品的可靠性，在諸多型號應(yīng)用中，都取得了理想的效果。