吳振強，任 方，咼道軍，劉永清，方國東

（1.北京強度環(huán)境研究所，可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京，100076；2.北京強度環(huán)境研究所，北京，100076；3.哈爾濱工業(yè)大學，特種環(huán)境復合材料技術(shù)國防科技重點實驗室，哈爾濱，150080）

0 引 言

高速飛行器飛行過程中面臨著嚴酷的氣動力、氣動熱、噪聲、振動等多場耦合環(huán)境，大面積熱防護結(jié)構(gòu)區(qū)域溫度超過1 000 ℃，頭錐、翼前緣等部位溫度超過2 000 ℃，機身結(jié)構(gòu)多處在160 dB以上的噪聲環(huán)境，局部由推進系統(tǒng)/邊界層產(chǎn)生的高聲強噪聲可超過170 dB，嚴重影響飛行器結(jié)構(gòu)的完整性、耐久性和安全性［1-3］。飛行器大面積熱防護結(jié)構(gòu)有兩種方案：一種是采用冷/熱相分離的熱防護方案，如防熱套、防熱瓦、隔熱氈、蓋板式熱防護結(jié)構(gòu)等；另一種是采用防熱承載一體化的復合材料結(jié)構(gòu)，如翼舵等控制面多采用C/SiC 或C/C 的防熱承載一體化結(jié)構(gòu)，頭錐、翼前緣等部位也采用蓋板式熱防護結(jié)構(gòu)。飛行器大面積熱防護結(jié)構(gòu)和控制面均包含多種不同形式的薄壁結(jié)構(gòu)，對振動、噪聲等載荷十分敏感，極端熱環(huán)境的存在更是增加了熱噪聲設計與驗證的復雜性，迫切需要建立熱防護結(jié)構(gòu)熱噪聲設計的驗證流程?？茖W選取相應的試驗類別和試驗項目，指導驗證試驗實施，獲取熱噪聲環(huán)境下的動態(tài)響應和失效模式，評估熱防護結(jié)構(gòu)的熱噪聲性能。

國外在航天飛機、重復使用飛行器以及高速飛行器的研制過程中，十分重視熱防護結(jié)構(gòu)的熱噪聲設計與驗證，提出了熱防護結(jié)構(gòu)的驗證試驗與分析流程。近年來，中國對熱噪聲問題也十分關(guān)注，對薄壁結(jié)構(gòu)在高溫環(huán)境下的熱模態(tài)演變規(guī)律、動態(tài)響應分析、結(jié)構(gòu)壽命與動強度評估等進行了研究，總結(jié)了國內(nèi)外熱噪聲試驗裝置及試驗項目，指出了熱噪聲試驗研究面臨的技術(shù)難點［4-7］。文獻［8］和文獻［9］對熱與噪聲環(huán)境之間的相互耦合影響、熱與噪聲聯(lián)合施加方法、高溫強噪聲環(huán)境下的測試技術(shù)等開展了廣泛研究，建立了典型壁板結(jié)構(gòu)的熱噪聲試驗系統(tǒng)；文獻［10］建立了基于熱噪聲試驗系統(tǒng)的熱分析計算模型，對試驗系統(tǒng)的最大加熱能力進行預測；文獻［11］研究了石英燈輻射加熱條件下薄壁結(jié)構(gòu)的熱屈曲特征；文獻［12］研究了在石英燈輻射加熱條件下薄壁結(jié)構(gòu)固有振動頻率和模態(tài)振型的變化規(guī)律。這些研究都為熱噪聲試驗的有效實施、數(shù)據(jù)分析以及熱噪聲設計提供了理論基礎。本文側(cè)重于飛行器薄壁結(jié)構(gòu)熱噪聲設計驗證試驗流程的分析，以典型C/SiC 矩形平板為試驗件，通過開展熱屈曲、熱模態(tài)、熱噪聲等試驗，獲得了復合材料壁板在熱噪聲環(huán)境下的動態(tài)響應規(guī)律和失效模式，可為薄壁結(jié)構(gòu)熱噪聲設計方法、動強度評估和驗證試驗提供技術(shù)支撐。

1 試驗裝置與試驗流程

文獻［8］詳細介紹了熱噪聲試驗裝置的構(gòu)成，可同時模擬飛行器任務剖面內(nèi)氣動熱環(huán)境和噪聲環(huán)境。其中熱環(huán)境一般采用石英燈輻射加熱器模擬，溫度可達1 000 ℃，高量級噪聲環(huán)境多采用行波管裝置模擬，噪聲載荷可達170 dB以上。用石英燈加熱器對試驗件進行加熱，針對復雜結(jié)構(gòu)需要設計特定的試驗段和加熱裝置。

噪聲裝置主要包括氣源系統(tǒng)、行波管、噪聲控制系統(tǒng)等，加熱器和試驗件位于行波管試驗段兩側(cè)，通過工裝夾具把試驗件安裝在行波管試驗段側(cè)壁上。為滿足部件級產(chǎn)品熱噪聲試驗和易于安裝的要求，中國也在開展耐噪聲的石英燈加熱器研制，將其放置于行波管的內(nèi)部，在試驗件雙側(cè)施加熱噪聲載荷。

熱噪聲試驗中試驗件的安裝邊界、熱邊界等對試驗結(jié)果影響較大。為了滿足熱噪聲設計和分析驗證的要求，對熱噪聲試驗中試驗件的熱屈曲、熱模態(tài)、試驗邊界、試驗件損傷等在試驗中的變化提出了測試或檢測要求。本文結(jié)合已經(jīng)開展的不同結(jié)構(gòu)形式和不同材料薄壁結(jié)構(gòu)的熱噪聲試驗，提出了薄壁結(jié)構(gòu)熱噪聲設計的驗證試驗流程，如圖1所示。開展的試驗/測試項目主要包含無損檢測、自由狀態(tài)常溫模態(tài)試驗、熱屈曲試驗、熱模態(tài)試驗、熱噪聲試驗等。其中：a）無損檢測是為了獲得試驗前/后試驗件的損傷狀態(tài)；b）自由狀態(tài)常溫模態(tài)試驗是為了獲得試驗前/后試驗件的模態(tài)參數(shù)變化及評價試驗件損傷情況；c）熱屈曲試驗是為了獲得試驗的臨界熱屈曲溫度；d）熱模態(tài)試驗是為了獲得試驗件在真實安裝狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)，為熱噪聲試驗、熱噪聲性能分析提供數(shù)據(jù)支撐；e）熱噪聲試驗是為了獲得試驗件的熱噪聲動態(tài)響應或熱噪聲失效模式。

圖1 熱噪聲設計驗證流程Fig.1 Flow diagram for thermal acoustic design certification

涉及的試驗與測試裝置主要包括熱屈曲試驗裝置、熱模態(tài)試驗裝置、熱噪聲試驗裝置、高溫測試設備和損傷檢測設備等。通過開展元件和典型連接壁板的熱噪聲試驗，可為復雜結(jié)構(gòu)熱噪聲試驗件的設計提供參考，按照熱噪聲設計的驗證流程，依次開展相關(guān)的無損檢測和試驗，最后對熱防護結(jié)構(gòu)的熱噪聲性能進行整體評估。

圖1 中給出了熱噪聲設計驗證流程中的試驗類別，其中典型壁板結(jié)構(gòu)的熱噪聲試驗實施步驟如圖2所示。根據(jù)試驗目的、結(jié)構(gòu)特點、加熱面積和加熱能力等要求，首先確定現(xiàn)有試驗裝置試驗段尺寸是否滿足試驗要求，結(jié)合飛行器結(jié)構(gòu)特點和熱噪聲試驗能力，確定試驗件的結(jié)構(gòu)形式、尺寸和數(shù)量；其次是確定試驗條件和技術(shù)指標、測試等要求；最后確定試驗項目和試驗狀態(tài)，進行試驗數(shù)據(jù)處理。其他的試驗項目和檢測是在熱噪聲試驗準備和實施中穿插開展。結(jié)合熱噪聲設計的驗證流程，選取平紋編織C/SiC 平板為試驗件，尺寸為380 mm×260 mm×1.5 mm，先后開展熱屈曲試驗、熱模態(tài)試驗、熱噪聲試驗以及無損檢測等。

圖2 典型壁板的熱噪聲試驗實施步驟Fig.2 Thermal acoustic test procedure of typical plate

2 驗證實例

2.1 熱屈曲與熱模態(tài)試驗結(jié)果

基于熱噪聲試驗安裝的真實邊界，設計了熱屈曲試驗夾具，采用石英燈加熱器進行加熱，采用數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)（Digital Ⅰmage Correlation，DⅠC）測試試驗件的熱變形場和熱應變場，分別開展了最高溫度為300 ℃和500 ℃的熱屈曲試驗，試驗現(xiàn)場如圖3所示。

圖3 熱屈曲試驗現(xiàn)場Fig.3 Thermal buckling tests

采用DⅠC測試的試驗件中心離面位移隨溫度的變化曲線如圖4 所示。由圖4 可知，平板試驗件的臨界熱屈曲溫度Tcr在209.9 ℃左右。隨后，針對安裝后試驗件的熱模態(tài)特性，從常溫至500 ℃，每間隔50 ℃，采用聲激勵的方法獲得每個溫度的固有頻率。

圖4 試驗件中心點離面位移曲線Fig.4 Out-of-plate displacement curve of center point

試驗件的溫度變化曲線如圖5所示，當?shù)竭_每個溫度值后，保持溫度不變，隨后開展一次熱模態(tài)試驗，然后再加熱到另一個溫度值。為更準確地獲得模態(tài)頻率隨溫度的變化規(guī)律，熱屈曲溫度附近增加了幾個狀態(tài)的溫度條件，開展熱模態(tài)試驗。

圖5 熱模態(tài)試驗溫度曲線Fig.5 Temperature curve of the center point of thermal modal tests

圖6為獲得的試驗件第1階頻率隨溫度變化曲線，試驗件第1 階頻率隨溫度增加先緩慢下降，在200～230 ℃之間變化較小，在250 ℃以后頻率隨溫度增加快速增大，可知試驗件的屈曲狀態(tài)與熱模態(tài)試驗基本吻合。

圖6 第1階固有頻率隨溫度變化Fig.6 First natural frequency variation with temperature

2.2 熱噪聲試驗的動態(tài)響應試驗結(jié)果

針對C/SiC 平板試驗件，開展了不同熱噪聲條件下的動響應與失效試驗，噪聲載荷量級為147～168 dB，其中162 dB的噪聲載荷譜如圖7所示，主要考慮試驗件的前幾階頻率的效應，對50～500 Hz 的噪聲載荷譜進行控制，圖7中紅、藍兩條曲線分別表示沿著行波管方向試驗件安裝位置前后兩個測點測的噪聲載荷。

圖7 噪聲載荷（162 dB）Fig.7 Acoustic loads (162 dB)

試驗件中心測點的溫度變化曲線如圖8所示，試驗件首先加熱到700 ℃左右時，保持加熱器的電壓不變，施加噪聲載荷，由于受噪聲氣流影響，試驗件的溫度有所下降。通過可控硅電源調(diào)節(jié)，試驗件溫度穩(wěn)定在600 ℃左右，然后進行熱噪聲動態(tài)響應測試。

圖8 中心測點溫度曲線Fig.8 Temperature curve of the center point

常溫和熱環(huán)境噪聲激勵下試驗件的加速度響應如圖9 所示，測點位于距離邊部約各1/4 邊長的位置。正式試驗前，首先施加低量級噪聲進行調(diào)試，結(jié)果如圖9a所示，可知第1階頻率約為208.0 Hz。圖9b為常溫環(huán)境下147 dB噪聲作用下測點的加速度功率譜密度（Power Spectral Density，PSD） ，加速度均方根RMS為53.7g，第1階頻率約為204.0 Hz，與調(diào)試狀態(tài)基本一致。圖9c 為溫度600 ℃、噪聲159 dB 作用下的加速度功率譜密度，加速度均方根RMS 為227.3g，可看出在300～400 Hz出現(xiàn)多個響應峰，主要是受到高溫和邊界變化的共同作用影響，低階響應峰位置向高頻方向進行了偏移，有的高階響應峰位置也向低頻方向偏移。

圖9 噪聲激勵加速度數(shù)據(jù)Fig.9 Acceleration data of the plate excited by acoustic load

2.3 噪聲激勵失效及斷口分析

常溫環(huán)境下針對厚度為1.5 mm的矩形C/SiC試驗件，從150 dB 開始施加噪聲，逐步施加到153 dB、156 dB、159 dB、162 dB 和165 dB，每個量級持續(xù)40 s，增加至165 dB時沒有發(fā)生破壞，繼續(xù)增加噪聲載荷，當增加到167 dB時試驗件迅速發(fā)生破壞，失效后的試驗件如圖10所示。

圖10 矩形試驗件失效照片F(xiàn)ig.10 Failure picture of the rectangular testing plate

文獻［13］分析了四周螺栓固定的正方形C/SiC試驗件在噪聲激勵下的失效模式，初始裂紋是從靠近固定安裝邊界處出現(xiàn)。本試驗中，試驗件采用蓋板式安裝方式，試驗件的四周沒有發(fā)生失效，在中心偏左部位開始破壞。針對熱噪聲作用下C/SiC 試驗件的失效模式，文獻［4］給出了失效照片并開展了相關(guān)失效機理分析。

圖11 是常溫環(huán)境下矩形C/SiC 試驗件在噪聲作用下，裂紋起始處的斷面形貌。由圖11a 可知，斷口比較平齊，復合材料的層間空隙略大，圖11b 為圖11a 的局部放大，可以看到0°纖維束（垂直于紙面，沿平板長度方向）有平齊的剪切斷裂形貌，也有拉伸載荷下的纖維拔出形貌。圖11c 為圖11a 中方框處的放大圖，可以看到0°纖維束和90°纖維束（平行于紙面，沿平板寬度方向）都呈現(xiàn)階梯狀的剪切破壞形貌，圖11d 為圖11a 中呈現(xiàn)拉伸形貌的單絲纖維的放大圖。

圖11 矩形板裂紋萌發(fā)處斷口形貌Fig.11 Fracture image of rectangular plate at the crack initiation location

3 結(jié) 論

本文研究得出以下結(jié)論：

a）基于研制的熱噪聲試驗裝置，形成了較為完整的飛行器薄壁結(jié)構(gòu)耐熱噪聲設計的驗證試驗流程，給出了復合材料薄壁結(jié)構(gòu)熱噪聲試驗的具體實施步驟。在具體工程實際中，可根據(jù)飛行器結(jié)構(gòu)熱噪聲性能考核和評估要求，選取合適的試驗類別和試驗項目。

b）采用真實的試驗安裝邊界條件，通過開展熱屈曲、熱模態(tài)、熱噪聲響應和噪聲失效等試驗，對飛行器結(jié)構(gòu)熱噪聲設計的驗證流程進行驗證為后續(xù)復雜結(jié)構(gòu)熱噪聲設計的驗證試驗策劃與熱噪聲性能的準確評估奠定了基礎。