吴振强，任 方，呙道军，刘永清，方国东

（1.北京强度环境研究所，可靠性与环境工程技术重点实验室，北京，100076；2.北京强度环境研究所，北京，100076；3.哈尔滨工业大学，特种环境复合材料技术国防科技重点实验室，哈尔滨，150080）

0 引 言

高速飞行器飞行过程中面临着严酷的气动力、气动热、噪声、振动等多场耦合环境，大面积热防护结构区域温度超过1 000 ℃，头锥、翼前缘等部位温度超过2 000 ℃，机身结构多处在160 dB以上的噪声环境，局部由推进系统/边界层产生的高声强噪声可超过170 dB，严重影响飞行器结构的完整性、耐久性和安全性［1-3］。飞行器大面积热防护结构有两种方案：一种是采用冷/热相分离的热防护方案，如防热套、防热瓦、隔热毡、盖板式热防护结构等；另一种是采用防热承载一体化的复合材料结构，如翼舵等控制面多采用C/SiC 或C/C 的防热承载一体化结构，头锥、翼前缘等部位也采用盖板式热防护结构。飞行器大面积热防护结构和控制面均包含多种不同形式的薄壁结构，对振动、噪声等载荷十分敏感，极端热环境的存在更是增加了热噪声设计与验证的复杂性，迫切需要建立热防护结构热噪声设计的验证流程。科学选取相应的试验类别和试验项目，指导验证试验实施，获取热噪声环境下的动态响应和失效模式，评估热防护结构的热噪声性能。

国外在航天飞机、重复使用飞行器以及高速飞行器的研制过程中，十分重视热防护结构的热噪声设计与验证，提出了热防护结构的验证试验与分析流程。近年来，中国对热噪声问题也十分关注，对薄壁结构在高温环境下的热模态演变规律、动态响应分析、结构寿命与动强度评估等进行了研究，总结了国内外热噪声试验装置及试验项目，指出了热噪声试验研究面临的技术难点［4-7］。文献［8］和文献［9］对热与噪声环境之间的相互耦合影响、热与噪声联合施加方法、高温强噪声环境下的测试技术等开展了广泛研究，建立了典型壁板结构的热噪声试验系统；文献［10］建立了基于热噪声试验系统的热分析计算模型，对试验系统的最大加热能力进行预测；文献［11］研究了石英灯辐射加热条件下薄壁结构的热屈曲特征；文献［12］研究了在石英灯辐射加热条件下薄壁结构固有振动频率和模态振型的变化规律。这些研究都为热噪声试验的有效实施、数据分析以及热噪声设计提供了理论基础。本文侧重于飞行器薄壁结构热噪声设计验证试验流程的分析，以典型C/SiC 矩形平板为试验件，通过开展热屈曲、热模态、热噪声等试验，获得了复合材料壁板在热噪声环境下的动态响应规律和失效模式，可为薄壁结构热噪声设计方法、动强度评估和验证试验提供技术支撑。

1 试验装置与试验流程

文献［8］详细介绍了热噪声试验装置的构成，可同时模拟飞行器任务剖面内气动热环境和噪声环境。其中热环境一般采用石英灯辐射加热器模拟，温度可达1 000 ℃，高量级噪声环境多采用行波管装置模拟，噪声载荷可达170 dB以上。用石英灯加热器对试验件进行加热，针对复杂结构需要设计特定的试验段和加热装置。

噪声装置主要包括气源系统、行波管、噪声控制系统等，加热器和试验件位于行波管试验段两侧，通过工装夹具把试验件安装在行波管试验段侧壁上。为满足部件级产品热噪声试验和易于安装的要求，中国也在开展耐噪声的石英灯加热器研制，将其放置于行波管的内部，在试验件双侧施加热噪声载荷。

热噪声试验中试验件的安装边界、热边界等对试验结果影响较大。为了满足热噪声设计和分析验证的要求，对热噪声试验中试验件的热屈曲、热模态、试验边界、试验件损伤等在试验中的变化提出了测试或检测要求。本文结合已经开展的不同结构形式和不同材料薄壁结构的热噪声试验，提出了薄壁结构热噪声设计的验证试验流程，如图1所示。开展的试验/测试项目主要包含无损检测、自由状态常温模态试验、热屈曲试验、热模态试验、热噪声试验等。其中：a）无损检测是为了获得试验前/后试验件的损伤状态；b）自由状态常温模态试验是为了获得试验前/后试验件的模态参数变化及评价试验件损伤情况；c）热屈曲试验是为了获得试验的临界热屈曲温度；d）热模态试验是为了获得试验件在真实安装状态下的模态参数，为热噪声试验、热噪声性能分析提供数据支撑；e）热噪声试验是为了获得试验件的热噪声动态响应或热噪声失效模式。

图1 热噪声设计验证流程Fig.1 Flow diagram for thermal acoustic design certification

涉及的试验与测试装置主要包括热屈曲试验装置、热模态试验装置、热噪声试验装置、高温测试设备和损伤检测设备等。通过开展元件和典型连接壁板的热噪声试验，可为复杂结构热噪声试验件的设计提供参考，按照热噪声设计的验证流程，依次开展相关的无损检测和试验，最后对热防护结构的热噪声性能进行整体评估。

图1 中给出了热噪声设计验证流程中的试验类别，其中典型壁板结构的热噪声试验实施步骤如图2所示。根据试验目的、结构特点、加热面积和加热能力等要求，首先确定现有试验装置试验段尺寸是否满足试验要求，结合飞行器结构特点和热噪声试验能力，确定试验件的结构形式、尺寸和数量；其次是确定试验条件和技术指标、测试等要求；最后确定试验项目和试验状态，进行试验数据处理。其他的试验项目和检测是在热噪声试验准备和实施中穿插开展。结合热噪声设计的验证流程，选取平纹编织C/SiC 平板为试验件，尺寸为380 mm×260 mm×1.5 mm，先后开展热屈曲试验、热模态试验、热噪声试验以及无损检测等。

图2 典型壁板的热噪声试验实施步骤Fig.2 Thermal acoustic test procedure of typical plate

2 验证实例

2.1 热屈曲与热模态试验结果

基于热噪声试验安装的真实边界，设计了热屈曲试验夹具，采用石英灯加热器进行加热，采用数字图像相关技术（Digital Ⅰmage Correlation，DⅠC）测试试验件的热变形场和热应变场，分别开展了最高温度为300 ℃和500 ℃的热屈曲试验，试验现场如图3所示。

图3 热屈曲试验现场Fig.3 Thermal buckling tests

采用DⅠC测试的试验件中心离面位移随温度的变化曲线如图4 所示。由图4 可知，平板试验件的临界热屈曲温度Tcr在209.9 ℃左右。随后，针对安装后试验件的热模态特性，从常温至500 ℃，每间隔50 ℃，采用声激励的方法获得每个温度的固有频率。

图4 试验件中心点离面位移曲线Fig.4 Out-of-plate displacement curve of center point

试验件的温度变化曲线如图5所示，当到达每个温度值后，保持温度不变，随后开展一次热模态试验，然后再加热到另一个温度值。为更准确地获得模态频率随温度的变化规律，热屈曲温度附近增加了几个状态的温度条件，开展热模态试验。

图5 热模态试验温度曲线Fig.5 Temperature curve of the center point of thermal modal tests

图6为获得的试验件第1阶频率随温度变化曲线，试验件第1 阶频率随温度增加先缓慢下降，在200～230 ℃之间变化较小，在250 ℃以后频率随温度增加快速增大，可知试验件的屈曲状态与热模态试验基本吻合。

图6 第1阶固有频率随温度变化Fig.6 First natural frequency variation with temperature

2.2 热噪声试验的动态响应试验结果

针对C/SiC 平板试验件，开展了不同热噪声条件下的动响应与失效试验，噪声载荷量级为147～168 dB，其中162 dB的噪声载荷谱如图7所示，主要考虑试验件的前几阶频率的效应，对50～500 Hz 的噪声载荷谱进行控制，图7中红、蓝两条曲线分别表示沿着行波管方向试验件安装位置前后两个测点测的噪声载荷。

图7 噪声载荷（162 dB）Fig.7 Acoustic loads (162 dB)

试验件中心测点的温度变化曲线如图8所示，试验件首先加热到700 ℃左右时，保持加热器的电压不变，施加噪声载荷，由于受噪声气流影响，试验件的温度有所下降。通过可控硅电源调节，试验件温度稳定在600 ℃左右，然后进行热噪声动态响应测试。

图8 中心测点温度曲线Fig.8 Temperature curve of the center point

常温和热环境噪声激励下试验件的加速度响应如图9 所示，测点位于距离边部约各1/4 边长的位置。正式试验前，首先施加低量级噪声进行调试，结果如图9a所示，可知第1阶频率约为208.0 Hz。图9b为常温环境下147 dB噪声作用下测点的加速度功率谱密度（Power Spectral Density，PSD） ，加速度均方根RMS为53.7g，第1阶频率约为204.0 Hz，与调试状态基本一致。图9c 为温度600 ℃、噪声159 dB 作用下的加速度功率谱密度，加速度均方根RMS 为227.3g，可看出在300～400 Hz出现多个响应峰，主要是受到高温和边界变化的共同作用影响，低阶响应峰位置向高频方向进行了偏移，有的高阶响应峰位置也向低频方向偏移。

图9 噪声激励加速度数据Fig.9 Acceleration data of the plate excited by acoustic load

2.3 噪声激励失效及断口分析

常温环境下针对厚度为1.5 mm的矩形C/SiC试验件，从150 dB 开始施加噪声，逐步施加到153 dB、156 dB、159 dB、162 dB 和165 dB，每个量级持续40 s，增加至165 dB时没有发生破坏，继续增加噪声载荷，当增加到167 dB时试验件迅速发生破坏，失效后的试验件如图10所示。

图10 矩形试验件失效照片Fig.10 Failure picture of the rectangular testing plate

文献［13］分析了四周螺栓固定的正方形C/SiC试验件在噪声激励下的失效模式，初始裂纹是从靠近固定安装边界处出现。本试验中，试验件采用盖板式安装方式，试验件的四周没有发生失效，在中心偏左部位开始破坏。针对热噪声作用下C/SiC 试验件的失效模式，文献［4］给出了失效照片并开展了相关失效机理分析。

图11 是常温环境下矩形C/SiC 试验件在噪声作用下，裂纹起始处的断面形貌。由图11a 可知，断口比较平齐，复合材料的层间空隙略大，图11b 为图11a 的局部放大，可以看到0°纤维束（垂直于纸面，沿平板长度方向）有平齐的剪切断裂形貌，也有拉伸载荷下的纤维拔出形貌。图11c 为图11a 中方框处的放大图，可以看到0°纤维束和90°纤维束（平行于纸面，沿平板宽度方向）都呈现阶梯状的剪切破坏形貌，图11d 为图11a 中呈现拉伸形貌的单丝纤维的放大图。

图11 矩形板裂纹萌发处断口形貌Fig.11 Fracture image of rectangular plate at the crack initiation location

3 结 论

本文研究得出以下结论：

a）基于研制的热噪声试验装置，形成了较为完整的飞行器薄壁结构耐热噪声设计的验证试验流程，给出了复合材料薄壁结构热噪声试验的具体实施步骤。在具体工程实际中，可根据飞行器结构热噪声性能考核和评估要求，选取合适的试验类别和试验项目。

b）采用真实的试验安装边界条件，通过开展热屈曲、热模态、热噪声响应和噪声失效等试验，对飞行器结构热噪声设计的验证流程进行验证为后续复杂结构热噪声设计的验证试验策划与热噪声性能的准确评估奠定了基础。