李永瑞，丛琳华

(中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力∕疲劳航空科技重点实验室，陕西 西安 710065)

1 引 言

导弹在空气中高速飞行时，舵面利用其偏转而产生导弹平衡力和控制力，因此，舵面是飞行器的一个重要部件。随着导弹飞行速度的提升，因空气加热使得导弹表面温度大大提高，因此，现在的高速飞行导弹的舵面采用了陶瓷基复合材料。

陶瓷基复合材料具有轻质、耐高温、高温抗氧化性能和力学性能优异的特点(其工作温度高达1650℃)，特别是与制备技术较为成熟的C纤维和SiC纤维相容性较好，因此在飞行器热端部件上得到了广泛应用[1-3]。文献[4]分析了弹(箭)结构热强度力热耦合试验顶压式加载的实现策略及方法，完成了加载方法的实施、控制和优化。

为了验证C/SiC、SiC/SiC陶瓷基复合材料舵面结构在力热耦合作用下的强度和刚度是否满足结构设计要求，本文针对材质为C/SiC、SiC/SiC陶瓷基复合材料的防热承载一体化结构进行力热耦合试验，获得了舵面结构在复合环境下的响应参数，对评价复合材料舵面结构在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性具有重要意义。陶瓷基复合材料舵面结构力热耦合试验技术研究，为高超声速飞行器高温复合材料舵面结构的地面热强度试验提供了重要的试验手段和技术参考。

2 研究内容

研究对象为C/SiC、SiC/SiC陶瓷基复合材料防热承载一体化舵面结构。飞行器在大气层中以高马赫数飞行时，飞行器表面空气受到强烈压缩和摩擦作用，产生严酷的气动加热环境，机翼、舵面等部分区域会出现高达1600℃的高温。……