王毅，秦强，赵朋飞，张生鹏，王刚

（中国航天科工防御技术研究试验中心，北京 100854）

导弹在高马赫数飞行时，其舵面和翼面结构将会面临极为严酷的高温环境，气动热产生的高温会使其材料和结构的弹性性能发生改变，从而引起翼面和舵面结构的振动特性发生改变，并对导弹的颤振特性和控制特性产生很大的影响[1]。因此，导弹舵面在力和热双重耦合环境下的模态频率变化特性随温度的变化规律，对于高速飞行导弹的结构和可靠性设计具有重要意义[2]。当飞行速度达到3马赫时，其舵面和翼面结构承受的高温达到 500~600 ℃。为了获得超过500 ℃的高温环境下导弹舵面在高温和振动复合环境下的热模态试验参数，将高温瞬态热试验系统与模态试验系统相结合，建立可对高超声速导弹舵面在500 ℃高温环境下进行热模态研究的试验系统，通过有限元仿真和试验相结合的方法开展高温结构热模态试验方法的研究，为高超速导弹的振动和热联合问题提供一种新的解决办法。

当前，国内外许多专家和研究学者对高超速飞行器所面临的热振、热模态问题进行了理论分析和数值计算研究。Lee等[3]通过有限元仿真分析的计算方法，研究了碳纤维环氧树脂复合材料加筋板在高超声速气流加热环境下的颤振特性。Brown[4]对X-34飞行器在高温环境下发动机喷管的模态固有频率和振型变化进行了理论分析和数值计算。Fu等[5]针对航天飞行器的复合材料梁结构建立了动力学分析模型，然后针对不同温度对热模态影响参数进行了分析。……