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飞行器结构热噪声试验的研究进展

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  • 发布日期:2011-05-07 18:14
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摘要:高超声速飞行器面临着极端苛刻的气动加热、噪声、力载荷等复合飞行环境。气动加热会引起材料的物性参数变化,改变结构温度场、热应力分布和动力学特性,导致局部区域出现热噪声疲劳破坏。为快速有效地考核飞行器结构在热、噪声环境中的完整性和耐久性,必须深入开展热噪声试验方法、试验系统和高温测试技术方面的研究工作。概述国外热噪声试验方法的发展历程,对不同时期典型壁板结构热噪声试验结果进行归纳总结,给出了国内热噪声试验研究面临的关键技术难点和研究方向。

0引言

高超声速飞行器具有高机动性、远距离精确打击等特点,可有效地减少攻击时间,增强突防和反防御能力,是国际航空航天领域的重要发展方向之一[1,2]。
其飞行服役环境极端苛刻,由推进系统/边界层产生的高声强噪声,局部区域超过180 dB,由边界层和局部激波作用产生的气动热载荷的热流超过1 200 kW/m2。
对于吸气式高超声速飞行器而言,由于需要在大气层中长时间巡航,局部温度可达2 000℃以上。热/噪声/结构之间的耦合或相互干扰问题愈发突出,热噪声复合环境给高超声速飞行器鼻锥、翼前缘、方向舵、大面积防热、冲压发动机进气道等结构设计和热防护系统方案都带来了严峻挑战[3~5]。
高声强噪声环境下,由于出现快速的交变作用应力,结构会发生疲劳裂纹的萌发、扩展直至失效。国内飞机结构设计规定,当噪声声压级超过140 dB时,必须进行声疲劳验证试验。当声压级超过180 dB时,结构会发生迅速破坏,引发飞行事故。极端的表面温度、高温度梯度、高噪声脉动压力以及长时间巡航是高超声速飞行器飞行环境的显著特点,高温环境对结构材料性能、结构动力学特性、自动控制等都产生了严重影响。由此可见,新型高超声速飞行器结构设计中必须考虑热/噪声复合载荷环境的影响,并考核结构在热噪声环境中的完整性和耐久性。常温声疲劳试验方法不能满足新型号的研制需求,需要开展高温噪声疲劳的相关研究工作。
本文对国外研究机构热噪声试验方法的发展历程、热噪声试验设备等进行了较为全面的概述;对铝、钛金属壁板、陶瓷基复合材料壁板、C/C等壁板结构的热噪声试验结果进行了归纳总结,指出了目前热噪声试验方法面临的技术难点和研究方向。

1热噪声试验方法的研究历程

图1是国外热噪声试验方法的发展历程图。从20世纪50年代开始,国外航空部门为解决飞机发动机喷流噪声和边界层噪声产生的声疲劳问题,开展了整体结构和典型部件的声疲劳试验,并制定相关设计指南和数据表格指导工业应用。此时,尚未关注到热环境对结构声疲劳性能的影响。
20世纪70年代早期,在美国空军资助下,Schneider等开展了金属壁板结构的热噪声疲劳试验,德国空间研究中心(IABG)为校核航天飞机的热防护系统(TPS)和运载火箭贮箱也开始尝试热噪声的试验研究[6,7]。
20世纪70年代中后期,虽然飞行器的发动机动力和飞行速度有了很大提高,但是飞行器结构表面的温度增加不大,研究者通过修改飞行器外形设计,降低噪声声压级,声疲劳的问题在一定程度上已经缓解,声疲劳试验项目也随之减少。


20世纪80年代初期,由于飞行器结构大量采用复合材料,导致出现一系列新的问题,声疲劳问题重新得到重视。90年代以后,美国国家航空航天局(NASA)、美国国防部预先研究技术局(DARPA)和美国空军联合参与的高超声速飞行器项目,也称为空天飞机(NASP),极大地推动了热噪声试验方法、测试技术和热噪声疲劳寿命预示方法的发展。这一阶段,NASA Langley(LaRC)研究中心、美国空军、德国IABG、麦道公司等均开展了严酷热噪声复合环境诱发的材料和结构的疲劳失效试验。
2000年以来,NASA提出了“下一代发射技术(NGLT)”,飞行器结构设计也由防热设计逐步向热结构设计方向转变。美国NASA正开展C/C、SiC等高温材料翼、舵等结构件的热强度、热噪声方面的大量试验研究。

2热噪声试验设备

热噪声疲劳试验设备包含噪声产生装置和加热装置,并且要求有较高的噪声声压级和加热能力,国外的热噪声设备多采用行波管装置,图2给出了国外正在使用的热噪声试验设备图。其中图2a)为NASALangley的热噪声疲劳试验设备TAFA(ThermalAcoustic Fatigue Apparatus),加热设备由12个2 500 W石英灯组成[8,9]。为满足高速运输机项目的测试需求,研究人员于1995年和2000年分别对该试验系统的试验能力和控制能力进行了改造,采用多输入、闭环控制和窄带的控制器,提高了对载荷谱型和测试区间相关性的控制,建立了新的温度闭环控制系统和热电偶数据采集系统。目前可提供广泛的声压载荷谱(动态和静态),频域范围30~500 Hz,声压级为126~172 dB,石英灯加热系统功率为360 kW,峰值辐射热流可达540 kW/m2。
图2b)为美国空军Wright试验室的热噪声疲劳试验设备。据文献[10,11]介绍,该噪声系统由2个行波管组成,一个称为CEAC(Combined EnvironmentAcoustic Chamber),设计指标:试件尺寸可达122 cm×122 cm,最大热流率为568 kW/m2,峰值温度为1 648℃,初始最高声压为159 dB,后提高到172 dB;另一个被称为SEAC(Sub-elementAcoustic Chamber),试件尺寸为30.5 cm×45.7 cm,声压级为174 dB,热流密度可达830 kW/m2。
图2c)为德国IABG的火焰燃烧热噪声试验系统
(行波管)
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。20世纪70年代,航天飞机的再入飞
行或高超声速飞行器长时巡航飞行时,飞行器表面将
经受到复杂的载荷环境。为验证轻质结构的热防护系
统,德国IABG设计和建造了火焰燃烧系统,可分别
应用于行波管和混响室噪声系统,声压级为160 dB,
表面温度可达1 300℃,曾开展了阿里安5运载火箭
氦气贮箱、先进运载器多层热防护系统壁板和载人空
间运输项目(MSTP)返回舱热陶瓷瓦热噪声试验等。
3初期热噪声试验研究
20世纪70年代初,航空、航天部门开始对飞行器
结构件或热防护系统壁板进行热噪声试验测试,此阶


图2c)为德国IABG的火焰燃烧热噪声试验系统(行波管)[12]。20世纪70年代,航天飞机的再入飞行或高超声速飞行器长时巡航飞行时,飞行器表面将经受到复杂的载荷环境。为验证轻质结构的热防护系统,德国IABG设计和建造了火焰燃烧系统,可分别应用于行波管和混响室噪声系统,声压级为160 dB,表面温度可达1 300℃,曾开展了阿里安5运载火箭氦气贮箱、先进运载器多层热防护系统壁板和载人空间运输项目(MSTP)返回舱热陶瓷瓦热噪声试验等。
3初期热噪声试验研究20世纪70年代初,航空、航天部门开始对飞行器结构件或热防护系统壁板进行热噪声试验测试,此阶段显著的特点是:热环境温度一般小于300℃;主要以铝、钛等金属壁板和复合材料为主。洛克希德公司的Schneider对金属壁板结构进行了高温噪声疲劳试验,Northrop公司的Jacobson对复合材料结构板进行了热噪声疲劳试验[6,13,14]。
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为把飞行器室温下铝合金的设计准则扩展到铝、钛合金的高温/强噪声复合环境下应用,文献[13]开展了相关理论分析、试验测试和经验公式方面的研究工作。首先进行了铝、钛合金壁板结构的理论分析,使用平板大变形理论建立屈曲壁板的动态响应方程。采用悬臂梁试件的随机振动疲劳试验(试验温度316℃)确定热载荷对金属材料疲劳寿命的影响规律。为修改室温下的结构设计诺谟图,对27个铝壁板和21个钛壁板进行了高温噪声疲劳试验。测试了悬臂梁试件在高温下随机振动疲劳数据和壁板结构的高温声疲劳数据,与常温试验的对比结果如图3所示。


图3a)为金属材料的随机疲劳S-N曲线,可见环境温度(室温、热环境316℃)对铝合金和钛合金材料的随机热疲劳寿命影响很大,热环境显著降低了金属材料的疲劳寿命。图3b)为钛、铝合金壁板结构的声疲劳S-N曲线。在相同均方根应力水平下,高温环境下壁板结构的热疲劳循环次数较低。声疲劳试验之前,首先测试了室温下壁板结构的响应模态、基本模态阻尼和随温度变化的模态频率、中心支架屈曲温度等。
对比图3a)、3b)可知,由于温度载荷影响和边界约束条件,壁板结构内的平均应力增加,文献[13]最后给出了在承受热/噪声联合环境下的经验设计方法。
在V/STOL飞机特定操作模式下,机身区域、机翼和尾翼均受到复合的热噪声载荷,具体位置和幅值取决于发动机构型,起飞过程中,还可能遇到较强的反射噪声。1981年,Jacobson[14]为评估适合V/STOL飞机先进结构设计的复合材料壁板结构,开展了热噪声试验研究,设计和加工了平板和稍微弯曲的横向增强的壁板,并包含石墨-环氧树脂蒙皮,进行室温和热环境下热噪声试验,采用行波管宽带激励,声压级为163.5 dB,目标温度121℃。热噪声试验中,失效发生在中心加强筋附近或中心筋附近的子结构。结果证实,对于薄蒙皮的多加强筋壁板或平面结构,声疲劳是热噪声环境中复合材料机身结构的关键控制设计因素。
热噪声环境中,金属壁板结构由于热应力作用和边界约束限制,会发生屈曲现象,壁板的固有频率由此发生改变,结构动态应变响应呈现出非线性屈曲特征(Snap-through)。文献[4,15]中提出依据屈曲振幅A0、噪声位移w和壁板厚度h来判定屈曲发生的半经验公式。为研究高强噪声引起金属壁板结构的非线性屈曲问题,NASA Langley研究中心和美国空军Wright-Patterson飞行动态实验室[16]采用热应力屈曲铝板进行热噪声试验,研究壁板结构在热载荷、声载荷下的非线性响应特征,测试和分析四周固定、保持隔热两种不同边界条件下动态响应特征。第2种边界下的温度分布和屈曲变形不同于第1种环境。试验结果显示,当发生屈曲时,中心位置的变形可达壁板厚度的2倍,非线性屈曲对结构的共振频率有较大影响。
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4 20世纪90年代热噪声试验

20世纪90年代以来,由于空天飞机计划、高超声速飞行器等研制项目的推动,热噪声试验技术得到密切关注和快速发展。NASALangley研究中心、美国空军实验室等开展了大量的壁板结构的热噪声响应和热噪声疲劳试验,此阶段的显著特点是:热噪声的环境温度较高,一般大于500℃,甚至达到1 000℃,试验对象多为C/C、C/SiC或陶瓷基复合材料。
NASA、DARPA和美国空军参与的空天飞机项目,需要经历苛刻的气动热和噪声环境。C/C复合材料在高温环境下的比强度高,使用温度超过538℃,是理想的候选材料,但有关热噪声环境下的C/C材料结构响应特征和材料声疲劳的试验数据较少。此外,空间运输系统的热防护系统(TPS)的超耐热合金蜂窝结构,使用温度为371~1 260℃,相关热噪声试验的开展也比较少。文献[17,18]总结了在NASALangley研究中心在90年代初开展的相关热噪声试验内容。
项目之一是研究承受热/噪声联合作用的超耐热合金蜂窝壁板结构的动态应变测试技术,分别测试了室温和高温环境下(649℃)、频宽50~500 Hz、声压级140~160 dB的应变动态响应,发现应变响应近似为声压级和温度的线性函数。另一项目研究C/C平板和加强筋壁板结构的动态响应和声疲劳特征,对4个试件进行了试验测试,在声压级160 dB激励下测试件均出现了失效现象,破坏时间从几分钟到3 h不等。C/C平板的失效机制主要是由于边部裂纹的扩展,加筋壁板结构主要是由于分层剥落,其失效形式如图4所示。




通过室温和高温环境下(538℃)C/C复合材料壁板的热噪声试验结果对比显示,热环境对壁板的动态响应、疲劳寿命及疲劳破坏模式都发生了很大影响。试验测试中,由于C/C材料表面高温应变片的失效,导致陶瓷材料高温动态应变测试不准确。此外,如文献[4]所述,由于噪声作用,试验过程中出现了石英灯阵破坏失效,系统加热能力下降、试验件温度由538℃下降到260℃左右。
1993年,NASA Langley研究中心的Rizzi[18]对热噪声试验的需求、试验设备、动态响应测试、高温声疲劳试验等进行了总结,认为测试高超声速飞行器的热噪声动态响应和声疲劳需要特殊的设备和试验方法,该研究中心的目标就是能够测试或预示任何环境下的结构动态响应和声疲劳。当时,正在开展的研究有热载荷环境的产生以及对动态响应的影响等。声疲劳研究重点之一就是高超声速飞行器候选材料的失效模式特征,并引入激光振动计去观测结构刚度的缩减规律,建立与试件损伤的关联。
为研究陶瓷基复合材料的高温声疲劳性能,麦道公司的Jacobs[19]采用高温随机疲劳设备和高温行波管噪声设备开展相关研究工作。试验件为BN-SiC/MAP复合材料,为单晶磷酸铝编织增强的SiC复合材料,材料表面为氮化硼(BN)涂层。在不同高温环境下,分别测试材料的随机疲劳性能。失效以发现裂纹或自然频率下降10%为准,结果如图5所示。由图5可知随着温度的升高,材料的随机疲劳阻抗显著降低,这与图3所示的结果类似。


声疲劳试验是在高温行波管内进行,试验件为由BN-SiC/MAP复合材料和泡沫材料组合而成的三明治壁板结构。在温度538℃和声压级160 dB环境下对壁板结果进行了8 min测试。试验初期,应变片和加速度计信号中,频率开始不规则移动,当测试快结束时,受热面一侧的热电偶和应变片信号出现混乱,在复合板加热一侧发现复合板的陶瓷材料板几乎完全与底层泡沫脱胶,泡沫内出现背面扩展的裂纹,在壁板一侧,试件温度只有121℃。
1996年,美国空军实验室的Croop[11]等研究了热防护系统的C/C的楔形试件和壁板结构的动态疲劳性能。楔形试件为2D C/C的6层复合材料[+45/0-45]s,试件表面覆有处理过的SiC涂层,并采用热/振设备研究得出了室温和538℃温度下C/C楔形试件的高周疲劳S-N曲线。C/C壁板的噪声测试在常温下进行,材料是Hitco公司的CC137EH(Inhibited),使用激振器和激光振动计确定试件的前5阶模态振型。设定声压级为140 dB,从50~500 Hz进行正弦扫描,验证支撑条件下C/C壁板结构的共振频率,根据振型决定应变片的安装位置。随机响应测试(50~500 Hz)的声压级从148~168 dB,用来测试壁板结构的应变级随声压级的变化规律,当声压级为165 dB时,大约2 h后发生了失效,试验中试验件与SiC支撑螺栓连接发生松懈现象。
针对高超声速飞行器壁板结构的热噪声载荷、结构响应和失效特征的评估问题,Holehouse[20]在行波管内(925℃,165 dB)对典型的蒙皮壁板结构进行声疲劳响应和声疲劳寿命测试。为改进热噪声高温动态应变测试技术,Holehouse采用陶瓷涂层粘贴应变片,其中应变片的安装对工艺参数比较敏感。对于给定的变形或模态振型,当不考虑加热环境中弹性模量变化时,应变与位移是成一定比例的,据此文中提出当高温应变片失效时,可测试位移应变,利用应变-位移比例确定高温应变值。此外,还可利用非接触测试方法,如电容式位移探针(Capacitance DisplacementProbes)、激光多普勒振动计(Laser DopplerVibrometers)测试高温动态应变等。
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5近期热噪声试验项目

NASA依据可重复使用飞行器X-33、X-37和高超声速验证机X-43A的飞行环境,开展了一系列的结构热试验和热噪声试验项目。图6为X-33壁板结构的声疲劳测试件,试验表面安装了多个电阻式动态应变片,测试环境声压级为158 dB,温度为816℃。


NASA Langley研究中心Glass[21]认为,飞行器结构技术是下一代飞行器(NGLT)项目VSR&T(VehicleSystems Research and Technology)中的重要组成,所涉及的关键技术领域有:设计与集成、热和集成结构(多功能结构、基础结构、控制面、主动冷却和传感器等)、低温贮箱、热防护系统。对于飞行器结构设计来讲,热、结构、噪声的复合载荷环境是其重要的考虑因素。因此,发展和验证复合载荷作用下预示热噪声疲劳的能力是机身设计与集成的关键目标,图7为热噪声试验中失效的复合材料壁板结构。


Dryden研究中心的Stephens[22]在高超声速结构试验项目总结中指出,通过在飞行器X-37的C/SiC方向升降舵子结构施加再入大气层和长时间巡航的热/机械载荷,可考核控制表面热结构在高超声速相关的热、结构和振动载荷作用下的热、结构和动态性能,它由NASA Dryden、Langley、MR&G等研究机构共同参与,试验项目分为4个阶段:第1阶段,再入飞行环境下的声振试验(Langley研究中心);第2阶段,两种环境下的传热、热/结构试验(Dryden研究中心);第3阶段,两种环境下的室温机械载荷试验(Dryden研究中心);第4阶段,巡航飞行环境下的热噪声试验(Langley研究中心)。图8示出了X-37的C/SiC方向舵子结构测试件。


X-43A是高超声速飞行器的验证机,已成功进行了2次飞行试验,飞行马赫数为7~10。由文献[23]可知,其机身结构和防热体系也愈加复杂,头部由钨材料制成,机翼前缘、鼻锥采用C/C复合材料,机翼用Haynes合金制成,飞行器的外表面覆盖耐热陶瓷瓦。X-43A机身设计中采用了大量的C/C、C/SiC、陶瓷基复合材料的热结构,大部分结构将在1 500~3 000℃环境下工作。因此,极端环境下的结构热试验项目、热噪声试验等将是其地面试验项目中的重要部分。

6中国的热噪声试验现状

从20世纪60年代开始,北京强度环境研究所、中科院声学所、飞机强度研究所等针对飞机的金属壁板结构,开展了室温噪声试验/声疲劳试验,并制定了相关设计标准[24~26]。90年代初期,北京强度环境研究所开展了底遮板热噪声环境的气动模拟试验,考核结构在热/噪声组合环境下结构的完整性,积累了宝贵的实践经验。目前,正针对热噪声载荷谱制定、热噪声试验方法、热噪声动态响应模拟等方面开展研究工作。20世纪90年代中期,飞机强度研究所[27]在对飞机壁板结构进行声疲劳试验的基础上,开始进行对飞机GH140壁板结构的高温声疲劳试验的尝试性研究,为避免噪声环境对石英灯加热器的影响,采用了外加热方式,噪声声压级级为165 dB左右,温度约650℃。此外,基于疲劳等效原理,提出在振动台上利用加温装置得到材料的高温声疲劳S-N曲线的测试方法。
2000年以后,一些高校针对航空发动机和尾喷管结构开展了部分相关理论和数值分析研究,而热噪声疲劳试验开展较少。总之,目前还没有系统地开展热噪声试验测试技术、热噪声环境下声疲劳失效准则及声疲劳寿命预示等方面的研究工作。
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7结论与展望

高超声速飞行器结构设计面临的最大挑战在于其严酷的气动热环境和高声压级噪声环境。为满足苛刻热噪声环境条件下服役,飞行器多采用陶瓷基复合材料、超高温陶瓷材料,并着力发展新型的大面积防热结构系统。热噪声试验方法则是实现对高超声速飞行器结构和先进热防护系统的复合环境下动态性能评估的有效手段。伴随飞行器飞行环境及材料结构体系的改变,热噪声试验整体的发展趋势表现为:载荷环境条件愈加苛刻,环境温度由最初的100~300℃增加到500℃,甚至超过1 000℃,可施加的噪声载荷声压级超过170 dB;热噪声试验件材料由铝、钛等金属材料扩展为C/C、C/SiC或其它陶瓷基复合材料等;热噪声试验件的结构型式覆盖平板结构、加筋蒙皮结构、蜂窝结构等。美国空军实验室、NASALangley研究中心、德国IABG研究中心等对热噪声试验技术已开展了多年的研究,中国也亟需开展热噪声试验相关技术的研究工作。
热噪声复合载荷环境比单一热或噪声环境情况更加复杂,两者间存在着严重的相互干扰。噪声环境会对石英灯加热系统造成破坏,噪声气流会影响试验件表面温度场分布等。在热噪声环境中,加热环境对动态响应测试、温度测量和声场测试均提出了更高的要求,这方面与国外还存在很大差距。目前,中国热噪声试验方法所面临的挑战主要体现以下方面:a)高声压级噪声环境下加热系统的研制;b)热噪声试验载荷谱的制定;c)噪声环境与热环境的相互影响机制;d)热噪声复合环境下的测试技术(温度、热流、动态响应、声压);e)材料高温力学性能及S-N声疲劳曲线、热噪声疲劳寿命预示方法等。
参考文献
[1]Blevins R D,Holehouse I,Wentz K R.Thermoacoustic loads and fatigue of
hypersonic vehicle skin panels[J].Journal of Aircraft,1993,30(6):
971-978.
[2]杨亚政,杨嘉陵,方岱宁.高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展[J].应用数学和力学,2008,29(1):47-56.
 
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