摘要：使用瞬态气动热实验模拟系统对超硬铝合金7A04在不同瞬态高温热冲击条件下的力学性能进行了气动热模拟和热载联合实验研究,得到7A04在热、力学环境共同作用下的高温强度极限和承载时间等重要表征参数.实验结果表明:超硬铝合金7A04在短时热冲击环境下的强度极限比航空材料手册中长时间恒温下测量的强度极限有明显提高,这为航空航天材料和结构在短时高速热冲击环境下承载能力的提升和结构优化设计提供了可靠依据.

摘要：由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度,引起热应力场的改变,进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的影响。以高速巡航导弹翼面结构为研究对象,进行了热环境下的翼面结构热-振联合试验,获得了不同温度条件下翼面结构固有频率等振动特性的变化规律,为巡航导弹弹翼结构在高速、热振动环境下的安全设计提供了可靠依据。

摘要：远程高速飞行器飞行速度快,滞空时间长,飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动,由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化,从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合,在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境,并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式,实现了高达800 C～900 C的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试,其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.

摘要：针对高超声速飞行器新型超高温结构力/热/氧化关键性能参量试验测试的迫切需求,自行设计并建立了可实现在高达1 500℃极端高温氧化环境下进行结构断裂性能测试的辐射式热/力联合试验系统,并对耐高温C/SiC复合材料结构在1 500℃等高温氧化环境下的断裂强度以及出现断裂时的时间点等关键性能参数进行了试验测试,当试验温度从1 000℃上升至1 500℃,C/SiC复合材料试验件的断裂强度下降了47.5%,断裂时间缩短50.1%。本极端高温载荷试验系统为高超声速飞行器结构热强度研究提供了重要的氧化环境下的热/力联合试验测试手段。研究结果表明:通过高温预加载可以明显提高C/SiC复合材料结构的断裂强度,增幅为38%,承载时间提高61.1%。试验结果为高超声速飞行器复合材料部件在极端热环境下的安全可靠性设计以及强度性能的改进提供了重要依据。

摘要：高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验测试系统,实现了高达1 200℃热环境下矩形板结构的模态频率等关键振动参数的试验测试。同时,对矩形板结构的热模态特性进行了数值计算,并将试验结果与计算结果进行对比验证。试验中通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将结构上的振动信号传递至高温热场之外,使用常温加速度传感器对振动信号进行参数识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理。本文所获得的高温环境（200～1 100℃）下矩形板结构的模态频率的试验结果与数值计算结果取得了比较好的一致性,验证了本试验方法的可信性及可用性。本研究结果为高超声速飞行器翼舵结构在高温环境下的振动特性分析以及安全可靠性设计提供了重要的试验手段和参考依据。

摘要：金属蜂窝板结构在高温热环境下的隔热特性是高速飞行器热防护设计的重要参数.使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对高温合金蜂窝平板结构在高达800℃的非线性热环境下的隔热性能进行实验研究,获得了蜂窝板结构的瞬态和稳态传热特性以及在多利不同温度下金蜂窝平板结构隔热效果的实验数据.在考虑结构内部蜂窝芯壁面间辐射、金属结构的传热以及蜂窝腔内空气传热的多重热交换条件下,采用三维有限元计算方法对蜂窝板的隔热特性进行了数值模拟,计算结果和试验结果的吻合性良好,验证了数值模拟方法的可信性和有效性,并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下了基础.讨论了在复杂非线性高温环境下金属蜂窝板隔热效率的变化,加热面温度的升降速度与隔热效率的关联性以及金属蜂窝板表面发射率的选取等问题,对高速飞行器金属蜂窝结构的热防护研究具有重要的参考价值.

摘要：为了在热模态试验中获得难于测量的超过1 000℃的高温环境下复合材料翼面结构的振动特性参数,将高温瞬态热试验系统与振动试验系统相结合,建立了可对高超声速飞行器耐高温复合材料翼面结构进行1 100℃高温环境下热模态研究的热/振联合试验系统。通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将复合材料翼面结构上的振动信号传递至非高温区域,使用常温加速度传感器对高温环境下高超声速飞行器翼面结构上的振动信号进行数据识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理,实现了在1 100℃热/振复合环境下对复合材料翼面结构的模态频率、模态振型等关键振动特性参数的试验测试。研究结果为高超声速飞行器复合材料翼面结构在高温环境下的动特性分析及安全可靠性设计提供了重要依据。

摘要：基于模态坐标表示的含压电片结构横向振动系统方程,采用独立模态法直接针对系统的高阶模型设计控制律,利用劳斯判据证明由所设计的控制器引起的控制溢出可被有效抑制,极大地降低了由于模型降阶引起的误差。同时,对压电柔性悬臂梁的高阶振动模态进行主动控制仿真模拟和实验研究,结果表明施加主动控制后柔性悬臂梁的模态阻尼显著提高,受控悬臂梁的振动得到了快速抑制。仿真计算和实验结果取得了良好的一致性。研究结果表明,利用压电陶瓷作为驱动元件,采用独立模态控制法实现柔性结构的振动抑制是一种高效的振动主动控制方法,在航天航空等领域中具有广阔的应用前景。

摘要：建立大型壳体结构轴向非分段式高温热试验装置。设计直径为14 mm、长度为2.25 m,长度/直径比接近160的超长大功率石英灯加热器,并使用自行研制的大功率可调式供电装置,提高单区域大面积加热源的调控能力,实现2.1 m的大型壳体结构单区域整体连续加热试验研究。该方法有效提高了大型壳体结构内壁试验温度分布的均匀性和真实性,为研制大型高速航天飞行器提供更加良好的高温热环境试验手段。

摘要：超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。