摘要：为了使得航天器的设计、制造与试验能够并行开展,同时降低试验成本、缩短试验周期,在最近十余年,国外发展了直接声场试验技术(DFAT)。这种新型的噪声试验技术与混响场试验相比更为方便、快捷,极大地提高了试验效率。针对未来飞行器研制与试验,论述了DFAT技术的进展情况。从扬声器阵列的布置方式、控制技术的改进和DFAT技术目前所具备的能力现状等三个方面阐述了DFAT试验系统的组成与发展,对近十年来国外开展的典型DFAT试验进行了梳理,并总结了在试验中发现的声场一致性、与混响场的差异、试验件结构响应和驻波等相关问题。对DFAT技术的后续应用前景进行了展望,提出了我国发展DFAT技术所面临的问题和挑战。

摘要：锡铅钎料广泛用于航天仪器设备封装结构中,而随着仪器设备向功能多样化和体积小型化发展,仪器设备服役功率更大、温度更高。为了实现封装结构精细化设计,提升仪器设备可靠性与耐久性,需要研究锡铅钎料本构关系,准确模拟其力学行为。本文梳理了锡铅钎料力学性能相关试验研究成果,分析锡铅钎料塑性变形特征。针对宏观唯象本构模型,回顾了国内外相关研究结果,总结了模型特征和适用范围,评价了不同模型对锡铅钎料力学性能的预测效果,为不同载荷环境下本构模型选取提供支撑。

摘要：高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应,极高的温度及温度梯度,改变飞行器结构热物理参数和力学性能,导致结构弯曲、扭转刚度下降,颤振安全边界降低,影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性,作为反映气动加热对结构影响的重要参数,在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20世纪中期以来,NASA Langley、Dryden等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15翼舵、X-34发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证,近期Dryden研究中心针对X-37方向舵开展热模态试验的探索研究。系统综述了国外开展的热模态试验方法、试验设施和试验结果,总结热模态试验中的工程问题和研究方向,对于国内热模态试验技术的发展、飞行器结构高温性能评估等均具有重要的指导意义。

摘要：飞行器在大气层内长时间高马赫数飞行会面临极端严酷的热/振动/噪声等力热复合载荷环境,对传统单一环境下的结构动力学、强度分析与试验技术提出了挑战,本文分析了国内外在该领域进展及存在的技术难题,围绕工程及专业技术发展需求,针对飞行器薄壁结构在高温环境下的结构动特性演变规律、热噪声动态响应分析与试验技术、热噪声载荷下结构寿命预示与动强度评估等方面开展研究,对取得的最新研究进展进行了科学总结,提出了未来的发展建议,可为高超声速飞行器、可重复使用运载器等关键结构设计与试验考核提供技术支撑。

摘要：高超声速飞行器在巡航/再入阶段经历着严酷的气动力/热/噪声等复合环境,严重威胁着结构的完整性和可靠性。严酷的热环境会显著改变结构的整体和局部模态特性,出现模态跳跃和丢失;当与噪声载荷共同作用时,结构动态响应出现突弹跳变现象,表现出强非线性特征,因此热噪声复合环境下结构动响应预示面临严峻挑战。本文综述了热噪声复合环境动响应预示技术的发展过程,对比分析了目前热噪声动响应预示技术的优势与不足,对于未来高超声速飞行器、可重复使用运载器等载荷环境条件制定和结构优化设计均具有重要意义。

摘要：高超声速飞行器热防护系统包含多种形式的金属壁板结构,巡航或再入过程中经历着严酷的气动热、气动力、噪声等复合环境,严重威胁着飞行器结构的完整性和可靠性。为评估壁板结构的耐噪声性能,设计了钛合金平板和加筋板试验件,采用热噪声试验系统开展了试验件中心温度最高为400℃、噪声最高为162dB的动响应试验,采用高温加速度计和高温应变片对动态响应进行了测试。结果表明,钛合金平板和加筋板的最大加速度均方根值分别可达94.5 g和199.0g,金属壁板动态响应均方根值与噪声量级密切相关,受热环境影响较小,而热环境显著改变了动态响应的频谱分布。

摘要：航天飞行器在大气层中高马赫数飞行时,会面临严酷的气动加热环境,C/SiC、C/C等高温复合材料由于具有耐高温、高比强、高比模等优点,在飞行器热结构设计中得到大量应用。为了考核热结构服役过程中的高温力学性能和完整性,需要根据飞行时序进行地面结构热环境试验,其中石英灯辐射加热装置是模拟瞬态气动热环境的一种重要手段。地面结构热试验具有不可重复、技术难度大等特点,发展结构热试验辐射热环境预示技术可以有效支撑飞行器结构地面试验验证。针对采用石英灯辐射方式加热的C/SiC复合材料舵结构热试验,建立了辐射加热动态控制过程模拟方法,基于热网络法和蒙特卡罗法获得了结构瞬态温度场分布,通过与试验数据的对比分析,验证了方法的可行性,能够为复合材料结构热试验方案优化和试验效果评估等提供技术支撑。

摘要：薄膜热流传感器的性能与待测结构的物理和几何特性密切相关。基于一维传热近似和有限元分析,本文系统地研究了位于C/SiC复合材料平板结构表面、厚度小于100μm的薄膜热流传感器在热流作用下的热响应规律。计算发现传感器与C/SiC复合材料结构界面的高效热交换使瞬态响应时间达到毫秒级;瞬态响应时间正比于热阻层厚度,与热流的大小无关;当给定热电系数,传感器灵敏度取决于冷热端温度差,而后者随着热阻层厚度的增加而线性增加,随着基底厚度的增加而减小;相较于使用温度差的收敛值,利用冷热端温度差的响应峰值与热流载荷间关系,有利于提高传感器的灵敏度和响应速度。本文结果可以指导高性能薄膜热流传感器的优化设计。

摘要：为提升低频瞬态振动环境试验的精细化水平,缓解现有正弦扫频振动试验条件制定方法中存在的疲劳损伤“过试验”问题,本文在现有低频瞬态振动试验条件制定方法基础上,引入疲劳损伤谱对试验条件进行修正,使得试验条件在满足最大预期的前提下缓解“过试验”。以航天飞行器典型圆筒结构为原型,设计典型试验件,选择典型力学环境试验数据开展了仿真及试验研究。结果表明,修正后得到的试验条件与传统试验方法相比,“过损伤”程度显著降低。从而验证了方法的正确性。

摘要：重复使用飞行器兼具航空、航天飞行器的特点,具有快速、机动等优势,是目前国际航空航天领域的重要发展方向。热防护系统作为可重复使用飞行器的重要组成部分,再入阶段起到防隔热作用,保证飞行器内部冷结构以及仪器设备的正常工作。飞行器单次飞行任务涵盖发射、分离、在轨、再入、着陆等过程,需要经历复杂的空天服役环境,每次飞行都会对热防护系统造成不同程度的损伤,例如防热瓦涂层开裂、防热瓦脱落、连接松动、间隙发生变化等。热防护系统的结构完整性直接决定了飞行器的飞行安全和可重复性,需要在飞行器研制阶段开展热防护系统结构完整性的设计与试验评估。本文对国内外热防护系统结构完整性试验评估所涉及的试验体系、试验项目、标准规范等进行总结,给出了热防护系统结构完整性评估面临的关键技术问题和发展方向,为我国热防护系统的强度校核、环境适应性考核及试验验证提供技术支撑。