高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)研究

吳大方， 趙壽根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吳爽

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)研究

吳大方*， 趙壽根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吳爽

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

由于高速巡航導(dǎo)彈飛行速度快、滯空時(shí)間長，在氣動(dòng)加熱引起彈翼、整流罩和彈體等部件外表面溫度升高的同時(shí)，還會(huì)伴隨長時(shí)間的劇烈振動(dòng)。氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的熱環(huán)境會(huì)使材料和結(jié)構(gòu)的彈性模量、剛度等力學(xué)性能發(fā)生明顯變化，復(fù)雜的機(jī)動(dòng)飛行過程又會(huì)使結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)較大的溫度梯度，引起熱應(yīng)力場的改變，進(jìn)而對(duì)導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的固有振動(dòng)特性帶來嚴(yán)重的影響。以高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，進(jìn)行了熱環(huán)境下的翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)，獲得了不同溫度條件下翼面結(jié)構(gòu)固有頻率等振動(dòng)特性的變化規(guī)律,為巡航導(dǎo)彈彈翼結(jié)構(gòu)在高速、熱振動(dòng)環(huán)境下的安全設(shè)計(jì)提供了可靠依據(jù)。

振動(dòng)試驗(yàn)； 熱環(huán)境； 固有頻率； 氣動(dòng)加熱模擬； 熱-振聯(lián)合

巡航導(dǎo)彈是一種用途廣泛、制造成本相對(duì)低廉、作戰(zhàn)效能高的先進(jìn)武器。它具有射程遠(yuǎn)、攻擊突然性大、命中精度高、摧毀能力強(qiáng)等特點(diǎn)。因而世界上許多國家都對(duì)巡航導(dǎo)彈的研制與發(fā)展極為重視[1-4]。早期的巡航導(dǎo)彈由于飛行速度低、滯空時(shí)間長極容易遭受到地面常規(guī)武器的攔截[5]。為了實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程、高速、高精確性打擊，巡航導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)速度在大幅度提高[6]。當(dāng)巡航導(dǎo)彈的馬赫數(shù)提高到4～5時(shí)，導(dǎo)彈殼體表面溫度會(huì)達(dá)到400～600 ℃；飛行馬赫數(shù)達(dá)到8～9時(shí)，彈翼駐點(diǎn)溫度將會(huì)超過1 200 ℃，并且巡航導(dǎo)彈高速飛行時(shí)還常常伴隨激烈的振動(dòng)。氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的高溫會(huì)改變材料的彈性模量、強(qiáng)度極限等力學(xué)性能參數(shù)，同時(shí)在發(fā)射初期和做快速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，彈頭、翼舵等部件表面會(huì)產(chǎn)生高速率的溫度變化，使結(jié)構(gòu)內(nèi)部形成比較大的溫度梯度，并產(chǎn)生附加動(dòng)態(tài)熱應(yīng)力，這會(huì)引起結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化，從而導(dǎo)致導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)和部件的固有振動(dòng)特性產(chǎn)生改變，固有振動(dòng)特性的改變會(huì)對(duì)高速飛行器的顫振特性、控制特性產(chǎn)生很大的影響。因此，對(duì)高速巡航導(dǎo)彈的彈翼等結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱-振聯(lián)合試驗(yàn)，模擬飛行過程中的熱環(huán)境與振動(dòng)環(huán)境，在力-熱耦合的環(huán)境條件下對(duì)彈翼結(jié)構(gòu)的振動(dòng)特性進(jìn)行試驗(yàn)測試，得到部件固有頻率等參數(shù)隨溫度的變化規(guī)律，對(duì)高速巡航導(dǎo)彈的可靠性設(shè)計(jì)和安全飛行具有重要的意義和參考價(jià)值。

目前國內(nèi)外已有很多人對(duì)航空航天結(jié)構(gòu)的熱振動(dòng)問題進(jìn)行了理論分析與數(shù)值計(jì)算的研究工作： Brown[7]對(duì)X-34發(fā)動(dòng)機(jī)噴管在高溫環(huán)境下的模態(tài)和固有頻率進(jìn)行了分析計(jì)算；吳志剛等[8]對(duì)某高超聲速全動(dòng)舵面和小展弦比根部固支翼面進(jìn)行了熱顫振的計(jì)算，分析研究了熱環(huán)境對(duì)不同翼面結(jié)構(gòu)顫振特性的影響；Arafat和Nayfeh[9]對(duì)熱環(huán)境下的平板狀環(huán)行圓盤進(jìn)行了非線性振動(dòng)分析；史曉鳴和楊炳淵[10]以變厚度板為研究對(duì)象，計(jì)算了熱載狀態(tài)下結(jié)構(gòu)的瞬態(tài)溫度場和振動(dòng)特性并分析了加熱對(duì)結(jié)構(gòu)固有頻率的影響。

但是，要在高至數(shù)百度的惡劣高溫?zé)岘h(huán)境條件下，對(duì)翼面結(jié)構(gòu)的振動(dòng)參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)測量，其工作相當(dāng)困難。因此，理論分析和數(shù)值模擬方面的研究比較多見[11-12]，而對(duì)于通過熱-振聯(lián)合試驗(yàn)獲得不同溫度環(huán)境下翼面結(jié)構(gòu)多階固有頻率等熱結(jié)構(gòu)振動(dòng)參數(shù)變化規(guī)律的試驗(yàn)研究，目前還未見報(bào)道。本文建立了高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)測試系統(tǒng)，使用瞬態(tài)氣動(dòng)加熱模擬試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)翼面結(jié)構(gòu)生成可控的動(dòng)態(tài)熱環(huán)境，使用激振器對(duì)單層翼面懸臂結(jié)構(gòu)進(jìn)行激勵(lì)，在力-熱耦合的環(huán)境下采用振動(dòng)測試系統(tǒng)測量翼面結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的加速度響應(yīng)數(shù)據(jù)，通過分析計(jì)算得到研究對(duì)象的固有頻率等振動(dòng)特性參數(shù)，獲得瞬態(tài)熱環(huán)境對(duì)翼面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性產(chǎn)生影響的原因，為巡航導(dǎo)彈彈翼結(jié)構(gòu)在高速、熱振動(dòng)環(huán)境下的可靠性和安全設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)。

1 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件與試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)件為單層梯形翼面結(jié)構(gòu)，如圖1所示，材料為45#鋼，試驗(yàn)件窄面邊長為148 mm，寬面邊長為305 mm，翼展為305 mm，厚度為5 mm。試驗(yàn)件的上下表面中部安裝有k型熱電偶，用以在試驗(yàn)過程中測量并控制翼面結(jié)構(gòu)表面溫度的動(dòng)態(tài)變化。在翼面結(jié)構(gòu)的4個(gè)截面上安裝8個(gè)加速度傳感器(如圖2所示)，對(duì)翼面的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行測試。

圖1 試驗(yàn)件示意圖Fig.1 Schematic of specimen

圖2 彈翼上傳感器安裝位置示意圖Fig.2 Schematic of locations of sensors on missile wing

翼面結(jié)構(gòu)熱-振試驗(yàn)件的安裝如圖3所示，將試驗(yàn)件寬面中部與固定支架焊接成一體，并固定在垂直安放的豎梁上形成固支約束邊界條件。水平放置的翼面結(jié)構(gòu)的上下兩面安裝有由密集排列的石英燈并聯(lián)而成的紅外輻射加熱陣列，對(duì)翼面結(jié)構(gòu)的上下表面進(jìn)行加溫，通過氣動(dòng)熱環(huán)境模擬控制系統(tǒng)生成試驗(yàn)所需的動(dòng)態(tài)溫度環(huán)境。紅外輻射加熱陣列的外側(cè)安裝有耐高溫的陶瓷隔熱檔板，在高溫試驗(yàn)過程中對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行熱屏蔽。激振器處于翼面結(jié)構(gòu)的窄面端部的下方，由金屬導(dǎo)桿和螺拴與翼面結(jié)構(gòu)聯(lián)接。金屬導(dǎo)桿穿過紅外輻射加熱陣列以及試驗(yàn)件下方的隔熱檔板，與試驗(yàn)件成90°安放，以保證激勵(lì)垂直作用于試件上。試驗(yàn)時(shí)激振器通過金屬導(dǎo)桿在熱場之外對(duì)翼面懸臂結(jié)構(gòu)進(jìn)行激勵(lì)。

圖3 翼面結(jié)構(gòu)熱-振試驗(yàn)件安裝示意圖Fig.3 Schematic of missile wing specimen for thermal-vibration test

由于試驗(yàn)時(shí)翼面結(jié)構(gòu)要處于幾百攝氏度的高溫環(huán)境下，測量翼面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性的加速度傳感器的安裝一般有兩種方式:

1) 使用專用的耐高溫加速度傳感器直接安裝在翼面結(jié)構(gòu)上的測點(diǎn)處。這種安裝方式的優(yōu)點(diǎn)是安裝方便，可直接取得測量點(diǎn)處的振動(dòng)信號(hào)。但專用耐高溫加速度傳感器的價(jià)格非常昂貴，且耐高溫加速度傳感器在高溫環(huán)境下還需要進(jìn)行溫度特性參數(shù)的修正，其測量精度受溫度環(huán)境因素的影響大。對(duì)于像導(dǎo)彈翼面這樣高速變化的動(dòng)態(tài)熱環(huán)境，在高速升溫過程中，每一時(shí)刻的溫度都不相同，且溫度變化梯度很大，傳感器參數(shù)的動(dòng)態(tài)修正比較復(fù)雜且困難。對(duì)于高溫合金鋼、鈦合金等制作導(dǎo)彈翼面的金屬材料，其溫度高于650 ℃時(shí)即可觀察到明顯的紅化現(xiàn)象。耐高溫加速度傳感器在幾百攝氏度的高溫環(huán)境中使用，也會(huì)受到傳感器環(huán)境測量極限的限制。

2) 通過耐高溫的引伸桿將彈翼表面測量點(diǎn)的振動(dòng)信號(hào)傳遞到熱場之外，再使用普通的常溫加速度傳感器對(duì)翼表的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行測量。本方式的優(yōu)點(diǎn)是減少了對(duì)傳感器在溫度響應(yīng)上的特殊要求，易于實(shí)現(xiàn)翼表高溫條件下的數(shù)據(jù)采集；缺點(diǎn)是由于增加了引伸桿和聯(lián)結(jié)件，這種間接測量方法會(huì)引起一定的測量誤差，因此需要進(jìn)行修正。

本試驗(yàn)在如圖2和圖3所示的位置安裝了8根直徑為3 mm的由高溫陶瓷制作的引伸桿，引伸桿的一端通過金屬緊固件固聯(lián)在翼面結(jié)構(gòu)之上，加速度傳感器固定在處于常溫環(huán)境中的引伸桿的另外一端，通過高溫陶瓷引伸桿對(duì)翼面結(jié)構(gòu)的高溫?zé)嵴駝?dòng)特性進(jìn)行測量。本文使用了中空的耐1 600 ℃高溫的剛玉陶瓷桿，其重量輕，且高溫抗變形能力和耐溫性均很好。

1.2 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)控制系統(tǒng)

翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)由高溫?zé)岘h(huán)境模擬控制系統(tǒng)和振動(dòng)激勵(lì)試驗(yàn)系統(tǒng)兩部分組成，如圖4所示。

圖4 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖Fig.4 Schematic diagram of thermal-vibration joint test system

1.2.1 氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M控制系統(tǒng)

本熱-振聯(lián)合試驗(yàn)使用了自行研制的氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M控制系統(tǒng)，它是一個(gè)獨(dú)立的計(jì)算機(jī)數(shù)字閉環(huán)測控系統(tǒng)(如圖4左半部分所示)，由紅外加熱裝置、熱流和溫度傳感器、信號(hào)放大器、模/數(shù)(A/D)轉(zhuǎn)換器、數(shù)/模(D/A)轉(zhuǎn)換器、電功率調(diào)節(jié)裝置和控制用計(jì)算機(jī)等部分組成。系統(tǒng)工作時(shí)，由溫度或熱流傳感器將連續(xù)變化的信號(hào)采入，經(jīng)過放大后送入A/D轉(zhuǎn)換器進(jìn)行模-數(shù)轉(zhuǎn)換。將測量到的熱流和溫度值與設(shè)定值進(jìn)行比較后將偏差送入計(jì)算機(jī)控制程序，計(jì)算機(jī)通過控制算法對(duì)采樣數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算得到控制量，并經(jīng)過D/A轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換成模擬信號(hào)后驅(qū)動(dòng)電功率調(diào)節(jié)裝置，調(diào)節(jié)紅外輻射加熱裝置的點(diǎn)功率，從而實(shí)現(xiàn)飛行器表面熱流和溫度連續(xù)變化過程的自動(dòng)控制。

針對(duì)高速飛行器氣動(dòng)模擬試驗(yàn)瞬態(tài)熱控過程所具有的變化復(fù)雜、高度非線性、瞬變、強(qiáng)耦合的特點(diǎn)，本試驗(yàn)控制系統(tǒng)采用了對(duì)復(fù)雜非線性系統(tǒng)具有獨(dú)特優(yōu)勢、魯棒性好、參數(shù)變化適應(yīng)性強(qiáng)、過渡過程時(shí)間短的模糊控制理論和控制方法，來解決模擬高超聲速飛行器飛行環(huán)境高速復(fù)雜變化的難題[13]，使用自主研究開發(fā)的快速高精度非線性校正算法和測控軟件來實(shí)現(xiàn)測溫傳感器的高速“電壓-溫度”轉(zhuǎn)換[14]。試驗(yàn)系統(tǒng)能夠按照高速飛行器飛行過程中的熱流和溫度的瞬態(tài)連續(xù)變化對(duì)氣動(dòng)模擬加熱過程實(shí)施快速、準(zhǔn)確的非線性動(dòng)態(tài)控制，其動(dòng)態(tài)跟蹤誤差可控制在1%以內(nèi)[15]。自主研制的石英紅外輻射裝置的試驗(yàn)溫度可高達(dá)1 500 ℃、最大熱流密度為2 MW/m2；熱控系統(tǒng)還可對(duì)高超聲速飛行器熱環(huán)境試驗(yàn)中出現(xiàn)的150～200 ℃/s的極高速熱沖擊過程進(jìn)行準(zhǔn)確的非線性動(dòng)態(tài)模擬；能夠完成1 200 ℃熱環(huán)境下的非接觸式全場高溫變形測量。此裝置已在大量高速飛行器材料與結(jié)構(gòu)熱強(qiáng)度試驗(yàn)研究工作中得到應(yīng)用[16-19]。

1.2.2 振動(dòng)激勵(lì)試驗(yàn)系統(tǒng)

振動(dòng)激勵(lì)試驗(yàn)系統(tǒng)如圖4右半部分所示，由激振器、加速度傳感器、電荷放大器、A/D轉(zhuǎn)換器、控制用計(jì)算機(jī)、D/A轉(zhuǎn)換器和功率放大器等部分組成。系統(tǒng)工作時(shí)，控制計(jì)算機(jī)根據(jù)試驗(yàn)所需的激勵(lì)條件計(jì)算出激振波形，由D/A轉(zhuǎn)換器換成模擬控制電壓信號(hào)，通過功率放大器放大后驅(qū)動(dòng)激振器，使試驗(yàn)件產(chǎn)生振動(dòng)。

1.3 試驗(yàn)溫度條件與激勵(lì)方法

翼面結(jié)構(gòu)的溫度試驗(yàn)環(huán)境選擇在常溫(25 ℃)、200、300、400、500 ℃這5種不同的溫度條件下進(jìn)行，除常溫試驗(yàn)外，熱試驗(yàn)過程均在100 s內(nèi)將試驗(yàn)件從室溫加熱到各目標(biāo)設(shè)定值。由于高速遠(yuǎn)程巡航導(dǎo)彈的飛行時(shí)間比較長，翼面結(jié)構(gòu)的恒溫過程保持至1 800 s，以便對(duì)翼面結(jié)構(gòu)處于長時(shí)間加熱環(huán)境之下其動(dòng)特性的變化規(guī)律進(jìn)行觀察與分析。

在加熱的同時(shí)，使用激振器發(fā)出隨機(jī)信號(hào)對(duì)翼面結(jié)構(gòu)進(jìn)行連續(xù)激勵(lì)，并實(shí)時(shí)測量和紀(jì)錄整個(gè)熱-振過程中翼面上布置的各加速度傳感器隨時(shí)間和溫度變化出現(xiàn)的振動(dòng)響應(yīng)。在此基礎(chǔ)上采用時(shí)-頻聯(lián)合分析技術(shù)[20]，得到翼面結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件上各測點(diǎn)與時(shí)間和溫度相關(guān)的頻響函數(shù)，從而獲得研究對(duì)象固有振型對(duì)應(yīng)的頻率隨溫度的變化規(guī)律。其理論如下：

對(duì)激振器的時(shí)間激勵(lì)信號(hào)x進(jìn)行短時(shí)傅里葉變換(STFT):

(1)

式中：m、n表示第m、n個(gè)離散的數(shù)據(jù)；x(m)為離散的激勵(lì)信號(hào)序列；g為變換的窗函數(shù)；ω為角頻率。

對(duì)加速度時(shí)間歷程響應(yīng)信號(hào)z實(shí)施短時(shí)傅里葉變換:

(2)

式中：z(m)為離散的響應(yīng)信號(hào)序列。從而得到結(jié)構(gòu)傳遞函數(shù)的短時(shí)傅里葉變換為

(3)

對(duì)H(n,ω)進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識(shí)和數(shù)據(jù)處理，即可得到試驗(yàn)對(duì)象的固有頻率隨時(shí)間的變化規(guī)律。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

圖5為200、300、400、500 ℃不同溫度條件下，翼面的設(shè)定溫度與上下表面實(shí)際控制溫度的曲線。表1給出了翼面加熱至500 ℃條件下，50, 100, 200, 400, …, 1 800 s這些典型時(shí)刻的設(shè)定溫度和上下表面的實(shí)際控制溫度值。

圖5 彈翼上下表面的設(shè)定溫度和實(shí)際控制溫度曲線Fig.5 Set and control temperature curves on upper and lower surfaces of missile wing

從圖5中可以看到，在熱-振聯(lián)合試驗(yàn)過程中，翼面上的溫度“控制曲線”與“設(shè)定曲線”重合在一起，即在溫度快速上升段和曲線轉(zhuǎn)折處設(shè)定和控制曲線都符合得很好。由表1可以看出翼面結(jié)構(gòu)上下表面各實(shí)際溫度控制時(shí)刻的跟蹤誤差均小于0.4%。試驗(yàn)結(jié)果說明本熱控系統(tǒng)能夠按照導(dǎo)彈高速飛行過程中彈翼表面溫度的連續(xù)變化對(duì)氣動(dòng)模擬加熱過程實(shí)施快速、準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)控制，獲得良好的熱環(huán)境動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)M效果。

表1 彈翼上下表面的設(shè)定溫度與實(shí)際控制溫度數(shù)據(jù)(500 ℃歷程)Table 1 Set and control temperature data on upper and lower surfaces of missile wing (500 ℃)

圖6是彈翼熱-振聯(lián)合試驗(yàn)的照片。圖7中的實(shí)線為400 ℃條件下得到的翼面結(jié)構(gòu)二階固有頻率變化曲線。由于在動(dòng)態(tài)激勵(lì)和數(shù)據(jù)采集過程中存在寬帶隨機(jī)信號(hào)和頻率分辨率等原因，圖7中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)出現(xiàn)小幅波動(dòng)現(xiàn)象，因此，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)采用數(shù)據(jù)擬合的方式進(jìn)行了平滑處理，如圖7中的虛線所示。

圖6 彈翼結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.6 Photograph of thermal-vibration joint test for missile wing

圖7 400 ℃下二階固有頻率變化曲線Fig.7 Second order natural frequency curve at 400 ℃

因?yàn)樵? 800 s的試驗(yàn)過程中前100 s為快速升溫段，使得結(jié)構(gòu)內(nèi)外層出現(xiàn)比較大的溫度梯度，從而引起翼面結(jié)構(gòu)在溫度快速上升時(shí)固有頻率的變化也比較大，于是數(shù)據(jù)處理時(shí)采用了分段擬合的方式，對(duì)全程1 800 s的試驗(yàn)數(shù)據(jù)中出現(xiàn)的快速上升與快速下降的急速轉(zhuǎn)折區(qū)段實(shí)施平滑擬合，擬合函數(shù)為

y=Aet/b+y0

(4)

式中：y為固有頻率；t為時(shí)間；A、b和y0為擬合系數(shù)。

本試驗(yàn)對(duì)于在不同溫度下取得的各固有頻率試驗(yàn)數(shù)據(jù)均按以上處理方式進(jìn)行了平滑擬合處理。圖8為經(jīng)過平滑處理后，常溫至500 ℃溫度環(huán)境下單層翼面結(jié)構(gòu)的1～6階固有頻率變化曲線。

圖8 彈翼結(jié)構(gòu)不同溫度下各階頻率變化曲線Fig.8 Natural frequency curves of missile wing at different temperatures

由圖8(a)可以看到，1階固有頻率隨著環(huán)境溫度的升高逐漸呈下降趨勢，待溫度恒定之后，固有頻率的變化趨緩，并接近一個(gè)穩(wěn)態(tài)數(shù)值。

由圖8(b)～圖8(d)可知，在0～100 s的升溫階段2～4階固有頻率均快速上升，溫升速率越大,固有頻率的變化越快，并且上升的幅值也越大，這種現(xiàn)象主要由于單層翼面結(jié)構(gòu)在快速升溫條件下其內(nèi)部熱應(yīng)力梯度的非均勻變化造成的。在到達(dá)100 s后溫度轉(zhuǎn)入恒溫階段，2～4階固有頻率均出現(xiàn)了下行趨勢。溫度穩(wěn)定后，2～4階固有頻率先是快速下降，之后變化逐漸趨緩。

圖9為穩(wěn)態(tài)溫度下彈翼結(jié)構(gòu)固有頻率與溫度間的關(guān)系(1 800 s時(shí))。由圖9(a)、圖9(c)和圖9(e)可知，高溫時(shí)的1階、3階和5階固有頻率在溫度穩(wěn)定之后均比常溫時(shí)有所下降。在試驗(yàn)時(shí)間為1 800 s時(shí)，500 ℃條件下的1階固有頻率比常溫條件下降低了2.32 Hz，3階固有頻率降低了9.62 Hz,5階固有頻率降低了15.60 Hz。

由圖9(b)、圖9(d)和圖9(f)可知，高溫時(shí)的2階、4階和6階固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢。在試驗(yàn)時(shí)間為1 800 s時(shí)，500 ℃條件下的2階固有頻率比常溫條件下升高了11.06 Hz，4階固有頻率升高了2.99 Hz，6階固有頻率升高了13.74 Hz。

本試驗(yàn)結(jié)果表明，1階、3階和5階固有頻率隨恒定溫度的提高出現(xiàn)下降趨勢，2階、4階和6階固有頻率隨著試驗(yàn)恒定溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢。其原因?yàn)椋罕驹囼?yàn)的單層翼面結(jié)構(gòu)長邊中部固支，在加熱時(shí)翼面結(jié)構(gòu)的上下兩面被加熱到目標(biāo)溫度時(shí)，固支端的連接結(jié)構(gòu)沒有被加熱到同樣的溫度，造成了翼面結(jié)構(gòu)的聯(lián)接部位產(chǎn)生非均勻應(yīng)力約束。本文中翼面結(jié)構(gòu)的厚度較薄，并且為局部固支，由于該翼面結(jié)構(gòu)幾何形狀和邊界條件的特點(diǎn)，2階、4階、6階頻率對(duì)應(yīng)的模態(tài)為扭轉(zhuǎn)模態(tài)或?yàn)榕濕詈夏B(tài)，固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢的現(xiàn)象出現(xiàn)在帶有扭轉(zhuǎn)的2階、4階、6階模態(tài)上。以上試驗(yàn)結(jié)果也提示了在采用大翼展小局部固支的聯(lián)接方式時(shí)熱模態(tài)可能會(huì)出現(xiàn)的形態(tài)，而該種聯(lián)接方式是巡航導(dǎo)彈翼、舵與機(jī)身聯(lián)結(jié)為一體時(shí)常采用的固定方法。在巡航導(dǎo)彈飛行時(shí)，內(nèi)埋的翼面聯(lián)接結(jié)構(gòu)處的溫度實(shí)際上要遠(yuǎn)低于翼、舵表面的溫度，這與本試驗(yàn)的模擬環(huán)境非常接近。

圖9 穩(wěn)態(tài)溫度下彈翼結(jié)構(gòu)的頻率變化(1 800 s時(shí))Fig.9 Frequency variation of missile wing under steady temperatures (at 1 800 s)

單層翼面結(jié)構(gòu)的溫度環(huán)境對(duì)振動(dòng)特性的影響主要來自于：高溫環(huán)境使材料和結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能發(fā)生了改變，彈性模量和結(jié)構(gòu)的剛度會(huì)隨著溫度的升高而降低；溫度環(huán)境快速變化時(shí)結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)溫度梯度，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)內(nèi)部產(chǎn)生熱應(yīng)力，進(jìn)而使結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化。由于以上原因，在快速升溫階段和溫度轉(zhuǎn)折過渡段，翼面結(jié)構(gòu)固有頻率的變化比較劇烈；當(dāng)溫度趨于穩(wěn)定后，溫度梯度產(chǎn)生的熱應(yīng)力減少，同時(shí)翼面材料和結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能參數(shù)也逐漸趨于穩(wěn)定，大部分振動(dòng)固有頻率的變化趨勢也變得比較緩慢，逐漸趨于穩(wěn)定狀態(tài)；由于彈翼一側(cè)的中部與熱容比較大的金屬圓軸相聯(lián)接，且圓軸的一部分處于熱區(qū)邊緣，大部分處于熱區(qū)之外，在整個(gè)試驗(yàn)過程中其溫度升高得比較緩慢，并且是一個(gè)不斷變化的過程。因此，彈翼聯(lián)接部分與彈翼之間的溫度差會(huì)使得彈翼聯(lián)接固定的局部區(qū)域產(chǎn)生附加應(yīng)力，直至試驗(yàn)結(jié)束，處于溫度場邊緣和溫度場之外的聯(lián)接軸的溫度也不能達(dá)到熱穩(wěn)定狀態(tài)，造成了聯(lián)接區(qū)域的熱應(yīng)力隨時(shí)間在不斷變化，因此巡航導(dǎo)彈彈翼表面不是一個(gè)簡單的平面均勻溫度場，而是存在較為復(fù)雜的局部溫度與應(yīng)力隨時(shí)間變化的非均勻區(qū)域(彈翼根部)。由聯(lián)接區(qū)域的非穩(wěn)定熱溫度狀態(tài)造成翼面結(jié)構(gòu)邊緣局部非穩(wěn)定熱溫度場和非穩(wěn)定熱應(yīng)力會(huì)引起某些模態(tài)出現(xiàn)較為復(fù)雜的變化形態(tài)。由熱振聯(lián)合試驗(yàn)得到的彈翼結(jié)構(gòu)各階固有頻率隨試驗(yàn)溫度而變化的試驗(yàn)結(jié)果，為高速巡航導(dǎo)彈翼舵結(jié)構(gòu)在高溫條件下的熱模態(tài)分析，以及進(jìn)一步深入探索和進(jìn)行理論分析提供了非常重要的試驗(yàn)依據(jù)。

由于在翼面試驗(yàn)件上安裝了引伸桿，其附加質(zhì)量會(huì)對(duì)翼面頻率產(chǎn)生一定的影響，加裝引伸桿后的翼面會(huì)重一些，其翼面頻率要比將加速度傳感器直接安裝在單翼上的方式所測翼面頻率稍低。為了了解加裝引伸桿對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，在常溫下使用直接測量和加裝引伸桿兩種方式對(duì)翼面模態(tài)進(jìn)行試驗(yàn)測試的結(jié)果，可作為常溫試驗(yàn)結(jié)果修正時(shí)的參考依據(jù)。

理論上講根據(jù)直接測量和加裝引伸桿兩種方式得到的高溫下實(shí)測翼面頻率對(duì)比數(shù)據(jù)，能夠?yàn)楦邷卦囼?yàn)結(jié)果提供修正依據(jù)。由于受到高溫下對(duì)翼面直接測量所需的加速度傳感器的耐溫性和數(shù)據(jù)可靠性的限制，直接多點(diǎn)測量方法在高溫下實(shí)現(xiàn)困難，但是，當(dāng)引伸桿在高溫下的剛度足夠大，且在引伸桿測量件質(zhì)量相比于翼面質(zhì)量小很多的情況下，常溫下兩種不同測量方式實(shí)測得到的翼面頻率對(duì)比數(shù)據(jù)，仍在一定程度上可以作為高溫時(shí)修正附加質(zhì)量影響的參考依據(jù)，以滿足工程實(shí)際的需要。

3 結(jié) 論

1) 為研究在振動(dòng)環(huán)境下由氣動(dòng)加熱引起的熱環(huán)境對(duì)翼面結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性帶來的影響，建立了高速飛行器熱-振聯(lián)合試驗(yàn)測試系統(tǒng)。氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng)能夠按照導(dǎo)彈高速飛行過程中彈翼表面溫度的連續(xù)變化對(duì)氣動(dòng)加熱模擬過程實(shí)施快速、準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)控制，同時(shí)振動(dòng)激勵(lì)測試系統(tǒng)對(duì)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件進(jìn)行振動(dòng)激勵(lì)和動(dòng)特性的測量，獲得了在25～500 ℃范圍內(nèi)不同溫度環(huán)境下翼面結(jié)構(gòu)多階固有頻率等熱結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化規(guī)律。

2) 熱-振聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果表明，熱環(huán)境使得單層翼面結(jié)構(gòu)的各階固有頻率均發(fā)生改變。1階、3階、5階固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)下降趨勢，根部有約束翼面結(jié)構(gòu)的2階、4階、6階固有頻率隨著試驗(yàn)溫度的升高出現(xiàn)上升趨勢。這一試驗(yàn)現(xiàn)象的獲得，為高速巡航導(dǎo)彈翼舵結(jié)構(gòu)采用大翼展小局部固支聯(lián)接方式時(shí)的高溫?zé)崮B(tài)分析提供了重要的依據(jù)，并為進(jìn)一步深入探索和進(jìn)行理論分析提供了非常重要的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

3) 在高速升溫階段，由于溫度梯度產(chǎn)生的熱應(yīng)力的影響，在溫度達(dá)到平衡前，各階頻率均產(chǎn)生比較明顯的動(dòng)態(tài)變化。當(dāng)溫度達(dá)到恒定值之后，熱應(yīng)力的不均勻性減小，大部分振動(dòng)固有頻率逐漸趨于穩(wěn)定。

不同溫度條件下翼面結(jié)構(gòu)固有頻率等振動(dòng)特性的變化規(guī)律的獲得，為高速巡航導(dǎo)彈彈翼結(jié)構(gòu)在熱振耦合環(huán)境下的動(dòng)特性分析與安全設(shè)計(jì)提供了重要試驗(yàn)依據(jù)。

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ResearchonThermal-vibrationJointTestforWingStructureofHigh-speedCruiseMissile

WUDafang*,ZHAOShougen,PANBing,WANGYuewu,MUMeng,WUShuang

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China

High-speedcruisemissilesflyathighspeedsforalongtime.Duringahigh-speedflight,thesurfacetemperaturesofthewing,fairingandprojectileriserapidlybecauseofaerodynamicheating,whichisaccompaniedbyseriousstructuralvibration.Theaerodynamicheatingcausessignificantchangesinthemechanicalpropertiesofthestructure,andthehightemperaturegradientsproducedbythecomplexmaneuver-flightgeneratethermalstress.Theybothaffectseriouslythecharacteristicsofthestructure’snaturalvibration.Inthispaper,ajointthermal-vibrationtestingisperformedonthewingstructureofacruisemissile,andthevibrationcharacteristicsofthewingstructure(e.g.,thenaturalfrequency)atvarioustemperaturesareobtained.Theexperimentalresultscanprovideareliablebasisforthesafetydesignofcruisemissilesunderhigh-speed,high-temperatureandvibrationconditions.

vibrationtest;thermalenvironment；naturalfrequency;aerodynamicheatingsimulation;thermal-vibration

2011-11-11；Revised2012-01-05；Accepted2012-03-13；Publishedonline2012-03-221643

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2011-11-11;退修日期2012-01-05;錄用日期2012-03-13; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2012-03-221643

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WuDF,ZhaoSG,PanB,etal.Researchonthermal-vibrationjointtestforwingstructureofhigh-speedcruisemissile.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1633-1642.吳大方，趙壽根，潘兵，等．高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗(yàn)研究．航空學(xué)報(bào),2012,33(9):1633-1642.

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1000-6893(2012)09-1633-10

V216.2; V216.4

A

吳大方男， 博士， 教授。主要研究方向： 高速飛行器熱防護(hù)， 結(jié)構(gòu)振動(dòng)主動(dòng)控制， 實(shí)驗(yàn)力學(xué)。

Tel: 010-82317507

E-mail: wudafang@buaa.edu.cn

趙壽根男， 博士， 副教授。主要研究方向： 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)。

Tel: 010-82317507

E-mail: zshougen@buaa.edu.cn

潘兵男， 博士， 副教授。主要研究方向： 實(shí)驗(yàn)固體力學(xué)。

Tel: 010-82317507

E-mail: panb@buaa.edu.cn