高熱環(huán)境下前緣結(jié)構(gòu)高溫應(yīng)變測量

吳 東，陳德江，周 瑋，杜百合

高熱環(huán)境下前緣結(jié)構(gòu)高溫應(yīng)變測量

吳 東＊，陳德江，周 瑋，杜百合

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000）

高超聲速飛行器前緣在大氣層中長時(shí)間飛行時(shí)受熱嚴(yán)酷，熱應(yīng)力影響大，分析前緣結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力十分必要。在電弧風(fēng)洞模擬的高熱環(huán)境下采用高溫應(yīng)變計(jì)對高超聲速飛行器前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了高溫應(yīng)變測量，介紹了試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)條件、試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蜔彷敵鰳?biāo)定等，并介紹分析了碳基復(fù)合材料和某耐熱合金2種材料前緣模型試驗(yàn)結(jié)果，同時(shí)對比了有限元計(jì)算結(jié)果，表明測量結(jié)果真實(shí)。試驗(yàn)應(yīng)變測量最高溫度600℃，試驗(yàn)結(jié)果表明，前緣模型側(cè)面平板的應(yīng)力狀態(tài)處于合理水平。應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)對于結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)起到了重要作用。

高超聲速；應(yīng)力；應(yīng)變；風(fēng)洞；高溫；測量

0 引 言

高超聲速飛行器長時(shí)間在臨近空間內(nèi)飛行，氣動(dòng)加熱嚴(yán)酷，相對以往高超聲速再入飛行器而言，它面臨的氣動(dòng)熱環(huán)境具有低焓、中等熱流、加熱時(shí)間長、動(dòng)壓高的特點(diǎn)。為了實(shí)現(xiàn)飛行器長航時(shí)精確控制，飛行器需采用微燒蝕、維型式的防熱設(shè)計(jì)；飛行器的頭部、翼舵前緣等是飛行器受熱最嚴(yán)重的部位，溫度梯度大，熱應(yīng)力影響大，前緣熱結(jié)構(gòu)電弧風(fēng)洞考核評估是關(guān)鍵。前緣電弧風(fēng)洞試驗(yàn)，重點(diǎn)考核熱應(yīng)力的影響，熱結(jié)構(gòu)應(yīng)力場測量分析是非常必要和重要的［1－4］。

應(yīng)力通常采用應(yīng)變測量的方法。接觸式應(yīng)變測量采用在被測件表面安裝應(yīng)變計(jì)的方法，在常溫下進(jìn)行應(yīng)變測量已非常成熟，在高溫環(huán)境（通常指溫度在350℃以上）進(jìn)行應(yīng)變測量，國內(nèi)外開展了一些研究和實(shí)踐［5－9］。在國內(nèi)，對火力發(fā)電廠的主蒸氣管道采用焊接式高溫應(yīng)變計(jì)進(jìn)行了高溫應(yīng)力測量，測量溫度達(dá)到了550℃［10］；將熱應(yīng)變測試技術(shù)應(yīng)用到大型耐火澆注料的應(yīng)變測量上，測量溫度達(dá)到約750℃；對飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子葉片采用動(dòng)態(tài)高溫應(yīng)變計(jì)進(jìn)行了動(dòng)應(yīng)變測量，得到了800℃的動(dòng)態(tài)應(yīng)變數(shù)據(jù)。在國外，美國的研究人員研究了FeCrAl合金、PdCr合金等合金的絲式和薄膜式高溫應(yīng)變計(jì)，并對溫度補(bǔ)償元件進(jìn)行了研究，減小了熱輸出，可使用高溫陶瓷粘接和噴涂2種安裝方式，高溫應(yīng)變計(jì)的使用溫度達(dá)到1000℃，并已運(yùn)用到飛行器高溫應(yīng)變測量試驗(yàn)中［11－18］。國內(nèi)的高溫應(yīng)變測量與國外的差距較大，在國內(nèi)開展的熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中高溫應(yīng)變測量研究甚少，未達(dá)到工程應(yīng)用的水平。因此在熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中開展了高溫應(yīng)變測量工程化應(yīng)用研究。根據(jù)國內(nèi)外研究實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)和熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中高溫應(yīng)變測量的特點(diǎn)，本文采用了高溫應(yīng)變計(jì)測量方法進(jìn)行研究。

本文介紹電弧風(fēng)洞高超聲速飛行器前緣熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)中試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)條件、試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、?yīng)變計(jì)熱輸出標(biāo)定等，并對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行介紹分析。

1 前緣模型試驗(yàn)

1.1試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的超聲速電弧風(fēng)洞上進(jìn)行。超聲速電弧風(fēng)洞設(shè)備包括風(fēng)洞本體、測試設(shè)備以及配套設(shè)備，其中風(fēng)洞本體由電弧加熱器、噴管、試驗(yàn)段、擴(kuò)壓器和冷卻器等組成，測試設(shè)備包括加熱器運(yùn)行參數(shù)測試設(shè)備、數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)等，配套設(shè)備由電源系統(tǒng)、供水系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)、真空系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和模型送進(jìn)系統(tǒng)等構(gòu)成。根據(jù)模型的外形和尺寸，試驗(yàn)配備噴管為出口尺寸650mm× 150mm大尺寸矩形噴管。

1.2試驗(yàn)條件

試驗(yàn)采用駐點(diǎn)試驗(yàn)技術(shù)，模型通過水冷支架安裝在送進(jìn)系統(tǒng)上，待加熱器狀態(tài)穩(wěn)定后，由送進(jìn)系統(tǒng)將模型快速輸運(yùn)到噴管出口中心位置進(jìn)行試驗(yàn)，利用高溫高速氣流法向作用到模型頭部來模擬所需的熱環(huán)境。前緣模型試驗(yàn)示意圖如圖1所示。模擬的參數(shù)主要為氣流總溫、氣流總壓及加熱時(shí)間，同時(shí)監(jiān)測模型表面熱流密度和表面壓力，重點(diǎn)測量模型熱應(yīng)變。模型高溫應(yīng)變的影響因素主要為氣流總溫、總壓等熱環(huán)境參數(shù)、模型結(jié)構(gòu)及其裝配等。因此試驗(yàn)時(shí)需保證熱環(huán)境參數(shù)模擬的準(zhǔn)確性，以及裝配模型時(shí)各部件配合間隙甚至螺釘預(yù)緊力與實(shí)際情況一致。

噴管出口馬赫數(shù)為5，試驗(yàn)的氣流總溫約1900K，氣流總壓為3MPa，模型迎角為0°。試驗(yàn)采用變參數(shù)運(yùn)行技術(shù)逐步到達(dá)所需的最高氣流總溫。

圖1 前緣模型試驗(yàn)示意圖Fig.1 Sketch map of front edge model test

1.3試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

前緣模型由前緣、側(cè)面平板、側(cè)邊條和后基條等組成，在2塊側(cè)面平板上背面中心線和距離中心線80mm處布置了4個(gè)應(yīng)變測點(diǎn)，分析認(rèn)為測點(diǎn)處受到的是X向和Y向的雙向應(yīng)力狀態(tài)，每個(gè)測點(diǎn)沿X向和Y向分別粘貼高溫應(yīng)變計(jì)，組成二軸90°應(yīng)變花，其中應(yīng)變計(jì)1＃沿Y向，應(yīng)變計(jì)2＃沿X向。

高溫應(yīng)變測量影響因素主要為高溫應(yīng)變計(jì)的安裝、導(dǎo)線熱輸出的消除、導(dǎo)線電阻影響和應(yīng)變計(jì)熱輸出影響等。因此重點(diǎn)對高溫應(yīng)變計(jì)的安裝方法、消除導(dǎo)線熱輸出的三線連接法和應(yīng)變計(jì)熱輸出標(biāo)定等進(jìn)行了描述。

試驗(yàn)共有2種模型材料，分別是碳基復(fù)合材料和某耐熱合金，2種材料都無法焊接，采用粘貼式的高溫應(yīng)變計(jì)。應(yīng)用的高溫應(yīng)變計(jì)敏感柵材料為鐵鉻鋁合金，敏感柵尺寸為6mm×3mm，使用的粘接劑為磷酸鹽類無機(jī)粘接劑，使用溫度可達(dá)900℃。在模型材料表面處理上，耐熱合金采用噴砂進(jìn)行表面粗糙度處理，而碳基復(fù)合材料采用噴砂會(huì)損壞表面材料造成表面極不平整，因此碳基復(fù)合材料表面采用人工砂紙打磨的方式。在熱處理方面，高溫應(yīng)變計(jì)采用了3個(gè)階梯式的固化溫度，分別為160、220和400℃，熱處理在烘箱中進(jìn)行。

由于導(dǎo)線受熱會(huì)產(chǎn)生熱輸出從而對測量結(jié)果產(chǎn)生影響，采用三線連接法來消除其熱輸出的影響。由于應(yīng)變計(jì)工作臂和平衡臂中的導(dǎo)線電阻相等，并且在相同的溫度場中，所產(chǎn)生的電阻變化因處于相鄰橋臂而相互抵消，起到了溫度自補(bǔ)償?shù)淖饔?。在高溫影響的區(qū)域采用高溫導(dǎo)線，高溫導(dǎo)線絕緣材料為復(fù)合型玻璃纖維，導(dǎo)體材料為鎳絲，額定溫度為800℃。高溫區(qū)外到應(yīng)變儀調(diào)理器采用常溫導(dǎo)線。高溫應(yīng)變計(jì)采用三線連接法后，測量儀器采用半橋連接法。測量儀器采用東華公司的DH5920動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀。

由于模型材料無法焊接，不能采用點(diǎn)焊金屬薄片的方式固定導(dǎo)線，因此采用高溫膠帶固定導(dǎo)線，而高溫膠帶耐溫約400℃，不能滿足需要，還需通過內(nèi)置導(dǎo)線支架固定高溫導(dǎo)線從而防止導(dǎo)線拽動(dòng)損壞應(yīng)變計(jì)。在高溫應(yīng)變計(jì)旁粘貼了熱電偶，測量應(yīng)變的同時(shí)測量溫度，以便為熱輸出修正和靈敏系數(shù)修正提供溫度數(shù)據(jù)。裝配前后的前緣模型示意圖如圖2所示，粘貼應(yīng)變計(jì)的側(cè)面平板示意圖和照片如圖3所示。

圖2 裝配前后的前緣模型示意圖Fig.2 Sketch map of front edge model before and after assembly

圖3 粘貼應(yīng)變計(jì)的側(cè)面平板示意圖和照片F(xiàn)ig.3 Sketch map and photo of side flat with strain gages

試驗(yàn)前檢查高溫應(yīng)變計(jì)時(shí)，記錄每個(gè)高溫應(yīng)變計(jì)的電阻以及其高溫導(dǎo)線和常溫導(dǎo)線的電阻，以便進(jìn)行導(dǎo)線電阻修正。同時(shí)檢查高溫應(yīng)變計(jì)的絕緣電阻，通常室溫絕緣電阻需大于10MΩ。

1.4應(yīng)變計(jì)熱輸出標(biāo)定

應(yīng)變計(jì)溫度補(bǔ)償采用熱輸出曲線修正法。先在電阻爐中標(biāo)定應(yīng)變計(jì)的熱輸出得出穩(wěn)態(tài)熱輸出曲線，將粘貼應(yīng)變計(jì)的平板放置在電阻爐中，然后按臺(tái)階升溫到整數(shù)溫度臺(tái)階，每個(gè)溫度臺(tái)階保溫一段時(shí)間待模型溫度平衡后采集記錄應(yīng)變計(jì)的輸出。

為避免高溫應(yīng)變計(jì)的分散性誤差，對每個(gè)高溫應(yīng)變計(jì)進(jìn)行了逐片標(biāo)定。由于碳基復(fù)合材料是各向異性的，在X向和Y向上的高溫應(yīng)變計(jì)熱輸出存在較大差異。典型的碳基平板上高溫應(yīng)變計(jì)的熱輸出曲線如圖4所示，典型的耐熱合金平板上高溫應(yīng)變計(jì)的熱輸出曲線如圖5所示。由于碳基復(fù)合材料在電阻爐中存在高溫氧化現(xiàn)象，為保護(hù)模型只升溫到500℃。

1.5模型試驗(yàn)

在完成流場參數(shù)校測后，進(jìn)行了模型表面參數(shù)測量，包括模型表面的熱流分布和壓力分布。前緣大尺度模型側(cè)面平板橫向參數(shù)分布均勻，縱向有一定的溫度梯度。最后進(jìn)行了模型試驗(yàn)，試驗(yàn)時(shí)間為90s，應(yīng)變測點(diǎn)最高溫度為600～700℃。

圖4 碳基平板上高溫應(yīng)變計(jì)的熱輸出曲線Fig.4 Thermal output histories of strain gages on carbon flat

圖5 耐熱合金平板上高溫應(yīng)變計(jì)的熱輸出曲線Fig.5 Thermal output history of strain gages onheat－resistant alloy flat

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1應(yīng)變數(shù)據(jù)處理

在試驗(yàn)取得應(yīng)變測量的原始數(shù)據(jù)后進(jìn)行數(shù)據(jù)處理工作。數(shù)據(jù)處理分3個(gè)步驟進(jìn)行，原始測量應(yīng)變值首先進(jìn)行導(dǎo)線電阻修正，然后進(jìn)行熱輸出修正，最后進(jìn)行靈敏度系數(shù)修正。

試驗(yàn)采用二軸90°應(yīng)變花，可按廣義虎克定律求得2個(gè)主應(yīng)力。

2.2模型試驗(yàn)結(jié)果

碳基前緣模型相同位置的各測點(diǎn)的測量結(jié)果一致性較好，典型應(yīng)變應(yīng)力測量結(jié)果所示圖6和7所示。圖中應(yīng)變1的最大應(yīng)變約－1200μm／m，應(yīng)變2的最大應(yīng)變約－1500μm／m，為壓縮應(yīng)變。主應(yīng)力1的最大應(yīng)力約－280MPa，為Y向壓縮應(yīng)力；主應(yīng)力2的最大應(yīng)力約－300MPa，為X向壓縮應(yīng)力。應(yīng)變計(jì)2在約600℃時(shí)信號(hào)異常，分析原因是碳基材料和高溫粘接劑熱膨脹系數(shù)差別大導(dǎo)致應(yīng)變計(jì)脫落損壞，下一步應(yīng)考慮應(yīng)變計(jì)的噴涂安裝方式。

圖6 碳基前緣模型修正后應(yīng)變曲線Fig.6 Modified strain histories of carbon front edge model

圖7 碳基前緣模型應(yīng)力曲線Fig.7 Stress histories of carbon front edge model

在試驗(yàn)時(shí)間為50s左右時(shí)，應(yīng)變曲線和應(yīng)力曲線存在突變，分析原因是由于高溫應(yīng)變計(jì)的絲柵材料鐵鉻鋁合金在300℃左右時(shí)存在相變點(diǎn)從而導(dǎo)致了曲線的突變，而熱輸出標(biāo)定沒有模擬實(shí)際溫升速率導(dǎo)致這種突變誤差在熱輸出修正時(shí)沒有被消除，因此在試驗(yàn)時(shí)間50s左右，應(yīng)變曲線和應(yīng)力曲線存在突變的數(shù)據(jù)有較大誤差。

耐熱合金前緣模型相同位置的各測點(diǎn)的測量結(jié)果一致性較好，典型應(yīng)變應(yīng)力測量結(jié)果如圖8和9所示。圖中應(yīng)變1的應(yīng)變約在－500～500μm／m之間，應(yīng)變2的最大應(yīng)變約－800μm／m，為壓縮應(yīng)變。主應(yīng)力1的應(yīng)力約在－130～80MPa之間；主應(yīng)力1方向沿Y向。主應(yīng)力2的最大應(yīng)力約－180MPa，為X向壓縮應(yīng)力，壓縮應(yīng)力隨著溫度的升高總體逐漸變大，在最高溫度附近達(dá)到最大值，停止試驗(yàn)后壓縮應(yīng)力隨溫度的降低逐漸變小。耐熱合金前緣模型的應(yīng)變曲線和應(yīng)力曲線在300℃左右同樣存在著突變現(xiàn)象，在數(shù)據(jù)處理時(shí)進(jìn)行了修正。

圖8 耐熱合金前緣模型修正后應(yīng)變曲線Fig.8 Modified strain histories of heat－resistant alloy front edge model

圖9 耐熱合金前緣模型應(yīng)力曲線Fig.9 Stress histories of heat－resistant alloy front edge model

2.3模型試驗(yàn)結(jié)果分析

2種材料模型的結(jié)構(gòu)和尺寸相同，其應(yīng)變測點(diǎn)布置位置也相同，2種材料模型相同位置的應(yīng)變應(yīng)力數(shù)據(jù)變化趨勢一致。模型應(yīng)變測點(diǎn)處在Y向受壓縮應(yīng)力和拉伸應(yīng)力的共同影響，壓縮應(yīng)力是模型測點(diǎn)處在Y向受熱膨脹并受到前后結(jié)構(gòu)的約束產(chǎn)生的，拉伸應(yīng)力是模型外表面溫度大于模型內(nèi)表面溫度而在模型內(nèi)表面測點(diǎn)處產(chǎn)生的；在試驗(yàn)約70s前Y向受熱膨脹約束產(chǎn)生的壓縮應(yīng)力大于Y向模型內(nèi)外表面溫差產(chǎn)生的拉伸應(yīng)力，而試驗(yàn)約70s后Y向模型內(nèi)外表面溫差產(chǎn)生的拉伸應(yīng)力逐漸大于Y向受熱膨脹約束產(chǎn)生的壓縮應(yīng)力。模型應(yīng)變測點(diǎn)處在X向同樣受壓縮應(yīng)力和拉伸應(yīng)力的共同影響，但在X向表現(xiàn)為壓縮應(yīng)力，分析認(rèn)為是模型測點(diǎn)處在X向主要受到受熱膨脹并被兩端結(jié)構(gòu)約束產(chǎn)生的壓縮應(yīng)力影響，X向壓縮應(yīng)力大于X向模型內(nèi)外表面溫差產(chǎn)生的拉伸應(yīng)力。從前緣模型結(jié)構(gòu)以及前緣模型后端連接處被水冷支架約束的情況分析，模型應(yīng)變測點(diǎn)處X向受到的約束遠(yuǎn)大于在Y向受到的約束，因此X向的壓縮應(yīng)力大于Y向的壓縮應(yīng)力。

高溫應(yīng)變響應(yīng)和電弧風(fēng)洞的熱環(huán)境參數(shù)如總溫、總壓等參數(shù)有著密切的關(guān)聯(lián)影響。若改變總溫、總壓等參數(shù)，會(huì)改變模型表面熱流密度等參數(shù)，會(huì)影響模型熱響應(yīng)及各部位的膨脹約束條件從而影響熱應(yīng)變響應(yīng)，從而改變模型溫升速率、應(yīng)力應(yīng)變變化速率及其最大值。如增加總溫、總壓等參數(shù)，會(huì)增加模型表面熱流密度等參數(shù)，增加模型溫升速率、應(yīng)力應(yīng)變變化速率及其最大值。

利用有限元軟件進(jìn)行了耐熱合金前緣模型熱應(yīng)力計(jì)算。用三維數(shù)值方法計(jì)算前緣結(jié)構(gòu)隨試驗(yàn)時(shí)間的溫度場分布和應(yīng)力場分布，邊界條件為除外形底部為絕熱邊界，其他部分為對流加熱邊界；熱應(yīng)力場計(jì)算假定結(jié)構(gòu)的材料為均質(zhì)，張量形式的熱彈性力學(xué)控制方程組由彈性力學(xué)的變分原理將其化為經(jīng)典的有限元求解方程；并且對物體受熱產(chǎn)生的應(yīng)力問題，物體由于熱膨脹只產(chǎn)生線應(yīng)變，而剪切應(yīng)變?yōu)?。耐熱合金前緣模型測量值、計(jì)算值對比應(yīng)力曲線（X向）如圖10所示。耐熱合金前緣模型X向應(yīng)力的測量值與計(jì)算值的誤差在15%左右，計(jì)算結(jié)果表明試驗(yàn)數(shù)據(jù)真實(shí)，應(yīng)變和應(yīng)力曲線能真實(shí)反映出模型的熱應(yīng)變應(yīng)力狀態(tài)。

圖10 耐熱合金前緣模型測量值、計(jì)算值對比應(yīng)力曲線Fig.10 Comparison of measured values and computed values of stress histories of heat－resistant alloy front edge model

從2種材料前緣模型的應(yīng)力應(yīng)變測量結(jié)果來看，相同位置的數(shù)據(jù)一致性較好，應(yīng)變測量最高溫度約600℃。從試驗(yàn)結(jié)果分析，碳基前緣模型側(cè)面平板的應(yīng)力較大，但仍在材料許用應(yīng)力以內(nèi)；耐熱合金前緣模型側(cè)面平板的應(yīng)力狀態(tài)在平板材料許用應(yīng)力的合理水平，不會(huì)對模型結(jié)構(gòu)造成損壞。

根據(jù)試驗(yàn)測量得到的溫度數(shù)據(jù)和模型背面的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)，對模型熱應(yīng)力場仿真的計(jì)算方法、邊界條件等進(jìn)行優(yōu)化，可以更加準(zhǔn)確推算出模型迎風(fēng)面、前緣等部位的應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)。在試驗(yàn)的熱環(huán)境下得到前緣模型的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)，可以分析前緣模型各部件的應(yīng)力狀態(tài)，判斷是否超過其許用應(yīng)力，如果該部件的應(yīng)力狀態(tài)遠(yuǎn)小于其許用應(yīng)力，可以考慮減小該部件厚度等尺寸以減輕飛行器重量；若該部件的應(yīng)力狀態(tài)接近或超過其許用應(yīng)力，須考慮更改該部件的結(jié)構(gòu)、尺寸或者該部件與相鄰部件配合縫隙等。如果飛行器飛行的熱環(huán)境發(fā)生變化，可以根據(jù)熱環(huán)境與高溫應(yīng)變響應(yīng)的關(guān)聯(lián)性，利用試驗(yàn)的熱環(huán)境下得到的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)推算出飛行的熱環(huán)境下前緣結(jié)構(gòu)的應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)，從而判斷前緣結(jié)構(gòu)的安全余量及破壞幾率，并據(jù)此對結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。因此應(yīng)力應(yīng)變數(shù)據(jù)對于結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)起到重要作用。

3 結(jié) 論

試驗(yàn)中對2種材料前緣模型進(jìn)行了高溫應(yīng)變測量，結(jié)論如下：

（1）碳基模型高溫應(yīng)變計(jì)在約600℃時(shí)信號(hào)異常，分析原因是碳基材料和高溫粘接劑熱膨脹系數(shù)差別大導(dǎo)致應(yīng)變計(jì)脫落損壞，應(yīng)發(fā)展噴涂安裝應(yīng)變計(jì)的方式；

（2）碳基模型應(yīng)變曲線和應(yīng)力曲線存在著突變，應(yīng)在熱輸出時(shí)標(biāo)定模擬實(shí)際溫升速率，使這種突變誤差在熱輸出修正時(shí)得到消除；

（3）對耐熱合金前緣模型進(jìn)行了熱應(yīng)力計(jì)算，計(jì)算結(jié)果表明試驗(yàn)數(shù)據(jù)真實(shí)，應(yīng)變和應(yīng)力曲線能真實(shí)反映出模型的熱應(yīng)變應(yīng)力狀態(tài)；

（4）試驗(yàn)結(jié)果表明，2種材料前緣模型側(cè)面平板的應(yīng)力狀態(tài)在平板材料許用應(yīng)力以內(nèi)，不會(huì)對模型結(jié)構(gòu)造成損壞。

［1］羅金玲，周丹，康宏琳，等.典型氣動(dòng)問題試驗(yàn)方法研究的綜述［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32（5）：600－609.

Luo J L，Zhou D，Kang H L，et al.Summarization of experimental methods associated with typical aerodynamic issues［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2014，32（5）：600－609.

［2］黃偉，羅世彬，王振國.臨近空間高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)及展望［J］.宇航學(xué)報(bào)，2010，31（5）：1259－1265.

Huang W，Luo S B，Wang Z G.Key techniques and prospect of near－space hypersonic vehicle［J］.Journal of Astronautics，2010，31（5）：1259－1265.

［3］張偉，張正平，李海波，等.高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)展［J］.強(qiáng)度與環(huán)境，2011，38（1）：1－8.

Zhang W，Zhang Z P，Li H B，et al.Progress on thermal test technique of hypersonic vehicle structures［J］.Structure ＆Environment Engineering，2011，38（1）：1－8.

［4］孫宗祥，唐志共，陳喜蘭，等.X－37B的發(fā)展現(xiàn)狀及空氣動(dòng)力技術(shù)綜述［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2015，29（1）：1－14.

Sun Z X，Tang Z G，Chen X L，et al.Review of the state－of－art and aerodynamic technology of X－37B［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2015，29（1）：1－14.

［5］沈觀林.應(yīng)變電測技術(shù)新發(fā)展及在反應(yīng)堆結(jié)構(gòu)等工程中的應(yīng)用［J］.原子能科學(xué)技術(shù)，2008，42：681－684.

Shen G L.New development of strain gauge measurement technique and applications in reactor structures etc.engineerings［J］.Atomic Energy Science and Technology，2008，42：681－684.

［6］尹福炎.高溫應(yīng)變片在高溫下的性能特性［J］.科技應(yīng)用，2011，40（9）：5－12.

Yin F Y.The performance characteristics of high temperature strain gauge under high temperature［J］.Science ＆Technology Application，2011，40（9）：5－12.

［7］沈觀林.應(yīng)變電測與傳感器技術(shù)的新發(fā)展及應(yīng)用［J］.中國測試，2011，37（2）：87－91.

Shen G L.New developments of strain gauge measurement and transducer technique and applications in all kinds of engineers and domains［J］.China Measurement ＆Test，2011，37（2）：87－91.

［8］羅世昌.高溫應(yīng)變電測的特殊技術(shù)研究［J］.現(xiàn)代機(jī)械，2000，1：43－46.

Luo S C.Special technology research of high temperature strain measurement［J］.Modern Machinery，2000，1：43－46.

［9］張佳明，王文瑞，聶帥.高溫電阻應(yīng)變片特性參數(shù)標(biāo)定實(shí)驗(yàn)研究［J］.中國測試，2014，40（5）：25－28.

Zhang J M，Wang W R，Nie S.Research and calibration experiment of characteristic parameters of high temperature resistance strain gauges［J］.China Measurement ＆Test，2014，40（5）：25－28.

［10］劉榮慶，張少欽，張育遠(yuǎn)，等.高溫高壓蒸汽管道應(yīng)變測量及應(yīng)力分析［J］.中國電力，2006，39（8）：41－44.

Liu R Q，Zhang S Q，Zhang Y Y，et al.The strain measurement of high temperature high pressure steam pipes and stress analysis［J］.Electric Power，2006，39（8）：41－44.

［11］Lei Jihfen.High temperature static strain measurement with an electrical resistance strain gage［R］.AIAA－92－5039，1992.

［12］Lei Jihfen.High－temperature extensometry and PdCr temperature－compensated wire resistance strain gages compared［R］.NASA Lewis Research Center，2000.

［13］Piazza Anthony.High－temperature sensor applications for ground testing of C－17engine［R］.NASA Dryden Flight Research Center，2007.

［14］Larry Hudson，Craig Stephens.Thermal－mechanical testing of hypersonic vehicle structures［C］.Hypersonic／MURI review meeting，Santa Barbara，CA，2007.

［15］Anthony（Nino）Piazza，Lance W Richards，Larry D Hudson.High－temperature strain sensing for aerospace applications［C］.Summer WRSGC，2008.

［16］Gregory Otto J，You Tao.High temperature strain gages［R］.NASA US007963171B2，2011.

［17］Gregory Otto J，Chen X M.Low TCR nanocomposite strain gages［R］.NASA US008191426B2，2012.

［18］Williams W Dan.Strain sensing technology for high temperature applications［R］.AIAA－92－5040，1992.

High temperature strain measurement of the front edge structure in high thermal environment

Wu Dong＊，Chen Dejiang，Zhou Wei，Du Baihe
（Hypersonic Aerodynamics Research Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

During the long time flight in the aerosphere，the hypersonic vehicles’front edge structures are heated badly and affected greatly by thermal stress.Therefore it is necessary to analyze the stress field of the front edge structure.The hot structure experiment of hypersonic vehicles’front edge was done in the arc heated wind－tunnel.During the experiment high temperature strain was measured using the high temperature strain gages.In this paper，the experimental equipment，the experimental condition，the experimental model and calibration of thermal output are introduced.The experimental data of two kinds of model materials including carbon composite and heat－resistant alloy are analyzed.The computational results verifies the experimental data.The temperature of the experimental strain measurement was 600℃.The experimental results show that the front edge model’s side flat is in a normal stress state.The results shall be an important reference for structure optimization design.

hypersonic；stress；strain；wind－tunnel；high temperature；measurement

V411.4

：A

（編輯：張巧蕓）

1672－9897（2016）03－0092－07

10.11729／syltlx20150131

2015－11－06；

2015－12－18

熱結(jié)構(gòu)熱匹配試驗(yàn)技術(shù)研究（36092020302）

＊通信作者E－mail：dongdong504＠163.com

Wu D，Chen D J，Zhou W，et al.High temperature strain measurement of the front edge structure in high thermal environment.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：92－97.吳 東，陳德江，周 瑋，等.高熱環(huán)境下前緣結(jié)構(gòu)高溫應(yīng)變測量.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（3）：92－97.

吳東（1976－），男，四川廣漢人，碩士，副研究員。研究方向：高溫條件下應(yīng)力應(yīng)變與壓力測量研究。通信地址：四川綿陽中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所（621000）。E－mail：dongdong504＠163.com。