高熱環(huán)境下前緣結構高溫應變測量

吳 東，陳德江，周 瑋，杜百合

高熱環(huán)境下前緣結構高溫應變測量

吳 東＊，陳德江，周 瑋，杜百合

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

高超聲速飛行器前緣在大氣層中長時間飛行時受熱嚴酷，熱應力影響大，分析前緣結構熱應力十分必要。在電弧風洞模擬的高熱環(huán)境下采用高溫應變計對高超聲速飛行器前緣結構進行了高溫應變測量，介紹了試驗設備、試驗條件、試驗模型和熱輸出標定等，并介紹分析了碳基復合材料和某耐熱合金2種材料前緣模型試驗結果，同時對比了有限元計算結果，表明測量結果真實。試驗應變測量最高溫度600℃，試驗結果表明，前緣模型側面平板的應力狀態(tài)處于合理水平。應力應變數(shù)據(jù)對于結構優(yōu)化設計起到了重要作用。

高超聲速；應力；應變；風洞；高溫；測量

0 引 言

高超聲速飛行器長時間在臨近空間內飛行，氣動加熱嚴酷，相對以往高超聲速再入飛行器而言，它面臨的氣動熱環(huán)境具有低焓、中等熱流、加熱時間長、動壓高的特點。為了實現(xiàn)飛行器長航時精確控制，飛行器需采用微燒蝕、維型式的防熱設計；飛行器的頭部、翼舵前緣等是飛行器受熱最嚴重的部位，溫度梯度大，熱應力影響大，前緣熱結構電弧風洞考核評估是關鍵。前緣電弧風洞試驗，重點考核熱應力的影響，熱結構應力場測量分析是非常必要和重要的［1－4］。

應力通常采用應變測量的方法。接觸式應變測量采用在被測件表面安裝應變計的方法，在常溫下進行應變測量已非常成熟，在高溫環(huán)境（通常指溫度在350℃以上）進行應變測量，國內外開展了一些研究和實踐［5－9］。在國內，對火力發(fā)電廠的主蒸氣管道采用焊接式高溫應變計進行了高溫應力測量，測量溫度達到了550℃［10］；將熱應變測試技術應用到大型耐火澆注料的應變測量上，測量溫度達到約750℃；對飛機發(fā)動機渦輪轉子葉片采用動態(tài)高溫應變計進行了動應變測量，得到了800℃的動態(tài)應變數(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變計，并對溫度補償元件進行了研究，減小了熱輸出，可使用高溫陶瓷粘接和噴涂2種安裝方式，高溫應變計的使用溫度達到1000℃，并已運用到飛行器高溫應變測量試驗中［11－18］。國內的高溫應變測量與國外的差距較大，在國內開展的熱結構試驗中高溫應變測量研究甚少，未達到工程應用的水平。因此在熱結構試驗中開展了高溫應變測量工程化應用研究。根據(jù)國內外研究實踐經(jīng)驗和熱結構試驗中高溫應變測量的特點，本文采用了高溫應變計測量方法進行研究。

本文介紹電弧風洞高超聲速飛行器前緣熱結構試驗中試驗設備、試驗條件、試驗模型、應變計熱輸出標定等，并對試驗結果進行介紹分析。

1 前緣模型試驗

1.1試驗設備

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

1.2試驗條件

試驗采用駐點試驗技術，模型通過水冷支架安裝在送進系統(tǒng)上，待加熱器狀態(tài)穩(wěn)定后，由送進系統(tǒng)將模型快速輸運到噴管出口中心位置進行試驗，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、氣流總壓及加熱時間，同時監(jiān)測模型表面熱流密度和表面壓力，重點測量模型熱應變。模型高溫應變的影響因素主要為氣流總溫、總壓等熱環(huán)境參數(shù)、模型結構及其裝配等。因此試驗時需保證熱環(huán)境參數(shù)模擬的準確性，以及裝配模型時各部件配合間隙甚至螺釘預緊力與實際情況一致。

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

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

1.3試驗模型

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

高溫應變測量影響因素主要為高溫應變計的安裝、導線熱輸出的消除、導線電阻影響和應變計熱輸出影響等。因此重點對高溫應變計的安裝方法、消除導線熱輸出的三線連接法和應變計熱輸出標定等進行了描述。

試驗共有2種模型材料，分別是碳基復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變計。應用的高溫應變計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粘接劑，使用溫度可達900℃。在模型材料表面處理上，耐熱合金采用噴砂進行表面粗糙度處理，而碳基復合材料采用噴砂會損壞表面材料造成表面極不平整，因此碳基復合材料表面采用人工砂紙打磨的方式。在熱處理方面，高溫應變計采用了3個階梯式的固化溫度，分別為160、220和400℃，熱處理在烘箱中進行。

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

由于模型材料無法焊接，不能采用點焊金屬薄片的方式固定導線，因此采用高溫膠帶固定導線，而高溫膠帶耐溫約400℃，不能滿足需要，還需通過內置導線支架固定高溫導線從而防止導線拽動損壞應變計。在高溫應變計旁粘貼了熱電偶，測量應變的同時測量溫度，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，粘貼應變計的側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 粘貼應變計的側面平板示意圖和照片F(xiàn)ig.3 Sketch map and photo of side flat with strain gages

試驗前檢查高溫應變計時，記錄每個高溫應變計的電阻以及其高溫導線和常溫導線的電阻，以便進行導線電阻修正。同時檢查高溫應變計的絕緣電阻，通常室溫絕緣電阻需大于10MΩ。

1.4應變計熱輸出標定

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

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

1.5模型試驗

在完成流場參數(shù)校測后，進行了模型表面參數(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。最后進行了模型試驗，試驗時間為90s，應變測點最高溫度為600～700℃。

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

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

2 試驗結果分析

2.1應變數(shù)據(jù)處理

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

試驗采用二軸90°應變花，可按廣義虎克定律求得2個主應力。

2.2模型試驗結果

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

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

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

在試驗時間為50s左右時，應變曲線和應力曲線存在突變，分析原因是由于高溫應變計的絲柵材料鐵鉻鋁合金在300℃左右時存在相變點從而導致了曲線的突變，而熱輸出標定沒有模擬實際溫升速率導致這種突變誤差在熱輸出修正時沒有被消除，因此在試驗時間50s左右，應變曲線和應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的測量結果一致性較好，典型應變應力測量結果如圖8和9所示。圖中應變1的應變約在－500～500μm／m之間，應變2的最大應變約－800μm／m，為壓縮應變。主應力1的應力約在－130～80MPa之間；主應力1方向沿Y向。主應力2的最大應力約－180MPa，為X向壓縮應力，壓縮應力隨著溫度的升高總體逐漸變大，在最高溫度附近達到最大值，停止試驗后壓縮應力隨溫度的降低逐漸變小。耐熱合金前緣模型的應變曲線和應力曲線在300℃左右同樣存在著突變現(xiàn)象，在數(shù)據(jù)處理時進行了修正。

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

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

2.3模型試驗結果分析

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

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

利用有限元軟件進行了耐熱合金前緣模型熱應力計算。用三維數(shù)值方法計算前緣結構隨試驗時間的溫度場分布和應力場分布，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；熱應力場計算假定結構的材料為均質，張量形式的熱彈性力學控制方程組由彈性力學的變分原理將其化為經(jīng)典的有限元求解方程；并且對物體受熱產生的應力問題，物體由于熱膨脹只產生線應變，而剪切應變?yōu)?。耐熱合金前緣模型測量值、計算值對比應力曲線（X向）如圖10所示。耐熱合金前緣模型X向應力的測量值與計算值的誤差在15%左右，計算結果表明試驗數(shù)據(jù)真實，應變和應力曲線能真實反映出模型的熱應變應力狀態(tài)。

圖10 耐熱合金前緣模型測量值、計算值對比應力曲線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力應變測量結果來看，相同位置的數(shù)據(jù)一致性較好，應變測量最高溫度約600℃。從試驗結果分析，碳基前緣模型側面平板的應力較大，但仍在材料許用應力以內；耐熱合金前緣模型側面平板的應力狀態(tài)在平板材料許用應力的合理水平，不會對模型結構造成損壞。

根據(jù)試驗測量得到的溫度數(shù)據(jù)和模型背面的應力應變數(shù)據(jù)，對模型熱應力場仿真的計算方法、邊界條件等進行優(yōu)化，可以更加準確推算出模型迎風面、前緣等部位的應力應變狀態(tài)。在試驗的熱環(huán)境下得到前緣模型的應力應變數(shù)據(jù)，可以分析前緣模型各部件的應力狀態(tài)，判斷是否超過其許用應力，如果該部件的應力狀態(tài)遠小于其許用應力，可以考慮減小該部件厚度等尺寸以減輕飛行器重量；若該部件的應力狀態(tài)接近或超過其許用應力，須考慮更改該部件的結構、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)境與高溫應變響應的關聯(lián)性，利用試驗的熱環(huán)境下得到的應力應變數(shù)據(jù)推算出飛行的熱環(huán)境下前緣結構的應力應變數(shù)據(jù)，從而判斷前緣結構的安全余量及破壞幾率，并據(jù)此對結構進行優(yōu)化設計。因此應力應變數(shù)據(jù)對于結構優(yōu)化設計起到重要作用。

3 結 論

試驗中對2種材料前緣模型進行了高溫應變測量，結論如下：

（1）碳基模型高溫應變計在約600℃時信號異常，分析原因是碳基材料和高溫粘接劑熱膨脹系數(shù)差別大導致應變計脫落損壞，應發(fā)展噴涂安裝應變計的方式；

（2）碳基模型應變曲線和應力曲線存在著突變，應在熱輸出時標定模擬實際溫升速率，使這種突變誤差在熱輸出修正時得到消除；

（3）對耐熱合金前緣模型進行了熱應力計算，計算結果表明試驗數(shù)據(jù)真實，應變和應力曲線能真實反映出模型的熱應變應力狀態(tài)；

（4）試驗結果表明，2種材料前緣模型側面平板的應力狀態(tài)在平板材料許用應力以內，不會對模型結構造成損壞。

［1］羅金玲，周丹，康宏琳，等.典型氣動問題試驗方法研究的綜述［J］.空氣動力學學報，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鍵技術及展望［J］.宇航學報，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.高超聲速飛行器結構熱試驗技術進展［J］.強度與環(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)狀及空氣動力技術綜述［J］.實驗流體力學，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.應變電測技術新發(fā)展及在反應堆結構等工程中的應用［J］.原子能科學技術，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.高溫應變片在高溫下的性能特性［J］.科技應用，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.應變電測與傳感器技術的新發(fā)展及應用［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.高溫應變電測的特殊技術研究［J］.現(xiàn)代機械，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.高溫電阻應變片特性參數(shù)標定實驗研究［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，等.高溫高壓蒸汽管道應變測量及應力分析［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

熱結構熱匹配試驗技術研究（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)境下前緣結構高溫應變測量.實驗流體力學，2016，30（3）：92－97.

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