快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試方法概述

王美玲，常 海，尹 佳

（北京科技大學(xué)國(guó)家材料服役安全科學(xué)中心，北京?100083）

當(dāng)飛行器在稠密大氣中作超音速飛行時(shí)，受激波與機(jī)體間高溫壓縮氣體的加熱和機(jī)體表面與空氣強(qiáng)烈摩擦的影響，飛行器蒙皮的溫度會(huì)隨飛行馬赫數(shù)（Ma）的提高而急劇上升，航空界把飛行器作高速飛行時(shí)所遭遇到的這種高溫情況稱之為“熱障”[1-2]。

氣動(dòng)加熱造成的“熱障”具有瞬態(tài)（短時(shí)）高溫的特征[3]，這種瞬態(tài)高溫環(huán)境有別于穩(wěn)態(tài)（長(zhǎng)時(shí)）高溫的作用，會(huì)對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)材料性能產(chǎn)生重要的影響。在這一過(guò)程中，飛行器結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械強(qiáng)度不僅受到溫度、時(shí)間的影響，而且與升溫速率密切相關(guān)[4-11]。因此，飛行器結(jié)構(gòu)材料常規(guī)的穩(wěn)態(tài)（長(zhǎng)時(shí)）高溫力學(xué)性能已不能體現(xiàn)其在“熱障”環(huán)境下的特征。

在飛行器設(shè)計(jì)和研制過(guò)程中，為確保飛行器結(jié)構(gòu)材料能經(jīng)得起高速飛行時(shí)“熱障”所產(chǎn)生的熱沖擊及高溫?zé)釕?yīng)力破環(huán)，必須對(duì)材料進(jìn)行該環(huán)境下的熱強(qiáng)度分析。然而，由于溫度和時(shí)間因素的共同參與，“熱障”環(huán)境下材料的強(qiáng)度問(wèn)題變得極其復(fù)雜，同時(shí)受物質(zhì)慣性的影響，瞬態(tài)高溫條件下，“瞬態(tài)”給予材料的能量來(lái)不及改變材料的承力系統(tǒng)，即分子的微觀結(jié)構(gòu)和內(nèi)聚力[12]。這種情況下，雖然從量子力學(xué)的微觀分析可以獲得各種情況下材料機(jī)械強(qiáng)度的定性結(jié)果，但真正準(zhǔn)確有效的數(shù)據(jù)必須依靠材料瞬態(tài)高溫環(huán)境下的熱機(jī)械性能測(cè)試來(lái)獲得。

因此，真實(shí)模擬飛行器結(jié)構(gòu)材料高速飛行過(guò)程中的氣動(dòng)熱環(huán)境，開(kāi)展其快速升溫高溫條件下的熱強(qiáng)度試驗(yàn)，測(cè)試并確定材料該環(huán)境下的強(qiáng)度極限等關(guān)鍵參數(shù)，對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)材料的壽命預(yù)測(cè)、可靠性評(píng)估以及飛行器的安全設(shè)計(jì)有著非常重要的意義。本文在大量文獻(xiàn)查閱調(diào)研和技術(shù)考察咨詢的基礎(chǔ)上，概述了快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，并在此基礎(chǔ)上，提出了在快速升溫高溫條件下，材料力學(xué)性能測(cè)試進(jìn)一步的發(fā)展方向。

1??快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試的發(fā)展

1948 年美國(guó)海軍軍械試驗(yàn)站開(kāi)始研究有關(guān)溫升率對(duì)金屬性能影響的試驗(yàn)方法，并在3年內(nèi)研制出了直流電焊機(jī)電流加熱試驗(yàn)機(jī)和交流電焊機(jī)電流加熱試驗(yàn)機(jī)[4]，這可以看作是快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試的開(kāi)端?；谶@兩種試驗(yàn)機(jī)的“高溫升率試驗(yàn)方法”很快得到了美國(guó)軍方的承認(rèn)，并利用其對(duì)多種導(dǎo)彈用金屬材料的高溫和高溫升率效應(yīng)進(jìn)行了測(cè)試，獲得了大量實(shí)用的工程設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)。隨著航空工業(yè)的發(fā)展，在上述試驗(yàn)技術(shù)的基礎(chǔ)上，自20世紀(jì)60年代起，國(guó)外根據(jù)工程應(yīng)用的實(shí)際需求開(kāi)始建立大規(guī)模的熱環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)室[13]。這些熱環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)室不僅能夠開(kāi)展飛行器結(jié)構(gòu)材料服役環(huán)境下的力學(xué)性能測(cè)試，更重要的是可以進(jìn)行飛行器結(jié)構(gòu)服役環(huán)境下的承熱能力的分析。

20世紀(jì)80年代末90年代初，隨著飛行器速度的進(jìn)一步提高，氣動(dòng)加熱問(wèn)題變得更加嚴(yán)重。尤其是在美國(guó)NASP（空天飛機(jī)）和HSCT（美國(guó)高速民用運(yùn)輸機(jī)）預(yù)研計(jì)劃出臺(tái)后，飛行器結(jié)構(gòu)材料熱環(huán)境試驗(yàn)出現(xiàn)了新的問(wèn)題，這引起了美國(guó)航空局的重視。之后，包括快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試技術(shù)在內(nèi)的航空飛行器材料及其結(jié)構(gòu)的熱試驗(yàn)技術(shù)得到了空前的發(fā)展[14]。目前，美國(guó)、德國(guó)和俄羅斯均已建成可模擬飛行器服役環(huán)境的材料和結(jié)構(gòu)熱環(huán)境實(shí)驗(yàn)室和研究中心。并且，1993年美國(guó)在能源部的支持下，編寫(xiě)了熱模擬試驗(yàn)設(shè)備手冊(cè)，對(duì)材料熱強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了規(guī)范[14-15]。

由于快速升溫高溫條件下的新型飛行器結(jié)構(gòu)材料的性能試驗(yàn)和測(cè)試數(shù)據(jù)涉及到高速飛機(jī)、導(dǎo)彈、航天飛行器等軍事項(xiàng)目，美國(guó)、北大西洋公約組織和俄羅斯的許多研究成果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)，屬于嚴(yán)格保密的內(nèi)容，均未公開(kāi)發(fā)表，國(guó)內(nèi)能夠參考、借鑒的技術(shù)幾乎沒(méi)有。20世紀(jì)60年代，中國(guó)工程院力學(xué)研究所，本著自力更生的精神，在吸收、消化國(guó)外技術(shù)的基礎(chǔ)上，從土到洋，逐步改進(jìn)，經(jīng)過(guò)多種方案性試驗(yàn)，研制出了一套可用于飛行器材料短時(shí)高溫力學(xué)性能測(cè)試的拉伸試驗(yàn)設(shè)備，并對(duì)低碳鋼、不銹鋼等幾種金屬材料進(jìn)行了短時(shí)高溫拉伸、蠕變，恒載荷等加熱率試驗(yàn)，得到了這些材料高溫短時(shí)力學(xué)性能的定量結(jié)果[16]。

在中國(guó)工程院力學(xué)研究所的工作基礎(chǔ)上，國(guó)內(nèi)的很多家單位，包括：北京強(qiáng)度環(huán)境研究所、北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院、北京大學(xué)力學(xué)與工程物理系等也陸續(xù)開(kāi)展了快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試的研究工作。這些單位根據(jù)工程實(shí)際的需要，在現(xiàn)有力學(xué)性能試驗(yàn)機(jī)的基礎(chǔ)上，開(kāi)發(fā)出了多套可用于快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試的裝置，對(duì)5A06鎂合金、LY12 鋁合金、J75不銹鋼、2A12鋁合金、A3鋼等材料快速升溫高溫條件下的力學(xué)性能進(jìn)行了測(cè)試，并對(duì)這幾種金屬材料力學(xué)性能的溫升率效應(yīng)做了初步的試驗(yàn)性的分析[17-20]。

2??快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試常用技術(shù)

圖1 熱載聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖

在快速升溫高溫條件下，材料力學(xué)性能測(cè)試設(shè)備實(shí)際上是一個(gè)能夠模擬高速飛行器瞬態(tài)氣動(dòng)熱環(huán)境的熱載聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)，圖1為該系統(tǒng)的示意圖。在這一系統(tǒng)中，主要包括三大關(guān)鍵技術(shù)：加熱技術(shù)、溫度測(cè)量技術(shù)和應(yīng)變測(cè)量技術(shù)。

2.1??加熱技術(shù)

隨著飛行器飛行速度的不斷提高，以及各種新型加熱技術(shù)的研發(fā)，快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試熱載聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)中的加熱技術(shù)也在不斷地發(fā)展，先后出現(xiàn)了電阻/高頻感應(yīng)瞬態(tài)加熱技術(shù)，以石英燈、石墨等為加熱元件的輻射加熱技術(shù)，以及以高溫、高壓燃?xì)鉃闊嵩吹膶?duì)流加熱技術(shù)等。

電阻和高頻感應(yīng)加熱技術(shù)早期由于技術(shù)相對(duì)成熟，操作方便，加熱溫度易于控制等優(yōu)點(diǎn)[21-23]被應(yīng)用于快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試裝置的加熱系統(tǒng)中。隨著飛行器速度的不斷提高，材料熱試驗(yàn)對(duì)加熱溫度和升溫速率的要求不斷提高，同時(shí)，先進(jìn)結(jié)構(gòu)材料，比如碳碳復(fù)合材料、陶瓷材料等的出現(xiàn)，使得電阻和感應(yīng)加熱技術(shù)的缺點(diǎn)越來(lái)越明顯，試驗(yàn)過(guò)程中某些材料的升溫質(zhì)量得不到保證，甚至根本不能滿足試驗(yàn)要求，電阻和感應(yīng)加熱技術(shù)逐漸部分的被新技術(shù)取代。

以石英燈作為加熱源的高紅外輻射加熱技術(shù)20世紀(jì)70年代誕生于美國(guó)，最早是美國(guó)宇航局（NASA）用于模擬人造衛(wèi)星接近太陽(yáng)時(shí)，衛(wèi)星表面溫度快速上升到2000℃的升溫過(guò)程。70年代中期，為了進(jìn)行航天飛機(jī)飛返大氣層時(shí)與空氣摩擦產(chǎn)生高溫的試驗(yàn)，高紅外加熱技術(shù)被用來(lái)模擬航天飛機(jī)表面溫度由-273℃低溫迅速升溫到1800℃高溫的過(guò)程。之后不久，為滿足高超聲速飛行器飛行過(guò)程中的試驗(yàn)驗(yàn)證要求，美國(guó)開(kāi)始研制以石墨為加熱元件的輻射加熱系統(tǒng)，以及電弧燈加熱系統(tǒng)[24]，同期以高溫、高壓燃?xì)鉃闊嵩吹膶?duì)流加熱技術(shù)也被用于飛行器結(jié)構(gòu)地面熱模擬試驗(yàn)中。

由于紅外輻射加器加熱慣性小，電控性能優(yōu)良，可以很好地模擬各種材料在運(yùn)行時(shí)的熱強(qiáng)度環(huán)境，真實(shí)復(fù)現(xiàn)氣動(dòng)加熱的能量交換過(guò)程，而且具有尺寸小、功率高、安裝靈活等優(yōu)點(diǎn)[25-26]。所以，雖然已出現(xiàn)石墨輻射加熱和對(duì)流加熱等新技術(shù)，快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試熱載聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)中，目前紅外輻射加熱仍是除電阻和高頻感應(yīng)加熱外的主流加熱方式。

2.2??溫度測(cè)量技術(shù)

快速升溫高溫條件下材料力學(xué)熱載聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)中，金屬材料的溫度測(cè)量一般采用常規(guī)的熱電偶測(cè)量技術(shù)，通常用電阻壓焊方式把熱電偶焊在金屬表面，進(jìn)行快速升溫過(guò)程中的溫度測(cè)量。

熱電偶具有構(gòu)造簡(jiǎn)單、適用溫度范圍廣、使用方便、承受熱以及機(jī)械沖擊能力強(qiáng)等特點(diǎn)，常被用在高溫、大振動(dòng)沖擊等惡劣環(huán)境以及微小結(jié)構(gòu)等測(cè)溫場(chǎng)合。然而，在快速升溫過(guò)程中，溫度隨時(shí)間變化迅速，由于感溫元件的熱慣性以及有限的熱傳導(dǎo)率，熱電偶在溫度測(cè)量過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)所謂的動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差[27]。由于動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差的存在，大多數(shù)常規(guī)熱電偶并不適合測(cè)量快速升溫過(guò)程中的溫度變化。為了減小熱電偶的動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差，科研技術(shù)人員在熱電偶動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)方面開(kāi)展了大量的研究工作[28，29]，通過(guò)動(dòng)態(tài)補(bǔ)償技術(shù)來(lái)提高常規(guī)熱電偶的響應(yīng)時(shí)間。

除此之外，隨著技術(shù)的不斷發(fā)展，還出現(xiàn)了很多能夠滿足快速升溫高溫條件下溫度測(cè)量要求的新技術(shù)，藍(lán)寶石光纖溫度傳感器就是其中一種。1983年，美國(guó)R.R.Dils博士首先研制成功了藍(lán)寶石單晶光纖溫度傳感器，這種傳感器具有傳統(tǒng)熱電偶所不能及的高溫穩(wěn)定性及響應(yīng)速度，為瞬態(tài)高溫接觸式測(cè)溫開(kāi)辟了一片新天地[30]。藍(lán)寶石單晶光纖溫度傳感器1988年獲美國(guó)專利，美國(guó)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)局已將其作為630～1064℃溫度范圍內(nèi)新的測(cè)溫標(biāo)準(zhǔn)。近幾年，美國(guó)、英國(guó)、法國(guó)、德國(guó)和日本等國(guó)家均開(kāi)始研發(fā)藍(lán)寶石光纖溫度傳感器，并不同程度進(jìn)入了實(shí)用化的階段，例如，美國(guó)Luxtron公司的生產(chǎn)藍(lán)寶石光纖溫度傳感器短時(shí)工作溫度可以達(dá)到2000℃，響應(yīng)時(shí)間為毫秒級(jí)。

國(guó)內(nèi)清華大學(xué)、浙江大學(xué)以及西安電子科技大學(xué)等高校也開(kāi)展了藍(lán)寶石光纖溫度傳感器的研究工作。其中，清華大學(xué)1989年申請(qǐng)的專利產(chǎn)品測(cè)溫范圍為400～1300℃，測(cè)溫精度0.1%，靈敏度0.1℃，動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間也可到毫秒級(jí)[30]。

雖然藍(lán)寶石光纖溫度傳感器有著非常優(yōu)異的性能，但目前研究的重點(diǎn)是高溫傳感，其用于瞬態(tài)高溫測(cè)量的結(jié)構(gòu)、靜態(tài)標(biāo)定、動(dòng)態(tài)特性測(cè)試、測(cè)試數(shù)據(jù)處理方法等理論和技術(shù)問(wèn)題還有待進(jìn)一步的解決，所以，該傳感器在快速升溫高溫條件下的使用需要一定的時(shí)間。

2.3??應(yīng)變測(cè)量技術(shù)

應(yīng)變電測(cè)技術(shù)具有測(cè)量精度高、使用方便、成本低等優(yōu)點(diǎn)，并且對(duì)于一般高溫條件下的靜態(tài)、動(dòng)態(tài)應(yīng)變測(cè)量，測(cè)試方法和數(shù)據(jù)處理相對(duì)簡(jiǎn)單。目前，在快速升溫高溫條件下，材料力學(xué)性能測(cè)試熱載聯(lián)合試驗(yàn)系統(tǒng)中最常用應(yīng)變測(cè)量仍為傳統(tǒng)的應(yīng)變電測(cè)技術(shù)。

與熱電偶溫度測(cè)量類似，在快速升溫高溫條件下，應(yīng)變電測(cè)技術(shù)同樣存在兩個(gè)方面的測(cè)量誤差：一方面是應(yīng)變電測(cè)技術(shù)的熱輸出誤差；另一方面是應(yīng)變電測(cè)技術(shù)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差。為了提高應(yīng)變電測(cè)技術(shù)的測(cè)量精度，國(guó)內(nèi)外科研技術(shù)人員開(kāi)展了大量的研究工作。一方面，在傳統(tǒng)的溫度自補(bǔ)償式應(yīng)變技術(shù)的基礎(chǔ)上，提出雙片工作方式的全新技術(shù)思路：應(yīng)變測(cè)試時(shí)，在測(cè)點(diǎn)同一位置粘貼兩片同類型應(yīng)變片，一片作為工作片測(cè)量測(cè)點(diǎn)部位的全變形量，另一片受溫度影響但不傳力，作應(yīng)變橋的一個(gè)臂，以消除快速升溫對(duì)應(yīng)變電測(cè)熱輸出精度的影響；另一方面，為解決應(yīng)變電測(cè)技術(shù)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差，提出了多種快速加熱條件下高溫應(yīng)變測(cè)量誤差修正方法[31-32]。

除對(duì)傳統(tǒng)應(yīng)變電測(cè)技術(shù)進(jìn)行改進(jìn)外，為了適應(yīng)飛行器技術(shù)的發(fā)展，在材料快速升溫高溫條件下力學(xué)性能測(cè)試中，也出現(xiàn)了一些應(yīng)變測(cè)量新技術(shù)，其中激光高溫應(yīng)變測(cè)量技術(shù)和ESPI三維全場(chǎng)光學(xué)應(yīng)變測(cè)量技術(shù)已得到了實(shí)際的應(yīng)用。

3??快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試發(fā)展方向

3.1??測(cè)量技術(shù)的更新

前面已經(jīng)提到，飛行器飛行過(guò)程中蒙皮的溫度會(huì)隨飛行馬赫數(shù)（Ma）的提高而急劇上升。飛行 Ma數(shù)為 2.0時(shí)，機(jī)頭處的溫度略高于100℃，而當(dāng) Ma數(shù)等于3.0時(shí)，飛行器表面的溫度則可快速升至350℃左右，Ma數(shù)為5.0的導(dǎo)彈在大氣層中飛行時(shí)，其殼體表面駐點(diǎn)溫度瞬間可高達(dá)1029℃。高超聲速飛行器一般指的是5倍聲速以上，即馬赫數(shù)大于5.0的空天飛行器，在這一速度下，目前所用的常規(guī)溫度和應(yīng)變測(cè)量技術(shù)都已不能滿足快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試試驗(yàn)的要求。為了適應(yīng)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)材料性能測(cè)試要求，必須改進(jìn)現(xiàn)有技術(shù)，或大力探索測(cè)量新技術(shù)在快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試系統(tǒng)中的應(yīng)用。

北京科技大學(xué)在自主研發(fā)的以“空氣預(yù)熱+富氧燃燒”為核心加熱功率的集束射流氣動(dòng)加熱環(huán)境模擬實(shí)驗(yàn)艙的基礎(chǔ)上，采用傳統(tǒng)的電液伺服加載系統(tǒng)，并引入基于激光散斑的非接觸式變形和紅外表面溫度測(cè)量技術(shù)，開(kāi)發(fā)出了氣動(dòng)熱環(huán)境下的材料力學(xué)性能測(cè)試裝置。該裝置不僅能夠再現(xiàn)飛行器實(shí)際服役氣動(dòng)熱環(huán)境，而且可實(shí)現(xiàn)快速升溫高溫條件下飛行器結(jié)構(gòu)材料溫度、變形的精確測(cè)量，獲得其“熱障”環(huán)境下的真實(shí)強(qiáng)度信息[33]。

3.2??測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)化

目前，國(guó)內(nèi)快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試系統(tǒng)，均為各單位根據(jù)自身的科研試驗(yàn)條件組裝或自主研發(fā)，所用的加熱設(shè)備、測(cè)溫技術(shù)以及力學(xué)加載裝置都不盡相同。比如：J75不銹鋼的性能測(cè)試過(guò)程中，加熱設(shè)備采用的是自制大電流瞬態(tài)加熱設(shè)備，性能測(cè)試在Instron1196試驗(yàn)機(jī)上來(lái)完成；5A06鎂合金、2A12鋁合金的性能測(cè)試過(guò)程中，加熱設(shè)備采用的是紅外輻射加熱爐，性能測(cè)試在MTS試驗(yàn)機(jī)上來(lái)完成；而LY12 鋁合金、A3鋼的性能測(cè)試則利用Gleeble 1500 熱模擬試驗(yàn)機(jī)來(lái)完成，Gleeble 1500熱模擬機(jī)自帶的加熱方式是大電流直接電阻加熱。另一方面，性能測(cè)試的標(biāo)準(zhǔn)，比如樣品大小、加載方式等也無(wú)章可循。這些都導(dǎo)致材料性能測(cè)試結(jié)果的可靠性和可比性得不到保證。

所以，必須綜合考慮現(xiàn)有的測(cè)試技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)，結(jié)合行業(yè)的實(shí)際需求，建立快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)，其中包括設(shè)備手冊(cè)、測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)、測(cè)試規(guī)范等，為快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能數(shù)據(jù)庫(kù)的建立提供可靠性保障，使快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試更好地服務(wù)于飛行器結(jié)構(gòu)材料壽命預(yù)測(cè)、可靠性評(píng)估以及飛行器的安全設(shè)計(jì)。

3.3??基礎(chǔ)理論研究

新材料是諸多高新技術(shù)的物質(zhì)基礎(chǔ)和先導(dǎo)，高超聲速飛行器技術(shù)也不例外。在快速升溫高溫條件下，材料力學(xué)性能測(cè)試的前期工作主要是行業(yè)性特需材料的性能試驗(yàn)，缺乏基礎(chǔ)理論研究，對(duì)快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能的復(fù)雜現(xiàn)象沒(méi)有一個(gè)統(tǒng)一的物理解釋和數(shù)學(xué)模型。今后還需要進(jìn)一步拓展各類材料的試驗(yàn)研究，在足夠多的可靠性試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上不斷地深化和完善理論，形成更強(qiáng)、更明確的規(guī)律性認(rèn)識(shí)，包括：熱-力-材料耦合理論建模和數(shù)值模擬，從材料分子-微結(jié)構(gòu)-宏觀幾何尺寸的理論建模和數(shù)值模擬等，充分認(rèn)識(shí)快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能的物理本質(zhì)，為飛行器結(jié)構(gòu)新材料的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供理論基礎(chǔ)。

4??結(jié)論

快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能能夠很好地模擬飛行器飛行過(guò)程中的“瞬態(tài)”高溫特征，獲取材料真實(shí)氣動(dòng)熱環(huán)境下的強(qiáng)度信息。在現(xiàn)有常規(guī)技術(shù)基礎(chǔ)上，研究符合“瞬態(tài)”高溫環(huán)境測(cè)試要求的全新高精度技術(shù)在快速升溫高溫條件下材料力學(xué)性能測(cè)試方法中的適用性，建立更加可靠的測(cè)試方法并標(biāo)準(zhǔn)化，形成較為完善的熱-力-材料耦合基礎(chǔ)理論體系，對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)及其材料的優(yōu)化設(shè)計(jì)、可靠性評(píng)估有著非常重要的意義。