多場耦合環(huán)境下高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度問題綜述

鄒學(xué)鋒 潘凱 燕群 郭定文 劉小川

摘要：高超聲速飛行器是目前國際航空航天界最為活躍的研究領(lǐng)域之一，嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱/力/噪聲等多場耦合環(huán)境給飛行器輕質(zhì)/功能一體化結(jié)構(gòu)強(qiáng)度帶來了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，已成為影響飛行器研制成敗的關(guān)鍵因素。本文描述了高超聲速飛行器在不同飛行包線下的主要耦合載荷環(huán)境特征，結(jié)合飛行器材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，闡述了幾類典型的高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)多場耦合動(dòng)力學(xué)問題，梳理了國內(nèi)外相關(guān)熱/力/振動(dòng)/噪聲等多場耦合技術(shù)研究進(jìn)展，詳細(xì)探討了不同耦合環(huán)境下的飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析與試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)，通過多場耦合技術(shù)現(xiàn)狀與發(fā)展態(tài)勢(shì)分析，總結(jié)提出了未來多場耦合的主要發(fā)展方向。

關(guān)鍵詞：高超聲速；多場耦合；動(dòng)力學(xué)；熱噪聲；地面試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V215.2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.12.001

隨著航空航天技術(shù)的快速發(fā)展，飛行器越來越凸顯出功能先進(jìn)性和系統(tǒng)復(fù)雜性等特點(diǎn)，導(dǎo)致飛行器在研制中不可避免地面臨多學(xué)科交叉、多因素干擾、多物理場耦合（簡稱多場耦合）等問題，對(duì)于高超聲速飛行器而言尤其如此。隨著工程研制的不斷深入，高超聲速飛行器熱、結(jié)構(gòu)、流體、電磁、聲學(xué)、控制等之間的耦合效應(yīng)凸顯，成為極富挑戰(zhàn)的一項(xiàng)前沿?zé)狳c(diǎn)課題。耦合可能發(fā)生在流體/結(jié)構(gòu)、熱/結(jié)構(gòu)、電磁/結(jié)構(gòu)、靜電/結(jié)構(gòu)等兩個(gè)物理場之間，也可能發(fā)生在如磁/熱/結(jié)構(gòu)、電/熱/結(jié)構(gòu)等三個(gè)物理場之間，甚至還會(huì)發(fā)生在電磁/熱/結(jié)構(gòu)/流體4個(gè)物理場之間。這些耦合在不同程度上會(huì)對(duì)飛機(jī)的系統(tǒng)功能性、控制精確性、結(jié)構(gòu)安全性等方面產(chǎn)生影響。對(duì)于飛行器結(jié)構(gòu)而言，氣動(dòng)熱、氣動(dòng)力、氣動(dòng)噪聲、離心力、機(jī)械振動(dòng)等載荷之間的耦合作用是制約結(jié)構(gòu)安全性的主導(dǎo)因素，對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的威脅較大。

高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)以超過馬赫數(shù)5的速度飛行，飛行器表面要經(jīng)受極端嚴(yán)酷的復(fù)雜載荷環(huán)境，包括熱載荷、機(jī)械力載荷、壓力載荷、聲載荷等。如高超聲速飛行器在整個(gè)飛行過程中，很多部位既受到高聲強(qiáng)噪聲激勵(lì)，同時(shí)又處于高溫環(huán)境之中。例如，高空高速飛行器在大氣層內(nèi)以較高速度飛行時(shí)，高速氣流導(dǎo)致飛行器頭錐、翼前緣駐點(diǎn)區(qū)間表面產(chǎn)生很大的熱應(yīng)力和氣動(dòng)噪聲，研究表明，缺乏熱保護(hù)系統(tǒng)的飛行器結(jié)構(gòu)表面溫度估計(jì)達(dá)1600℃，飛機(jī)部件（如進(jìn)氣道、后機(jī)身及尾翼）都處于高溫強(qiáng)噪聲環(huán)境中。另外，隨著飛行速度的增大，飛行器蒙皮、航天器隔熱防護(hù)板等結(jié)構(gòu)曝露在越來越嚴(yán)酷的熱、聲、振、靜綜合環(huán)境中[1-3]。

本文重點(diǎn)圍繞高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)力、噪聲、氣動(dòng)熱、機(jī)械振動(dòng)等復(fù)雜耦合載荷環(huán)境下的強(qiáng)度問題，以工程需求為牽引，探討應(yīng)用于飛行器設(shè)計(jì)、驗(yàn)證等階段的多場耦合技術(shù)體系與進(jìn)展，提出未來高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)多場耦合動(dòng)力學(xué)發(fā)展方向。

1高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)耦合動(dòng)力學(xué)問題

為滿足空天一體化作戰(zhàn)需求，高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)正朝著高超聲速、大空域、可重復(fù)使用等方向發(fā)展，由此導(dǎo)致飛行器在全飛行包線下的載荷環(huán)境越來越復(fù)雜和嚴(yán)酷；另一方面飛行器的設(shè)計(jì)對(duì)材料與結(jié)構(gòu)的要求也越來越高，如輕質(zhì)、多功能、極限承載與長壽命等。兩者之間的制約與矛盾直接導(dǎo)致多場耦合機(jī)理、復(fù)雜響應(yīng)與疲勞失效等科學(xué)問題，需要從載荷環(huán)境、材料與結(jié)構(gòu)特征、耦合機(jī)制、動(dòng)力學(xué)響應(yīng)與疲勞等多個(gè)方面進(jìn)行深入探究，如圖1所示。

1.1主要耦合載荷特征

高超聲速飛行器具有長航時(shí)、超高速、可重復(fù)等特點(diǎn)，其載荷環(huán)境主要呈現(xiàn)出量級(jí)高和強(qiáng)耦合等特征。在大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)由于邊界層分離、激波及氣體加熱等效應(yīng)，導(dǎo)致飛行器在全飛行包線下飛機(jī)局部如升降舵、方向舵、襟翼、頭錐等將經(jīng)歷嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱、氣動(dòng)噪聲、氣動(dòng)力與機(jī)械振動(dòng)等耦合載荷環(huán)境。波音公司在MANTA概念飛機(jī)研制過程中的飛行剖面設(shè)計(jì)如圖2所示，該圖給出了全飛行包線下的熱流、動(dòng)壓、加速度過載等載荷時(shí)間歷程[4]。

波音公司在航空器集成與技術(shù)（AVIATR）項(xiàng)目分報(bào)告《高超聲速巡航飛行器熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)》中指出：輸入載荷必須被更合理地定義，因?yàn)樗赡苁窃肼?、結(jié)構(gòu)振動(dòng)、沖擊、熱、靜態(tài)壓力、面內(nèi)載荷的綜合。以技術(shù)驗(yàn)證機(jī)（TX-V）為例（見圖3），該飛機(jī)在以馬赫數(shù)Ma=7速度在大氣層內(nèi)飛行時(shí)，表面局部溫度設(shè)計(jì)指標(biāo)超過1500℃，總聲壓級(jí)設(shè)計(jì)指標(biāo)達(dá)到175dB，穩(wěn)態(tài)壓力不低于±1.5psi（1psi=1bf/in2，1in≈25.44mm），此外還承受2.5機(jī)動(dòng)過載帶來的面內(nèi)與彎曲機(jī)械力載荷[5]。如此嚴(yán)酷的耦合載荷環(huán)境給高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)與研制帶來了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。事實(shí)上，多場載荷環(huán)境下引起的結(jié)構(gòu)破壞是高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與應(yīng)用的重要考慮因素，美國空軍在該方面的維修費(fèi)用超過2000萬美元/年。

由于飛行馬赫數(shù)高，高超聲速飛行器表面邊界層內(nèi)的劇烈摩擦作用產(chǎn)生熱流，該熱流密度近似與飛行速度的三次方成正比，劇烈的空氣壓縮與流動(dòng)分離還會(huì)帶來較大的氣動(dòng)力載荷?，F(xiàn)有資料表明，洲際彈道導(dǎo)彈彈頭再入大氣層時(shí)，飛行最大馬赫數(shù)可在20以上，端頭駐點(diǎn)區(qū)的空氣溫度超過2000℃，熱流密度超過50000kW/m2，最高壓力達(dá)到10MPa左右，另外發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)力系統(tǒng)引起的機(jī)械振動(dòng)與非定常氣動(dòng)力引起的抖振等載荷同樣也不可忽視。高馬赫數(shù)不僅帶來嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱與氣動(dòng)力效應(yīng)，同時(shí)還會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)噪聲環(huán)境，事實(shí)上，高超聲速飛行器的噪聲源包括激波、邊界層干擾、發(fā)動(dòng)機(jī)噴流等多種激勵(lì)，包括高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)巡航、再入大氣層時(shí)的氣動(dòng)噪聲，進(jìn)氣道激波噪聲、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣噪聲等。由此導(dǎo)致局部脈動(dòng)壓力呈現(xiàn)出寬頻隨機(jī)特性，總聲壓級(jí)甚至超過170dB。例如，運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈動(dòng)引致的機(jī)械振動(dòng)頻率范圍一般為0～2000Hz?？諝饷}動(dòng)壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣噪聲經(jīng)整流罩傳遞至航天器表面，頻率范圍可達(dá)10～10000Hz，因此具有明顯的寬頻性質(zhì)，而且在中高頻段呈現(xiàn)明顯的隨機(jī)特性[6]。

1.2材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求

對(duì)于可重復(fù)使用高超聲速飛行器而言，適用于嚴(yán)酷耦合環(huán)境的輕質(zhì)、長壽命、多功能一體化材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，同時(shí)也是一項(xiàng)巨大挑戰(zhàn)。波音在MANTA高超聲速飛行器研制過程中總結(jié)出：下一代先進(jìn)飛行器將使用能夠承受嚴(yán)酷熱、靜載和噪聲綜合載荷環(huán)境的高強(qiáng)度輕質(zhì)材料[7]，圖4為該飛行器重量（質(zhì)量）分布。

高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)是材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的核心內(nèi)容之一，需要考慮嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱/力等耦合服役環(huán)境的適應(yīng)性，必須具有耐高溫、隔熱性能穩(wěn)定、抗氣流沖刷、抗熱振和噪聲、可重復(fù)使用等綜合性能。從重復(fù)使用角度可分為兩種類型：燒蝕防熱系統(tǒng)與可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)。其中燒蝕防熱系統(tǒng)主要用于具有高焓熱流、短時(shí)加熱特征的航天器[8-9]，可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)則通常用于具有中等熱流、長時(shí)加熱特征的空天飛機(jī)等可重復(fù)使用飛行器。

熱防護(hù)材料可分為橡膠基、樹脂基、碳基、陶瓷基及雜化基體等復(fù)合材料，隔熱材料可分為有機(jī)/無機(jī)泡沫材料、超級(jí)隔熱氣凝膠、陶瓷瓦及氣凝膠復(fù)合體、柔性隔熱氈等?？芍貜?fù)使用熱防護(hù)材料又可分為非承載型和防熱/承載一體化材料，前者一般只承受振動(dòng)載荷，該類材料主要應(yīng)用于飛行器內(nèi)部，具有較低的熱導(dǎo)率和較高的抗紅外輻射能力，如玻璃纖維棉氈類熱防護(hù)材料、氣凝膠隔熱材料等。防熱/承載一體化熱防護(hù)材料是當(dāng)前可重復(fù)使用飛行器的主攻方向，該類材料的結(jié)構(gòu)包括表面層和隔熱層，表面層具有耐高溫、強(qiáng)度高且發(fā)射率高的特點(diǎn)，隔熱層同樣具備低的熱導(dǎo)率、高的抗紅外輻射能力和一定的強(qiáng)度和韌性，如航天飛機(jī)隔熱瓦、蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)等。該類材料主要應(yīng)用于飛行器外部，需承受熱/力/振動(dòng)/噪聲等綜合載荷，該材料與周邊熱/力/氣流等環(huán)境發(fā)生復(fù)雜的相互作用，因而設(shè)計(jì)和制造難度大大提高[10]。

近年來，以陶瓷基復(fù)合材料（ceramic matrix composite， CMC）為代表的熱結(jié)構(gòu)作為國際上先進(jìn)高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主流結(jié)構(gòu)形式備受關(guān)注，如圖5和圖6所示（華氏度℉換算：tF（℉）=32+1.8t（℃））。熱結(jié)構(gòu)除具有高度可重復(fù)使用、全壽命成本低、結(jié)構(gòu)模塊化、全天候、易檢查維護(hù)等新型高超聲速飛行器所要求的特點(diǎn)外，還具有與主體結(jié)構(gòu)相近的熱膨脹特性，易于一體化設(shè)計(jì)，具有強(qiáng)韌性和耐沖擊性、可進(jìn)行損傷容限設(shè)計(jì)等特點(diǎn)[11-12]。美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）啟動(dòng)了高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)項(xiàng)目，并將此作為中西部結(jié)構(gòu)科學(xué)中心（MSSC）的專項(xiàng)研究項(xiàng)目[4]。盡管如此，高溫、流動(dòng)、噪聲、低氧低氣壓等多場耦合環(huán)境下熱結(jié)構(gòu)變形協(xié)調(diào)、剛度匹配、密封性能、連接可靠性、疲勞失效等問題仍然是制約當(dāng)前技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵問題。

應(yīng)該看到，高超聲速飛行器飛行速度與可重復(fù)等性能的不斷提高，對(duì)材料與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了可重復(fù)性、抗變形、輕質(zhì)高效、極端耦合環(huán)境適應(yīng)性、低成本與短周期等新要求。已有材料與結(jié)構(gòu)已越來越難滿足這一需求，未來熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)將更加強(qiáng)調(diào)高可靠性、長壽命、輕質(zhì)量、多功能一體化等綜合性能的提升，而這將高度有賴于多學(xué)科基礎(chǔ)理論、材料/結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造、強(qiáng)度設(shè)計(jì)與校核等領(lǐng)域的創(chuàng)新研究。

1.3典型耦合動(dòng)力學(xué)問題

先進(jìn)飛行器在設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)及試飛等各個(gè)環(huán)節(jié)中都應(yīng)該考慮結(jié)構(gòu)在復(fù)雜載荷環(huán)境下的強(qiáng)度問題，該問題在物理本質(zhì)上是相互聯(lián)系、相互制約的統(tǒng)一過程，對(duì)于飛行器而言，其所在的復(fù)雜流場（如湍流、邊界層轉(zhuǎn)捩、激波、邊界層分離、多相流等）、氣動(dòng)力、氣動(dòng)噪聲、氣動(dòng)熱、推進(jìn)與控制系統(tǒng)等與結(jié)構(gòu)高度耦合，直接導(dǎo)致多學(xué)科、強(qiáng)非線性、多尺度等復(fù)雜問題。在工程實(shí)際應(yīng)用中，飛行器典型元件、組件、部件甚至整機(jī)，通常都面臨著嚴(yán)酷的服役耦合載荷環(huán)境問題。如今，隨著飛行器性能的不斷提升，結(jié)構(gòu)在多場環(huán)境下的強(qiáng)度問題越來越突出，傳統(tǒng)的單場試驗(yàn)方法在處理這類問題時(shí)并不具備良好的適用性，相對(duì)而言，多場耦合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)能夠更好地模擬結(jié)構(gòu)的真實(shí)物理狀態(tài)，能更真實(shí)地反映出結(jié)構(gòu)在復(fù)雜載荷環(huán)境下的響應(yīng)及疲勞壽命特性，從而能夠更好地對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等進(jìn)行地面考核與驗(yàn)證，支撐飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[13]。

高超聲速飛行器在高速飛行過程中，彈性結(jié)構(gòu)與高速氣流耦合，高速氣流不僅會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)熱，同時(shí)還會(huì)帶來氣動(dòng)噪聲、振動(dòng)及靜壓等載荷，這些載荷相互關(guān)聯(lián)與耦合。這種耦合同樣表現(xiàn)在結(jié)構(gòu)響應(yīng)上，如熱/噪聲耦合問題，高速氣流產(chǎn)生氣動(dòng)熱和氣動(dòng)噪聲，兩者之間相互影響，熱會(huì)影響結(jié)構(gòu)的聲場特性，聲又會(huì)使熱的特性發(fā)生改變。這種現(xiàn)象反映到結(jié)構(gòu)上，熱會(huì)改變結(jié)構(gòu)的材料特性與剛度特性，從而直接導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性改變，進(jìn)一步影響結(jié)構(gòu)的振型及模態(tài)，最后導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的聲響應(yīng)發(fā)生改變。同樣，高強(qiáng)噪聲會(huì)激起結(jié)構(gòu)的多階模態(tài)，并且會(huì)同結(jié)構(gòu)本身產(chǎn)生耦合作用，當(dāng)熱/噪聲同時(shí)作用于結(jié)構(gòu)時(shí)，高強(qiáng)噪聲更容易導(dǎo)致結(jié)構(gòu)發(fā)生非線性響應(yīng)。

飛行器表面除承受氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱和來自周邊結(jié)構(gòu)的振動(dòng)傳遞外，還會(huì)承受由大迎角流動(dòng)分離、激波邊界層干擾、凸起物擾流尾跡誘導(dǎo)等產(chǎn)生的強(qiáng)噪聲載荷作用。強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱作用，可使結(jié)構(gòu)表面溫度達(dá)到幾百甚至上千攝氏度，大溫差會(huì)引起結(jié)構(gòu)產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力，同時(shí)高溫環(huán)境下受約束結(jié)構(gòu)會(huì)因材料熱膨脹而產(chǎn)生較大的壓縮應(yīng)力。氣動(dòng)加熱的累積效應(yīng)還會(huì)造成飛行器結(jié)構(gòu)溫度分布隨時(shí)間而改變，從而引起結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率和振型的改變，結(jié)構(gòu)柔性變形也會(huì)使得飛行器產(chǎn)生附加迎角等，引起額外的氣動(dòng)不確定性。熱應(yīng)力會(huì)使得結(jié)構(gòu)局部失穩(wěn)，在強(qiáng)噪聲載荷耦合作用下，會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生跳變響應(yīng)從而對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生顯著損傷[14]。為降低重量成本，熱防護(hù)系統(tǒng)（TPS）通常被設(shè)計(jì)成輕型結(jié)構(gòu)，熱結(jié)構(gòu)及熱防護(hù)結(jié)構(gòu)在以上綜合環(huán)境作用下很容易出現(xiàn)過度振動(dòng)，出現(xiàn)顫振、屈曲跳變等失穩(wěn)行為，極易引起結(jié)構(gòu)的聲振疲勞破壞和系統(tǒng)/設(shè)備的功能失效[15-17]。

輕質(zhì)可重復(fù)使用高速飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度技術(shù)是制約裝備發(fā)展的瓶頸之一，高超聲速飛行器飛行過程中結(jié)構(gòu)表面處于復(fù)雜多場耦合環(huán)境中，極易誘發(fā)局部熱結(jié)構(gòu)的隔熱性能、動(dòng)強(qiáng)度與聲振疲勞失效，這也給高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、研制與應(yīng)用帶來了極大威脅，甚至引發(fā)高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)可靠性與服役安全性問題。美國已有研究經(jīng)驗(yàn)表明，過變形、疲勞損傷、斷裂等問題超出預(yù)期。2003年，“哥倫比亞”號(hào)航天飛機(jī)由于隔熱板的局部破損而導(dǎo)致飛機(jī)解體，事故的直接原因就是多場耦合環(huán)境與結(jié)構(gòu)之間強(qiáng)耦合誘發(fā)的顫振[18]。X-33先進(jìn)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)也曾出現(xiàn)表面蠕變超限等問題，為此美國針對(duì)該飛行器面板進(jìn)行了熱、振動(dòng)和聲試驗(yàn)，驗(yàn)證了面板和密封的耐久性及使用壽命。美國X-15驗(yàn)證機(jī)在大氣層內(nèi)以馬赫數(shù)7飛行時(shí)，就曾由于瞬態(tài)氣動(dòng)加熱環(huán)境與結(jié)構(gòu)之間產(chǎn)生耦合作用，導(dǎo)致垂尾顫振，美國后續(xù)驗(yàn)證機(jī)如X-51A、HyFly、HTV-2等的相關(guān)飛行試驗(yàn)失敗教訓(xùn)之一就是，在地面未能對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)進(jìn)行充分的多場耦合環(huán)境載荷預(yù)計(jì)分析與多場耦合試驗(yàn)，低估了多場耦合嚴(yán)酷環(huán)境對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)失效的影響。因此在多場耦合嚴(yán)酷環(huán)境中對(duì)高空高速跨域飛行器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)強(qiáng)度開展充分的完整性評(píng)估顯得尤為重要。

未來新一代高超聲速飛行器將廣泛應(yīng)用輕質(zhì)可重復(fù)使用耐溫材料，并采用大型薄壁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；氣動(dòng)布局一般設(shè)計(jì)為細(xì)長體、升力體布局、完全或部分乘波體布局，特殊的結(jié)構(gòu)材料選擇和氣動(dòng)布局將帶來氣動(dòng)熱和氣動(dòng)彈性新問題。如材料溫度響應(yīng)、飛行器表面壓力、表面熱流密度、表面摩擦阻力與材料/結(jié)構(gòu)之間耦合機(jī)理復(fù)雜；輕質(zhì)材料和大型薄壁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)加上燃料質(zhì)量設(shè)計(jì)系數(shù)的增大使得高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)固有振動(dòng)頻率較低；剛體模態(tài)與彈性模態(tài)的耦合問題更為突出；氣動(dòng)加熱環(huán)境下結(jié)構(gòu)/氣動(dòng)靜、動(dòng)力學(xué)耦合問題更為復(fù)雜。

1.4耦合動(dòng)力學(xué)需求分析

多場耦合環(huán)境下材料力學(xué)特性測試尤為重要，耦合環(huán)境下材料/元件力學(xué)特性測試與性能表征技術(shù)不僅能夠?yàn)椴牧系墓こ虘?yīng)用提供必要數(shù)據(jù)支撐，進(jìn)而提升試驗(yàn)及設(shè)計(jì)能力，更是型號(hào)設(shè)計(jì)的迫切需求。多場耦合試驗(yàn)技術(shù)能夠?yàn)椴牧?元件的綜合性能測試提供基本手段，包括高溫低氧服役環(huán)境模擬技術(shù)、高溫環(huán)境下支撐剛度模擬技術(shù)、新型復(fù)合材料損傷檢測技術(shù)、高溫振動(dòng)疲勞S-N曲線測定等，從而形成完整的“方案設(shè)計(jì)—夾具設(shè)計(jì)—環(huán)境載荷模擬—強(qiáng)度分析—力學(xué)性能測試與表征—試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)—數(shù)據(jù)庫軟件系統(tǒng)”技術(shù)能力。

對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)的熱/噪聲、噪聲/振動(dòng)、熱/噪聲/振動(dòng)等科學(xué)問題而言，理論計(jì)算和仿真分析方法尚不成熟和高效，需要借助大量的工程數(shù)據(jù)和工程經(jīng)驗(yàn)對(duì)問題進(jìn)行簡化，通過多場耦合試驗(yàn)技術(shù)可得到多場環(huán)境下結(jié)構(gòu)響應(yīng)和疲勞特性，進(jìn)而為多場問題的理論深入和仿真計(jì)算方法改進(jìn)及結(jié)果修正提供必要依據(jù)。

多場耦合試驗(yàn)技術(shù)為高超聲速飛行器等型號(hào)研制提供亟須的地面試驗(yàn)驗(yàn)證手段，與傳統(tǒng)的單一載荷模擬相比較，多場載荷耦合模擬能夠更加接近實(shí)際工程情況，從而盡可能避免“天地一致性”問題帶來的“過試驗(yàn)”或“欠試驗(yàn)”。

目前國內(nèi)該領(lǐng)域尚沒有一套完整、成熟的標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范可供指導(dǎo)，多場耦合試驗(yàn)技術(shù)能夠促進(jìn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)、加載、測量及分析等各個(gè)環(huán)節(jié)的細(xì)化和改進(jìn)，有效推動(dòng)該方向上指導(dǎo)性標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范的形成。

2多場耦合環(huán)境下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究進(jìn)展

近年來，隨著MANTA、SR-72、X-37B等高超聲速飛行器的研制，波音公司、洛克希德-馬丁公司、AFRL、美國國家航空航天局（NASA）等機(jī)構(gòu)紛紛開展了熱、力、振動(dòng)、噪聲等多場耦合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析與驗(yàn)證能力建設(shè)，形成了熱/力、熱/噪聲、熱/力/噪聲、熱/噪聲/振動(dòng)等多場環(huán)境下的試驗(yàn)?zāi)芰?，滿足了Ma=7高超聲速飛行器全飛行包線下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與驗(yàn)證需求。下面分別從分析與試驗(yàn)兩個(gè)方面簡述多場耦合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究進(jìn)展。

2.1國外多場耦合研究能力

從數(shù)學(xué)本質(zhì)上來講，單一物理場或簡單物理場的疊加，都無法復(fù)現(xiàn)真實(shí)場之間的耦合效應(yīng)，需要在相對(duì)獨(dú)立的各場控制方程的基礎(chǔ)上，通過能量守恒等方程，建立各場控制方程之間的映射關(guān)系或平衡條件，使其在時(shí)間域上得到同步耦合推進(jìn)，才能真正捕捉氣動(dòng)、熱、結(jié)構(gòu)等因素之間的耦合機(jī)理和耦合特性。事實(shí)上，工程上大部分多場耦合問題無法建立真實(shí)的耦合方程組，并且大多數(shù)隱式方程組無法獲得真正解析解。因此工程上不得不采用近似簡化方法來進(jìn)行求解。

工程問題基本思路首先要確定問題性質(zhì)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)多場耦合問題大多屬于結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)第一類問題，即響應(yīng)分析（結(jié)構(gòu)動(dòng)力計(jì)算）。然后根據(jù)實(shí)際問題近似確定求解域的物理性質(zhì)，從中抽象出力學(xué)模型，即要對(duì)實(shí)際問題的邊界條件、約束條件和外載荷進(jìn)行描述，這種描述應(yīng)盡可能地反映實(shí)際情況。其次，對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行響應(yīng)分析，對(duì)高超聲速飛行器實(shí)際工程問題來講，結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)載荷、熱載荷、噪聲載荷和機(jī)械載荷共同作用下，表現(xiàn)出的包括位移、應(yīng)力、應(yīng)變等響應(yīng)動(dòng)態(tài)特性是復(fù)雜且多變的。簡支板類簡單結(jié)構(gòu)一般可以采用解析法進(jìn)行精確計(jì)算分析，但對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)來說，不得不依靠于數(shù)值虛擬仿真計(jì)算的手段，大多采用CFD/FEM/ BEM等數(shù)值分析方法。最后，考慮應(yīng)力集中與失效模式對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞分析，確定結(jié)構(gòu)失效原因從而指導(dǎo)工程應(yīng)用[19-20]。

多場耦合的數(shù)值分析按照基本方法可分為純粹數(shù)值方法（如CFD/CSD）、純粹工程算法（如參考焓法）以及兩者相結(jié)合的方法；從耦合機(jī)制角度可分為單向耦合（弱耦合）和雙向耦合（強(qiáng)耦合）兩類[21]，如圖7所示。從計(jì)算域來講可分為頻域模態(tài)疊加和時(shí)域積分推進(jìn)等方法，涉及的關(guān)鍵技術(shù)包括高精度建模、動(dòng)網(wǎng)格與數(shù)據(jù)插值等。

美國通過20世紀(jì)90年代的國家空天飛機(jī)計(jì)劃（NASP），初步建立了適用于高超聲速飛行器多場耦合工程問題的分析框架，首先關(guān)注高超聲速非定常氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱等計(jì)算方法，通過分析準(zhǔn)確預(yù)測飛行器所受的復(fù)雜載荷環(huán)境，并在此基礎(chǔ)上研究熱環(huán)境下氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性和響應(yīng)等問題，如熱氣動(dòng)彈性問題和氣動(dòng)熱伺服彈性問題等，還研究彈性結(jié)構(gòu)變形和振動(dòng)特性對(duì)飛行器的性能、操縱性和穩(wěn)定性的影響，以及氣動(dòng)/推進(jìn)/氣動(dòng)彈性耦合問題，最終形成飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)估方法。21世紀(jì)以來，美國在多場載荷環(huán)境預(yù)計(jì)、多場環(huán)境下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)估方面均開展了更加深入的工作，洛克希德-馬丁等相關(guān)科研機(jī)構(gòu)針對(duì)高超聲速巡航飛行器，開展了較為詳細(xì)的載荷環(huán)境預(yù)計(jì)以及多場耦合響應(yīng)分析工作，對(duì)飛行器翼面等結(jié)構(gòu)進(jìn)行了充分的強(qiáng)度評(píng)估[22-26]，圖8給出了熱/力/噪聲綜合作用下典型結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析結(jié)果。

當(dāng)前，復(fù)雜載荷、環(huán)境損傷理論以及多尺度、多場耦合疲勞問題與數(shù)值分析方法已逐漸成為高超聲速領(lǐng)域研究熱點(diǎn)。隨著近年來損傷力學(xué)、流-固耦合力學(xué)、熱氣動(dòng)彈性力學(xué)和可靠性優(yōu)化等領(lǐng)域研究的不斷深入，多場耦合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度基礎(chǔ)理論與分析手段正在逐漸發(fā)展和完善。基于CFD/CSD/CAA等軟件和基于非線性有限元、Euler方程或N-S方程和非線性熱傳導(dǎo)的耦合分析方法是未來熱、流體、聲、結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算的重要研究方向[27]。

2.2國外多場耦合試驗(yàn)?zāi)芰?/p>

就試驗(yàn)對(duì)象而言，多場耦合試驗(yàn)主要包括多場耦合載荷下的材料力學(xué)性能試驗(yàn)、多場耦合載荷下的組件強(qiáng)度試驗(yàn)、多場耦合載荷下部件強(qiáng)度試驗(yàn)、多場耦合載荷下整機(jī)試驗(yàn)。按照試驗(yàn)方法可將多場耦合試驗(yàn)劃分為地面實(shí)驗(yàn)室模擬試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)。

飛行試驗(yàn)?zāi)軌驈?fù)現(xiàn)結(jié)構(gòu)承受的真實(shí)載荷環(huán)境，因此能夠真實(shí)反映結(jié)構(gòu)在各飛行剖面下的載荷特征和結(jié)構(gòu)響應(yīng)特征，但對(duì)于結(jié)構(gòu)在多場耦合載荷作用下的疲勞性能考核，飛行試驗(yàn)的時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本將變得難以承受，因此，飛行試驗(yàn)在結(jié)構(gòu)多場耦合載荷測試、多場耦合響應(yīng)測試等方面的應(yīng)用更為廣泛。

風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蚰M實(shí)際飛行狀態(tài)下結(jié)構(gòu)所承受的氣動(dòng)熱、氣動(dòng)力及氣動(dòng)噪聲等載荷，通過風(fēng)洞試驗(yàn)可以對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)與控制性能、載荷環(huán)境特征、材料熱防護(hù)性能、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等進(jìn)行考核，可用于嚴(yán)酷環(huán)境模擬的風(fēng)洞按設(shè)施可分類為高超聲速風(fēng)洞、激波風(fēng)洞、聲學(xué)風(fēng)洞、電弧風(fēng)洞等，基于這些風(fēng)洞可開展模擬氣流、聲、熱環(huán)境下縮比或元件級(jí)試驗(yàn)件的載荷特性試驗(yàn)、氣動(dòng)控制性能試驗(yàn)及組件/部件強(qiáng)度試驗(yàn)，但風(fēng)洞試驗(yàn)也存在高量級(jí)試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間短、縮比模型動(dòng)力學(xué)相似設(shè)計(jì)難、長時(shí)間試驗(yàn)經(jīng)濟(jì)成本高等缺點(diǎn)，因此，風(fēng)洞試驗(yàn)更多地被用于載荷模擬與測試、數(shù)值方法驗(yàn)證與評(píng)估、性能測試與驗(yàn)證等試驗(yàn)。

當(dāng)前，地面實(shí)驗(yàn)室模擬試驗(yàn)是多場耦合強(qiáng)度試驗(yàn)廣泛采用的主要手段，采用噪聲模擬設(shè)施、加熱設(shè)施、振動(dòng)模擬設(shè)施、靜載模擬設(shè)施分別實(shí)現(xiàn)聲場、溫度場、結(jié)構(gòu)場等不同載荷的模擬，借助于數(shù)值分析、風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)等手段對(duì)飛機(jī)材料、結(jié)構(gòu)、部件及整機(jī)的飛行工況和耦合載荷特征進(jìn)行提取，在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下對(duì)結(jié)構(gòu)的載荷特征進(jìn)行耦合載荷模擬，同時(shí)借助接觸式/非接觸式參數(shù)測量技術(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)在耦合載荷作用下的響應(yīng)特性進(jìn)行監(jiān)測，從而對(duì)多場環(huán)境下材料的力學(xué)特性、組件/部件/整機(jī)的響應(yīng)特征與疲勞失效性等進(jìn)行分析、評(píng)估、考核及驗(yàn)證[28]。不同耦合載荷作用下，結(jié)構(gòu)響應(yīng)特性也不同，其考核方式與考核目的也不一樣。這里列舉一些典型多場耦合試驗(yàn)來對(duì)此進(jìn)行說明。

（1）熱/振動(dòng)試驗(yàn)

該試驗(yàn)主要借助對(duì)流加熱、輻射加熱等手段模擬飛行中的高溫?zé)岘h(huán)境，通過振動(dòng)試驗(yàn)系統(tǒng)模擬飛行過程中的振動(dòng)環(huán)境，獲取熱環(huán)境下模態(tài)參數(shù)及振動(dòng)特征，考核并評(píng)估飛行器結(jié)構(gòu)熱承載能力和振動(dòng)響應(yīng)特性[29]。

（2）熱/靜力試驗(yàn)

該試驗(yàn)主要通過輻射加熱、對(duì)流加熱等方式實(shí)現(xiàn)飛行條件下的結(jié)構(gòu)溫度場地面等效模擬，通過靜力加載實(shí)現(xiàn)飛行器結(jié)構(gòu)氣動(dòng)力環(huán)境地面等效模擬，測量結(jié)構(gòu)溫度分布及應(yīng)力形變特征，考核結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度及可靠性[30]。

（3）熱/噪聲試驗(yàn)

該試驗(yàn)通過對(duì)流加熱、輻射加熱等方式實(shí)現(xiàn)飛行器結(jié)構(gòu)的嚴(yán)酷氣動(dòng)熱環(huán)境模擬，通過高聲強(qiáng)行波管、混響室等設(shè)施模擬飛行條件下的結(jié)構(gòu)表面高強(qiáng)噪聲環(huán)境。測量結(jié)構(gòu)在熱/噪聲耦合環(huán)境下的靜力學(xué)/動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性，考核結(jié)構(gòu)在熱、噪聲環(huán)境中的完整性和耐久性[31-32]。

（4）熱/靜力/噪聲/振動(dòng)多場耦合試驗(yàn)

該試驗(yàn)通過對(duì)流/輻射加熱系統(tǒng)、靜載加載系統(tǒng)、噪聲加載系統(tǒng)及振動(dòng)加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)飛行條件下結(jié)構(gòu)所受的氣動(dòng)熱、氣動(dòng)力、強(qiáng)噪聲及機(jī)械振動(dòng)環(huán)境，測量結(jié)構(gòu)在多種載荷條件下的應(yīng)變、加速度、位移、溫度等響應(yīng)，得到結(jié)構(gòu)的靜力響應(yīng)水平、動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性及疲勞性能等，考核結(jié)構(gòu)在多場耦合環(huán)境下的功能性、完整性、耐久性及可靠性等[33]。下面對(duì)國外部分多場試驗(yàn)?zāi)芰M(jìn)行簡要介紹。

在美國國家航空航天局戈達(dá)德（Goddard）空間飛行中心建有發(fā)射模擬器，可以實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)熱、振動(dòng)、噪聲、低氧環(huán)境的高度綜合模擬，配有1100m3容積高聲強(qiáng)混響室和美國Ling公司的電動(dòng)氣流揚(yáng)聲器，并使用氮?dú)庾鳛闅庠匆詫?shí)現(xiàn)低氧環(huán)境高強(qiáng)聲場模擬；NASA蘭利研究中心建有總聲壓級(jí)為175dB的熱/噪聲耦合試驗(yàn)裝置；美國空軍萊特實(shí)驗(yàn)室建有的熱/噪聲/靜力多場耦合試驗(yàn)設(shè)施，利用石墨/等離子體電弧加熱實(shí)現(xiàn)超高溫環(huán)境模擬，對(duì)于0.6m試驗(yàn)段最高總聲壓級(jí)達(dá)到180dB，對(duì)于1.2m試驗(yàn)段的噪聲最高總聲壓級(jí)達(dá)到175dB。

英國BAE公司開發(fā)了一套熱/噪聲/面內(nèi)載荷耦合試驗(yàn)設(shè)施，該系統(tǒng)采用美國TEAM公司的揚(yáng)聲器，單個(gè)聲功率為200kW，采用40個(gè)加熱元件組成的加熱陣列系統(tǒng)，試驗(yàn)件溫度可達(dá)到800℃，加熱元件安裝在支撐支架上，通過使用物理隔絕和空氣冷卻等措施，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)件上溫度的快速上升或下降，以模擬溫度突變。該試驗(yàn)系統(tǒng)的行波管工作間為1.2m×0.3m×4.4m，行波管指數(shù)段的截止頻率為30Hz，最高聲壓級(jí)為175dB，試驗(yàn)件最高溫度可達(dá)800℃，可施加面內(nèi)載荷70t。

俄羅斯西伯利亞恰普雷金國家航空研究院建立有兩套試驗(yàn)裝置，其中一套用于子部件試驗(yàn)，可實(shí)現(xiàn)熱聲振聯(lián)合加載，使用兩套高聲強(qiáng)電動(dòng)氣流揚(yáng)聲器作為聲源，使用U形石英燈管加熱，試驗(yàn)段短邊大于0.6m。另外一套用于部件試驗(yàn)，使用4套高聲強(qiáng)電動(dòng)氣流揚(yáng)聲器作為聲源，使用U形石英燈管加熱，試驗(yàn)段短邊大于1.2m，可對(duì)部件進(jìn)行雙面不同熱聲環(huán)境的驗(yàn)證試驗(yàn)。兩套試驗(yàn)裝置的總聲壓級(jí)可達(dá)165dB，溫度可達(dá)1000℃。其曾為“暴風(fēng)雪”號(hào)研發(fā)做出過貢獻(xiàn)。

波音公司基于T-58發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)建設(shè)了一套模擬熱、噪聲、壓力、流動(dòng)的多場耦合試驗(yàn)平臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒試驗(yàn)設(shè)施（engine burner facility， EBF）。該平臺(tái)建設(shè)目標(biāo)是用來驗(yàn)證試驗(yàn)件在真實(shí)流動(dòng)和熱噪聲激勵(lì)條件下的響應(yīng)，該平臺(tái)不僅能驗(yàn)證綜合環(huán)境聲學(xué)實(shí)驗(yàn)室（combined environment acoustic chamber， CEAC）等傳統(tǒng)熱噪聲試驗(yàn)平臺(tái)的效果，同時(shí)還能夠模擬接近真實(shí)的載荷飛行載荷條件，除熱噪聲載荷環(huán)境外，還包括排氣反沖帶來的靜態(tài)壓力（見圖9）。

AFRL下屬萊特-帕特森研究單元開發(fā)了一套用于材料/元件疲勞特性測試的熱-力-聲多場耦合試驗(yàn)設(shè)施（見圖10），該平臺(tái)能夠模擬不同量級(jí)的聲壓級(jí)、熱和拉/彎組合機(jī)械力綜合嚴(yán)酷環(huán)境，該機(jī)構(gòu)還在此基礎(chǔ)上對(duì)試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行了升級(jí)，采用激振器方案對(duì)元件夾持短的節(jié)點(diǎn)位置進(jìn)行振動(dòng)激勵(lì)，實(shí)現(xiàn)了在熱/力/聲耦合載荷基礎(chǔ)上施加隨機(jī)振動(dòng)激勵(lì)。

從國外多場試驗(yàn)?zāi)芰Φ陌l(fā)展來看，其試驗(yàn)設(shè)施早期從帶加熱的混響室、高溫混響室和熱聲行波管共同存在，發(fā)展到后來主要側(cè)重于使用熱聲行波試驗(yàn)裝置，該類裝置聲壓級(jí)遠(yuǎn)高于混響室，且易于實(shí)現(xiàn)熱聲振及熱力聲聯(lián)合加載。從國外高超聲速飛行器的試驗(yàn)來看，其發(fā)展趨勢(shì)是早期的常溫高強(qiáng)聲環(huán)境試驗(yàn)、低氧高強(qiáng)聲環(huán)境試驗(yàn)、熱聲聯(lián)合試驗(yàn)，到后來的熱聲振聯(lián)合試驗(yàn)及熱力聲聯(lián)合試驗(yàn)。國外目前正在考慮低氧環(huán)境的熱聲聯(lián)合環(huán)境試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)。結(jié)構(gòu)響應(yīng)的測試能力已從接觸式測量發(fā)展到非接觸式測量，目前正在大力發(fā)展高溫環(huán)境下的場測量能力。高溫聲環(huán)境測量與控制能力方面，從早期的冷端修正方法測量高溫聲場發(fā)展到直接測量高溫聲場，從早期的1/3倍頻程聲場控制已發(fā)展到聲場的功率譜密度控制，并已實(shí)現(xiàn)了熱聲加載聯(lián)合控制。

除上述試驗(yàn)設(shè)施外，事實(shí)上，美國在NASP研究計(jì)劃的推動(dòng)下，大力發(fā)展了熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析等相關(guān)技術(shù)能力，美國在復(fù)雜服役環(huán)境下熱結(jié)構(gòu)多場耦合設(shè)計(jì)與評(píng)估等方面的理念較為先進(jìn)，構(gòu)想也頗為豐富。在熱結(jié)構(gòu)多場耦合分析方面，美國針對(duì)X-37B、X-38等飛行器開展了其熱結(jié)構(gòu)響應(yīng)與疲勞壽命分析，該工作主要由AFRL下屬結(jié)構(gòu)科學(xué)中心（structure science center， SSC）和萊特空軍實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合主導(dǎo)，目的在于發(fā)展熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、使用與適用環(huán)境等方法，開發(fā)了多種考慮熱、噪聲、氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)尺寸效應(yīng)影響的壁板結(jié)構(gòu)。

為了研發(fā)一種用可于空天飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性好、可重復(fù)使用的熱結(jié)構(gòu)，美國在NASP計(jì)劃中發(fā)展了一種高溫強(qiáng)噪聲等嚴(yán)酷環(huán)境下的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析方法，并且選取了4種典型的結(jié)構(gòu)：前機(jī)身結(jié)構(gòu)、翼面結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)噴口結(jié)構(gòu)和控制舵結(jié)構(gòu)，主要考慮了氣動(dòng)噪聲、發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲、氣動(dòng)熱、氣動(dòng)力和過載等載荷的影響，分別進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析、熱分析和應(yīng)力分析等研究。并且在Ma=7、機(jī)動(dòng)過載（LF）=2.5飛行工況下，對(duì)4種結(jié)構(gòu)在熱/噪聲/氣動(dòng)力等耦合載荷的響應(yīng)與失效進(jìn)行了分析與評(píng)估。

總的來看，美國在空天飛機(jī)的研制過程中廣泛借助了基于CFD和FEM等手段的仿真分析與設(shè)計(jì)技術(shù)，為熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和研發(fā)提供了不可替代的作用，即便如此，美國在未來亟待解決的10余項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)中指出：如何綜合考慮極端嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱、氣動(dòng)力以及噪聲等載荷之間的強(qiáng)耦合影響，進(jìn)而對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理的設(shè)計(jì)，既保證結(jié)構(gòu)的安全性，同時(shí)避免過大的設(shè)計(jì)裕度，這是當(dāng)前面臨的主要挑戰(zhàn)之一；另外，嚴(yán)酷耦合環(huán)境下，結(jié)構(gòu)大變形帶來的非線性跳變等問題無法通過現(xiàn)有的線性頻響分析得到，如何考慮靜載和動(dòng)載的疊加影響是關(guān)鍵，也是下一步重點(diǎn)應(yīng)該考慮的方向[34]。

此外，美國AFRL在其高超聲速研究總結(jié)報(bào)告中針對(duì)現(xiàn)有能力與需求的差距進(jìn)行了說明[35]，認(rèn)為提升現(xiàn)有熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)能力的關(guān)鍵在于需要考慮熱、噪聲、氣動(dòng)力等載荷的綜合影響，然而要想實(shí)現(xiàn)這樣的地面驗(yàn)證能力，其技術(shù)難度和花費(fèi)都將是巨大的，這也是未來亟待補(bǔ)充的能力。

2.3國內(nèi)多場試驗(yàn)研究進(jìn)展

近年來，我國相關(guān)科研機(jī)構(gòu)在工程需求與專業(yè)發(fā)展的推動(dòng)下，相繼開展了多場環(huán)境下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究能力建設(shè)。總的來看，針對(duì)高超聲速飛行器全尺寸熱結(jié)構(gòu)，國內(nèi)具備較強(qiáng)的熱/力、熱/振動(dòng)（見圖11）和熱/噪聲耦合試驗(yàn)?zāi)芰Γㄒ妶D12），但多在地面富氧環(huán)境中進(jìn)行，尚無法同步模擬高空低氧環(huán)境，此外也尚未建立高超聲速飛行器全尺寸熱結(jié)構(gòu)在低氧環(huán)境下的1650℃級(jí)熱/力耦合以及熱/振動(dòng)耦合試驗(yàn)設(shè)施。另外，未來熱/振耦合試驗(yàn)將一維向多維發(fā)展，試驗(yàn)對(duì)象也趨向復(fù)雜，這也對(duì)加熱設(shè)備的研制、試驗(yàn)夾具設(shè)計(jì)、邊界條件模擬等方面提出了新的要求。

近年來，在國家研究項(xiàng)目的推動(dòng)下，國內(nèi)以中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所為代表的單位也相繼開展了多場環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析與驗(yàn)證技術(shù)研究，具備一定的熱/噪聲耦合、熱/振動(dòng)、熱/聲/振、熱/力/聲/振多場耦合等試驗(yàn)與研究能力。例如，在熱/力/聲/振多場耦合試驗(yàn)方面，中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所基于某重大專項(xiàng)工程研制需求，自研了兩套多場耦合試驗(yàn)裝置，包括熱/振動(dòng)/噪聲/靜壓和熱/振動(dòng)/噪聲/靜力等多場試驗(yàn)裝置，能夠針對(duì)金屬/復(fù)合材料元件/結(jié)構(gòu)開展0.8kN/1250℃/18t/166dB多場載荷模擬（見圖13），目前已基于該平臺(tái)相繼完成了GH4169、TPS、C/SiC等構(gòu)件的多場耦合響應(yīng)特性與失效評(píng)估驗(yàn)證。

在超高溫多場耦合試驗(yàn)測量方面：利用黏結(jié)的熱電偶，可以完成1650℃以下C/C、C/SiC熱結(jié)構(gòu)表面溫度測量；利用黏結(jié)的高溫應(yīng)變計(jì)，僅可以實(shí)現(xiàn)600℃以下高溫應(yīng)變測量。但是上述黏結(jié)的高溫傳感器在試驗(yàn)過程中時(shí)常出現(xiàn)脫落問題，尚不具備國外先進(jìn)的高溫傳感器熱噴涂安裝能力。另外，在溫度、應(yīng)變非接觸式測量方面發(fā)展緩慢；在高溫傳感器關(guān)鍵參數(shù)校準(zhǔn)以及超高溫環(huán)境加速度/噪聲/位移/熱流密度測量等方面，也缺乏相應(yīng)的條件支撐。

總體而言，國內(nèi)在低氧環(huán)境超高溫多場耦合試驗(yàn)方面，從低氧環(huán)境模擬、多場耦合模擬因素?cái)?shù)量，到試驗(yàn)件尺度、加熱溫度、關(guān)鍵參數(shù)測量等諸多方面均與國外有較大差距，國內(nèi)在多物理場耦合環(huán)境下部件強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)芰h(yuǎn)不能覆蓋型號(hào)飛行包線下的載荷環(huán)境，不足以滿足現(xiàn)有/未來高超聲速飛行器地面強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證需求。具體體現(xiàn)如下：（1）試驗(yàn)規(guī)模不夠，缺少可對(duì)飛行器部件進(jìn)行熱/噪聲、熱/力/噪聲、熱/振動(dòng)/噪聲耦合試驗(yàn)的能力；（2）加載能力不足，對(duì)子單元或組件的熱/噪聲試驗(yàn)、熱/振動(dòng)/噪聲等耦合試驗(yàn)時(shí)，聲壓級(jí)和溫度加載能力不足，難以覆蓋型號(hào)全飛行包線下的載荷環(huán)境；（3）加熱方法主要使用石英燈組，缺少大熱流加熱能力，難以滿足強(qiáng)噪聲背景氣流環(huán)境下的高溫加載需求；（4）缺少低氧環(huán)境聯(lián)合試驗(yàn)?zāi)芰?，無法滿足型號(hào)研制對(duì)試驗(yàn)的需求；（5）缺少熱聲載荷聯(lián)合控制能力；（6）缺少多場耦合環(huán)境下的關(guān)鍵參數(shù)先進(jìn)測量手段，導(dǎo)致現(xiàn)有試驗(yàn)中的數(shù)據(jù)獲取與精確性不高。

3多場耦合未來發(fā)展趨勢(shì)

雖然國內(nèi)外已針對(duì)高超聲速飛行器在多場耦合環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題開展了一系列從多場耦合設(shè)計(jì)到分析再到試驗(yàn)的研究，但客觀來講，目前多場耦合問題研究成果遠(yuǎn)沒有達(dá)到滿足高超聲速飛行器研制需求的技術(shù)水平。技術(shù)跨度大、耦合問題復(fù)雜、學(xué)科綜合性強(qiáng)是研究人員達(dá)成的共識(shí)。

多場耦合技術(shù)得到了快速發(fā)展和深化，然而單一的分析或試驗(yàn)手段目前仍不足以處理多場耦合帶來的復(fù)雜非定常、非線性、多尺度問題，有必要綜合利用現(xiàn)有技術(shù)，形成多場耦合設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)相互指導(dǎo)、相互驗(yàn)證、相互補(bǔ)充的技術(shù)體系，才能為多場耦合問題提供更加有效的解決方案。下面分別從設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)與優(yōu)化等方面簡要梳理當(dāng)前技術(shù)層面的問題，以問題為導(dǎo)向，列出如表1所示的未來發(fā)展方向[36]。

另外，從標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范要求來看，GJB67A. 8—2008、GJB150A—2009、GJB775—2012以及MIL-STD-810G等標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范均對(duì)多場耦合試驗(yàn)提出了明確要求。隨著近年來世界主要軍事強(qiáng)國各類高超聲速飛行器型號(hào)研制進(jìn)入高峰，氣動(dòng)力、熱、噪聲、振動(dòng)等載荷帶來的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題將越來越突出，并已成為高超聲速飛行器型號(hào)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的重要考慮因素。從現(xiàn)實(shí)情況來看，當(dāng)前多場耦合方面的技術(shù)能力與型號(hào)研制的需求尚有明顯差距，亟待彌補(bǔ)。另外，多場試驗(yàn)相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)及規(guī)范也在近10年得到了不斷發(fā)展，其中大部分標(biāo)準(zhǔn)要求受限于當(dāng)前國內(nèi)整體研究水平，并沒有得到足夠的重視。從NASA、波音、俄羅斯新西伯利亞研究院、德國航空航天研究院等知名研究機(jī)構(gòu)，以及國內(nèi)各科研院所的研究進(jìn)展來看，多場基礎(chǔ)理論、高精度數(shù)值仿真與工具開發(fā)、工程問題建模與解決策略等已經(jīng)成為前沿探索熱點(diǎn)。因此，從型號(hào)研制、標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范、專業(yè)發(fā)展的趨勢(shì)來看，飛行器多場耦合設(shè)計(jì)、分析與驗(yàn)證是值得持續(xù)探索的重要方向。

4結(jié)束語

隨著近些年高超聲速飛行器的加快發(fā)展，飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)也由防熱設(shè)計(jì)逐步向熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方向轉(zhuǎn)變，熱結(jié)構(gòu)在復(fù)雜服役環(huán)境下的強(qiáng)度分析與設(shè)計(jì)作用凸顯，在這種大趨勢(shì)下，針對(duì)C/C、C/SiC等高溫材料翼、舵等結(jié)構(gòu)件開展相關(guān)的熱/力/振動(dòng)/噪聲等多場耦合研究對(duì)飛行器研制而言具有重要意義[6，37]。涉及力/熱/振動(dòng)/聲/結(jié)構(gòu)的多場耦合分析技術(shù)是復(fù)雜服役環(huán)境下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與考核的重要手段，并且在經(jīng)濟(jì)成本、時(shí)間成本和充分性等方面具有常規(guī)方法所不具備的優(yōu)勢(shì)?？梢灶A(yù)見，考慮熱、力、噪聲、振動(dòng)等載荷的耦合分析與試驗(yàn)技術(shù)，將是未來一段時(shí)間內(nèi)的研究熱點(diǎn)，也是我國高超聲速飛行器研制過程中必須攻克的一個(gè)難題[38]。

從型號(hào)研制的角度來看，航空航天飛行器的多物理場耦合問題伴隨著飛行器的整個(gè)發(fā)展過程，特別是近年來，隨著高超聲速飛行器的發(fā)展，多物理場耦合問題已成為一個(gè)重要的熱門方向。

從學(xué)科發(fā)展的角度來看，力/熱/聲/結(jié)構(gòu)等多物理場耦合問題屬于多學(xué)科交叉的前沿科學(xué)問題，是流場、溫度場、應(yīng)力場等多個(gè)場之間的高度耦合，非定常、非線性、多尺度等特性明顯，其物理過程和數(shù)學(xué)模型非常復(fù)雜，其耦合機(jī)理與建模方法尚未完全成熟，仍需不斷探索[39-40]。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡介

鄒學(xué)鋒（1985-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：聲振與多場耦合。

Tel：029-88268265

E-mail：zouxf1114@126.com

潘凱（1980-）男，碩士，研究員。主要研究方向：航空聲學(xué)與振動(dòng)。

Tel：029-88268265

E-mail：pankai.er@126.com

燕群（1983-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：噪聲與噪聲控制、發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度。

Tel：029-88268206

E-mail：qunyan_ac@163.com

郭定文（1966-）男，碩士，研究員。主要研究方向：聲疲勞。Tel：029-88268265

E-mail：guodingwen@126.com

劉小川（1983-）男，博士，研究員。主要研究方向：結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)沖擊動(dòng)力學(xué)。

Tel：029-88268805

E-mail：liuxiaochuan@cae.ac.cn

Overview of Dynamic Strength of Hypersonic Vehicle Structure in Multi-field Coupling Environment

Zou Xuefeng1，2，Pan Kai1，2，*，Yan Qun1，2，Guo Dingwen1，2，Liu Xiaochuan1

1. AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xian 710065，China 2. Aviation Science and Technology Key Laboratory of Aeronautical Acoustics and Vibration Intensity，Xian 710065，China

Abstract： Hypersonic vehicle is currently one of the most active research fields in the international aerospace industry， severe aerodynamic heat/force/noise and other multi-field coupled load environments have brought severe challenges to the strength of the lightweight/functional integrated structure of the aircraft， which has become a key factor affecting the development of aircraft. This paper describe the main coupled load environment characteristics of hypersonic vehicles under different flight envelopes， according to the requirements of aircraft material and structure design， several types of typical hypersonic aircraft structure multi-field coupling dynamics problems are explained， the research progress of related heat/force/vibration/noise and other multi-field coupling technologies at home and abroad are reviewed， and the key technologies of dynamic analysis and test of aircraft structure under different coupling environments are discussed in detail. Finaly the main development direction of future multi-field coupling is summarized through analysis of the current situation and development trend of multi-field coupling technology.

Key Words： hypersonic； multi-field coupling； dynamic response； thermal acoustic； ground test