考慮邊界約束條件的C/SiC壁板熱屈曲試驗研究

吳振強 宮文然 程昊 賈洲俠 方國東

考慮邊界約束條件的C/SiC壁板熱屈曲試驗研究

吳振強1宮文然1程昊1賈洲俠1方國東2

(1 北京強度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京 100076；2 哈爾濱工業(yè)大學(xué)特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國防科技重點實驗室，哈爾濱 150080)

當(dāng)熱變形受到限制或承受非均勻溫度場時，復(fù)合材料壁板易發(fā)生熱屈曲現(xiàn)象，導(dǎo)致出現(xiàn)分層或改變了結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特性，嚴(yán)重影響著飛行器結(jié)構(gòu)的完整性。本文選取典型C/SiC壁板為試驗件，設(shè)計了水冷邊界工裝，采用雙向限制位移方法模擬試驗件的邊界約束狀態(tài)?；谑艏訜嵫b置，開展了不同升溫速率下的熱屈曲試驗，采用熱像儀和數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)等測試獲取了真實的溫度場和變形場。同時開展了不同溫度狀態(tài)下的熱模態(tài)試驗。依據(jù)壁板中心點離面位移變化和第1階固有頻率變化計算得到熱屈曲臨界溫度，并作對比分析，可為熱防護結(jié)構(gòu)設(shè)計和力熱試驗驗證提供技術(shù)支撐。

C/SiC壁板；熱變形；熱屈曲臨界溫度；離面位移；固有振動頻率

0 引言

為滿足耐高溫和輕質(zhì)化的設(shè)計要求，飛行器機身和機翼結(jié)構(gòu)多采用耐高溫合金或防熱承載一體化的高溫復(fù)合材料薄壁結(jié)構(gòu)[1-2]。在高馬赫數(shù)巡航飛行或再入過程中會經(jīng)歷嚴(yán)酷的氣動力、氣動熱、振動、噪聲等多場服役環(huán)境，當(dāng)熱變形受到限制或承受非均勻溫度場時，蒙皮結(jié)構(gòu)在熱應(yīng)力作用下易發(fā)生永久性的屈曲變形或局部熱屈曲現(xiàn)象，改變了結(jié)構(gòu)的動力學(xué)響應(yīng)特征，復(fù)合材料壁板局部還會出現(xiàn)強度破壞如分層等，嚴(yán)重影響著飛行器結(jié)構(gòu)的完整性，成為制約飛行器結(jié)構(gòu)強度分析和重復(fù)使用性能評估的關(guān)鍵技術(shù)瓶頸[3-7]。

從20世紀(jì)90年代開始，NASA就針對鈦合金、金屬基復(fù)合材料的典型加筋壁板結(jié)構(gòu)開展了大量熱屈曲工程試驗和仿真研究[8,9]。我國對壁板結(jié)構(gòu)的熱屈曲分析與試驗技術(shù)的研究也十分關(guān)注，航空航天領(lǐng)域?qū)I(yè)研究所把熱屈曲試驗作為結(jié)構(gòu)熱強度試驗的重要組成部分[4,5]。此外，熱屈曲分析對薄壁結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)、結(jié)構(gòu)動力學(xué)響應(yīng)分析和動強度評估也十分重要，成為薄壁結(jié)構(gòu)動力學(xué)響應(yīng)分析的前提條件。文獻[10]從解析法、有限元法和試驗技術(shù)等方面總結(jié)了壁板結(jié)構(gòu)熱屈曲行為的研究進展，給出了通過試驗確定熱屈曲臨界溫度的方法。文獻[11]從X-15、空天飛機研究計劃的工程實際需求出發(fā)，對平板的熱屈曲理論、熱結(jié)構(gòu)壁板的仿真和工程結(jié)構(gòu)的熱屈曲試驗技術(shù)等進行了總結(jié)。

近年來，國內(nèi)高校和研究所開展了較多的熱屈曲試驗研究，其中高校多集中在新型熱防護結(jié)構(gòu)的熱屈曲行為研究，一般采用高溫箱作為加熱裝置，試驗件尺寸不大，溫度場比較均勻。如文獻[12]采用高溫箱和固定框架對輕質(zhì)金屬點陣夾層板的熱屈曲性能進行研究；如文獻[13]采用高溫箱和萬能試驗機對點陣加芯鋁板在熱載荷下的穩(wěn)定性問題進行研究，分析了面板厚度及夾芯桿件的粘結(jié)程度對試驗件整體屈曲和局部屈曲的影響。針對工程結(jié)構(gòu)熱屈曲試驗的需求，國內(nèi)采用石英燈陣加熱方法對加筋壁板結(jié)構(gòu)的熱屈曲試驗和試驗流程進行了研究[14,15]。熱屈曲試驗中試驗件變形的測試是進行熱屈曲行為研究和熱屈曲臨界溫度計算的關(guān)鍵參數(shù)，以數(shù)字圖像相關(guān)為基礎(chǔ)的熱環(huán)境下變形測試技術(shù)在熱屈曲試驗中得到廣泛應(yīng)用，國內(nèi)結(jié)合紅外測溫和數(shù)字圖像相關(guān)方法，建立了溫度/變形測試方法，用于瞬態(tài)加熱環(huán)境下壁板結(jié)構(gòu)的熱屈曲行為研究[16,17]?？芍?，由于飛行器真實結(jié)構(gòu)尺寸較大，熱屈曲試驗中還要求進行較多物理參數(shù)的同時測量，采用石英燈或石墨等輻射加熱器進行熱屈曲試驗是目前工程單位的首選形式。

溫度場分布和邊界條件是影響熱屈曲試驗實施效果的關(guān)鍵因素，文獻[18]針對金屬梁結(jié)構(gòu)，采用石英燈加熱研究了非均勻溫度場對其熱屈曲行為的影響規(guī)律；文獻[19]采用石英燈加熱器和固定夾具對C/SiC壁板開展了溫度達1000℃的熱屈曲試驗，不足是試驗件與夾具之間采用螺栓固定連接，試驗中夾具和連接螺栓溫度較高，影響了試驗邊界條件。文獻[20]采用有限元方法對C/SiC壁板的熱屈曲試驗進行仿真分析，對真實的試驗邊界進行仿真模擬。文獻[21]為減小邊界條件對試驗結(jié)果的影響，設(shè)計了兼有加熱和冷卻功能的壓板用于加筋板的熱屈曲試驗。此外，復(fù)合材料壁板通常在開展熱屈曲試驗后，還需要開展熱振動/熱噪聲等試驗，試驗邊界的連接松動或變形引起壁板結(jié)構(gòu)的固有振動特性改變，將導(dǎo)致壁板結(jié)構(gòu)動力學(xué)響應(yīng)分析和動強度評估困難。

本文面向熱防護結(jié)構(gòu)性能評估需求，選取典型的平紋編織C/SiC復(fù)合材料壁板為試驗件，設(shè)計了特定的水冷邊界工裝夾具，基于螺栓采用雙向限制位移方法模擬試驗件的邊界約束狀態(tài)。采用石英燈加熱裝置，開展了不同升溫速率下的熱屈曲試驗，采用熱像儀和數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)，測試獲取了試驗件真實的溫度場和變形場分布，同時開展了不同溫度狀態(tài)下的熱模態(tài)試驗。依據(jù)試驗件中心點離面位移變化和第1階固有頻率的變化計算得到熱屈曲臨界溫度，并作對比分析，可為熱防護薄壁結(jié)構(gòu)設(shè)計和力熱試驗驗證提供技術(shù)支撐。

1 試驗裝置與試驗方法

1.1 壁板結(jié)構(gòu)熱屈曲試驗裝置

壁板結(jié)構(gòu)的熱屈曲試驗裝置如圖1所示[10,19]，采用石英燈組成的輻射加熱器對試驗件單面進行加熱，選用長度50cm的1kW石英燈，可控硅電源通過反饋的熱電偶測試溫度信號對加熱器進行控制，試驗件通過設(shè)計的安裝夾具固定在地面支撐支架上，試驗件溫度采用熱電偶和紅外熱像儀進行測試。輻射加熱環(huán)境下，試驗件的固有頻率采用敲擊和激光測振的方法進行測量[7]。

圖1 熱屈曲試驗裝置示意圖

1.2 安裝邊界及試驗件測點

試驗件采用CVI工藝的平紋編織C/SiC平板，厚度為1.5mm，尺寸為380mm×260mm，加熱面積為350mm×230mm。試驗件加熱面采用4個K型熱電偶進行測試，測點T1和T2位于試驗件的中心，T3和T4位于試驗件的邊部，在試驗件背熱面采用紅外熱像儀進行溫度場測量，如圖2所示。位移計測點DM-1位于試驗件受熱面的中心，位移計的頂端采用石英桿，穿過石英燈加熱器進行測量。采用數(shù)字圖像相關(guān)（DIC）設(shè)備從背熱面對試驗件變形場進行測量，試驗件表面制備高溫散斑，為消除石英燈輻射加熱器的影響，采用藍光LED光源進行測量。試驗件四周的約束方式如圖3所示，采用螺栓和壓板限制試驗件四周的面內(nèi)位移和面外位移，通水對試驗夾具進行冷卻。

圖2 測點位置

圖3 安裝夾具和試驗件

1.3 試驗狀態(tài)與試驗過程

包含4個試驗狀態(tài)：狀態(tài)(1)：以0.2℃/s升溫到300℃的熱屈曲試驗；狀態(tài)(2)：以0.5℃/s升溫到500℃的熱屈曲試驗；狀態(tài)(3)：以0.5℃/s升溫到400℃的熱屈曲試驗；狀態(tài)(4)：室溫～500℃間隔穩(wěn)態(tài)條件下固有頻率獲取試驗。

具體實施過程可見圖4，以0.2℃/s升溫時，數(shù)字圖像測試設(shè)備每隔2℃采集1次，以0.5℃/s升溫時，數(shù)字圖像測試設(shè)備每隔2℃采集1次，固有頻率測試每間隔50℃進行一次測試，局部溫度范圍采取間隔10℃進行測試。

圖4 試驗過程圖

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 溫度測試結(jié)果

采用石英燈加熱器以不同的升溫速率對試驗件進行加熱，各個測點熱電偶測試溫度隨時間的變化曲線如圖5所示，以試驗件一個中心測點的熱電偶測量值進行反饋控制?？芍?dāng)以升溫速率0.2℃/s升溫時，中心測點T1和T2溫度相差不大，當(dāng)中心控制點溫度為200.0℃，T3測點溫度為187.5℃，T4溫度為142.5℃。以升溫速率為0.5℃/s升溫時，當(dāng)中心控制點溫度為500℃, T3測點溫度為484.3℃，T4測點溫度為276.6℃，可知試驗件邊部與中心點溫度有一定溫差。

圖5 熱電偶溫度時間變化曲線

采用熱像儀對加熱過程中試驗件的溫度場進行測量，并把中心點溫度與熱電偶測試的溫度進行對比。選取以0.5℃/s升溫到500℃的測試狀態(tài)進行分析，測試的50℃、100℃、200℃和500℃的溫度場分布如圖6所示，由于石英燈加熱器的加熱特點和水冷邊界的影響，試驗件溫度場的分布呈現(xiàn)中心部位高，四周邊界溫度低的分布特點，試驗件的上側(cè)邊界比下側(cè)略高。

2.2 變形場DIC測試結(jié)果

在試驗件以0.5℃/s升溫到500℃的過程中，選取50℃、100℃、300℃和500℃時的離面位移場進行分析，測試結(jié)果如圖7所示?？芍珻/SiC復(fù)合材料壁板在加熱過程中，試驗件向受熱面一側(cè)進行彎曲，發(fā)生了離面的熱變形，其中試驗件離面位移的等高線基本呈環(huán)狀分布，最大值位于試驗件中心附近，也反映出熱屈曲夾具設(shè)計的合理性。在加熱的過程中，離面位移逐漸增大，當(dāng)試驗件溫度達500℃時，試驗件最大的離面位移約為2.24mm。

圖6 試驗件溫度場分布

圖7 離面位移場分布圖

2.3 基于離面位移的熱屈曲臨界溫度判定

文中采用接觸式位移計和非接觸的DIC設(shè)備分別獲得了加熱過程中試驗件中心測點的離面位移隨時間的變化曲線。其中采用接觸式位移計對試驗件加熱面的中心位置點進行測量，試驗數(shù)據(jù)如圖8所示，測試結(jié)果均為正值，表明試驗件中心向加熱器方向突出。文獻[17]對熱屈曲臨界溫度的判定方法進行了總結(jié)，主要包含拐點法、South-well方法、應(yīng)變分離法等。此處采用拐點法，求出曲線相鄰兩段的曲線斜率，兩曲線交叉點處即為熱屈曲臨界溫度值。采用位移計三次加熱曲線下獲得試驗件的臨界熱屈曲試驗溫度基本相同，由此判斷出的熱屈曲臨界溫度cr約為211.6℃。

基于DIC測試的試驗件中心離面位移隨溫度的變化如圖9所示，可知當(dāng)試驗件中心溫度最高到500℃時，測試結(jié)果顯示為負值，采用拐點法計算出C/SiC平板試驗件的熱屈曲臨界溫度約為T=209.9℃。

圖8 中心點離面位移隨溫度變化曲線

圖9 中心點離面位移隨溫度變化曲線(DIC)

2.4 基于固有頻率的熱屈曲臨界溫度判斷

針對安裝后的試驗件，采用同一石英燈加熱器進行加熱，當(dāng)試驗件中心溫度達到指定溫度后保持穩(wěn)定，通過敲擊法測試獲取試驗件的第1階固有頻率。首先從常溫至500℃，每間隔50℃，開展一次熱模態(tài)試驗，分別獲得每個穩(wěn)定時間段的固有頻率。隨后，為了更準(zhǔn)確獲得固有頻率隨溫度的變化規(guī)律，在熱屈曲臨界溫度附近增加幾個溫度狀態(tài)開展熱模態(tài)試驗，最后獲得試驗件的第1階固有頻率如表1所示?？芍?，常溫環(huán)境下，試驗件的第1階固有頻率為245.0Hz，當(dāng)溫度增加到500℃，試驗件的固有頻率為367.5Hz。

表1 壁板第1階固有頻率

圖10 第1階固有頻率隨溫度變化

C/SiC壁板第1階固有頻率隨溫度的變化曲線如圖10所示，在整個試驗過程中，試驗件不同測點的溫度呈階梯狀變化，每個指定溫度狀態(tài)中，試驗件的溫度保持相對穩(wěn)定，在整個加熱過程中，試驗件第1階頻率呈現(xiàn)先下降再升高的特征。此處仍采用拐點法，獲得了試驗件的熱屈曲臨界溫度T=230.6℃左右。對比可知，此處采用位移計、DIC設(shè)備測試面外位移變化和基于固有頻率變化計算都分別獲得了試驗件的熱屈曲臨界溫度，在目前的安裝狀態(tài)下，可判定試驗件在209℃～230℃之間發(fā)生了熱屈曲現(xiàn)象。

3 結(jié)論

1）設(shè)計了特定的熱屈曲水冷試驗夾具，有效限制了試驗件邊部的面內(nèi)位移和面外位移，近似模擬了固支邊界的約束條件，避免了熱屈曲或熱振動/熱噪聲試驗中試驗件的滑動和熱應(yīng)力松弛現(xiàn)象，保證了C/SiC壁板熱屈曲試驗正常實施。

2）在加熱條件下，C/SiC壁板離面位移基本呈環(huán)狀分布。在300℃時，試驗件的最大離面位移約0.86mm；在500℃時，試驗件的最大離面位移約2.24mm。

3）在設(shè)計的熱屈曲夾具下，通過石英燈加熱，由于熱膨脹效應(yīng)試驗件出現(xiàn)了熱屈曲現(xiàn)象。通過采用位移計、DIC測試試驗件中心點的離面位移和通過熱模態(tài)試驗測試獲得固有頻率隨溫度的變化曲線，對C/SiC平板的熱屈曲行為進行研究，計算獲得了試驗件的熱屈曲臨界溫度在209℃～230℃。

[1] Christopher L C.High speed flight vehicle structure: an overview [J].Journal of aircraft, 2004, 41(5): 978-985.

[2] Glass D E.Ceramic matrix composite (CMC) thermal protection system (TPS) and hot structure for hypersonic vehicles[R].AIAA-2008-2682.

[3] 聞悅, 馬婷婷, 鄭平軍, 等.重復(fù)使用航天運輸設(shè)計與評估[J].科學(xué)通報, 2020, 65(9):764-770.[Wen Yue, Ma Tingting, Zheng Pingjun, et al.Design and assessment of reusable space transportation system[J].Chinese Science Bulletin, 2020, 65(9): 764-770.]

[4] 張正平.飛行器結(jié)構(gòu)熱噪聲強度基礎(chǔ)[M].北京, 科學(xué)出版社,2020.

[5] 強寶平.飛機結(jié)構(gòu)強度地面試驗[M].北京, 航空工業(yè)出版社, 2014.

[6] 吳振強, 程昊, 張偉, 等.熱環(huán)境對飛行器壁板結(jié)構(gòu)動特性的影響[J].航空學(xué)報, 2013, 34(2): 334-342.[Wu Zhenqiang, Cheng Hao, Zhang Wei, et al.Effects of thermal environment on dynamic properties of aerospace vehicle panel structures [J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(2): 334-342.]

[7] Cheng Hao, Li Haibo, Zhang Wei, et al.Effects of radiation heating on modal characteristics of panel structures [J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2015, 52(4): 1128-1235.

[8] Thompson R C.Thermal-structural panel buckling tests [R].NASA/TM-1991- 104243.

[9] Murphy K D, Ferreira D, Thermal buckling of rectangular Plates [J].International Journal of Solids and Structures.2001, 38(22-23): 3979-3994.

[10] 宮文然, 吳振強, 李海波, 等.飛行器壁板結(jié)構(gòu)熱屈曲分析與試驗研究進展[J].強度與環(huán)境, 2016, 43(4): 9-16.[Gong Wenran, Wu Zhenqiang, Li Haibo, et al.Review of the investigation on thermal buckling analysis and experiment for aircraft panel structures[J].Structure & Environment Engineering, 2016, 43(4): 9-16.]

[11] 任青梅.高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱屈曲行為研究進展[J].飛航導(dǎo)彈, 2018(7): 6-12.[Ren Qingmei.Advances of thermal buckling behavior of thin-walled structures for hypersonic vehicle [J].Winged Missile, 2018(7): 6-12.]

[12] 勵爭, 周潔, 李冰, 等.輕質(zhì)點陣夾芯板熱屈曲的實驗研究[J].實驗力學(xué), 2018, 33(2): 167-174.[Li Zheng, Zhou Jie, Li Bing, et al.Experimental study of thermal buckling of lightweight lattice sandwich panel [J].Journal of Experimental Mechanics, 2018, 33(2): 167-174.]

[13] Yuan W, Song H, Wang X, et al.Experimental Investigation on thermal buckling behavior of truss-core sandwich panels [J].AIAA Journal.2015, 53(4): 948-957.

[14] 從琳華, 劉寧夫.加筋壁板熱屈曲試驗方法研究[J].工程與試驗, 2017, 57(4): 33-36.[Cong Linhua, Liu Ningfu.Study on test method for thermal buckling of stiffened panel [J].Engineering& Test, 2017, 57(4): 33-36.]

[15] 吳彥增, 孫曉娜, 王成亮.基于石英燈輻射加熱的型材壓損試驗系統(tǒng)及應(yīng)用[J].工程與試驗, 2020, 60(4): 75-77.[Wu Yanzeng, Sun Xiaona, Wang Chengliang, et al.Development and application of crippling failure test system based on quartrz radiation heating [J].Engineering &Test, 2020, 60(4): 75-77.]

[16] Jin T L, Ha N S, Goo N S.A study of the thermal buckling behavior of a circular aluminum plate using the digital image correlation technique and finite element analysis [J].Thin-Walled Structure.2014, 77: 187-197.

[17] 宮文然, 王淑玉, 劉函, 等.基于溫度/變形場耦合測試的熱屈曲行為研究[J].強度與環(huán)境, 2019, 46(4): 1-10.[Gong Wenran, Wang Shuyu, Liu Han, et al.Investigation on coupled thermo-mechanical response measurement of the thermal buckling behavior [J].Structure & Environment Engineering, 2019, 46(4): 1-10.]

[18] George N, Jeyaraj P, Murigendrappa S M.Buckling of non-uniformly heated isotropic beam: experimental and theoretical investigations [J].Thin-walled Structures, 2016: 245-255.

[19] Gong W R, Liu B R, Jia Z X, et al.An experimental study of thermal buckling behavior in thin-wall structures for hypersonic aircrafts at temperatures up to 1000℃[R].AIAA 2017-2364.

[20] Xu Y J, Ren S X.Study of thermal buckling behavior of plain woven C/SiC composite plate using digital image correlation technique and finite element simulation [J].Thin-walled structures, 2018: 358-392.

[21] Percy W, Louis S, Fields R.Buckling analysis and test correlation of hat stiffened panels for hypersonic vehicles [J].AIAA-90-5219.

Thermal Buckling Tests of C/SiC Plates with the Special Restricted Boundary Conditions

WU Zhen-qiang1GONG Wen-ran1CHENG Hao1JIA Zhou-xia1FANG Guo-dong2

(1 Science and Technology on Reliability and Environmental Engineering Laboratory, Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076,China; 2 National Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments, Harbin Institute of Technology, Harbin 150080, China)

Thermal buckling of composite plate occurs easily when the thermal deformation is restricted or thermal load is not uniform.Delimitation of composite plate is also induced by the thermal buckling and the structural dynamic characteristic is also changed.It presents a significant challenge for the integrity of thermal protection structures.Here, a typical C/SiC plate is chosen, and a mounting frame is cooled by the water.The displacements along in-plane and out-of-plane directions are all restricted by this mounting frame.The testing plate is heated by a quartz lamp apparatus, and thermal buckling tests with the different heating rate are carried out.Accurate temperature field is measured by the thermal imaging system.The deformation field is gained by a digital image correlation (DIC) system.Moreover, thermal modal tests are executed within different thermal environments.The critical buckling temperatures based on out-of-plane displacement and the first natural frequency are calculated and compared.These results are very vital to structure design and thermal-mechanical tests.

C/SiC plate; Thermal deformation; Critical thermal buckling temperature; Out-of-plane displacement; Natural vibration frequency

V416.4

A

1006-3919(2021)06-0017-07

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.06.003

2021-07-29；

2021-12-01

國家自然科學(xué)基金聯(lián)合基金項目 (U20B2002)；重點實驗室基金項目(6142905193210)；

吳振強（1979—），男，博士，研究員，研究方向：力熱復(fù)合試驗技術(shù)：(100076)北京9200信箱72分箱.