[發明專利]一種用于熱防護結構的疲勞特性分析方法和系統

有效

• 申請號: 201711045655.0
• 申請日: 2017-10-31
• 公開（公告）號: CN108333066B
• 公開（公告）日: 2019-03-05
• 發明（設計）人: 宋月娥;曹杰;熊強;馬寅魏;王洋;韓樂;李晶;袁豪杰
• 申請（專利權）人: 北京空天技術研究所
• 主分類號: G01N3/36
• 分類號: G01N3/36;G01M13/00
• 代理公司: 北京五洲洋和知識產權代理事務所(普通合伙) 11387
• 代理人: 劉春成

本申請提供了一種用于熱防護結構的疲勞特性分析方法，該方法的步驟包括：對多個待分析試件進行靜力試驗，確定用于疲勞試驗的最大控制載荷和最小控制載荷；基于最小控制載荷和最大控制載荷，以預定的交變載荷周期，對多個待分析試件進行疲勞試驗；根據待分析試件的斷口形貌對比，確定待分析試件的主要破壞載荷。本申請所述技術方案能夠真實模擬熱防護結構的使用載荷條件，提高對熱防護結構的疲勞特性的分析可靠性，并且對于工程評價薄壁熱防護結構具有及其實用和便于實施的優點。

技術領域

本申請涉及飛行器性能分析領域，尤其涉及一種采用疲勞試驗裝置評價夾層縫合式熱防護結構耐受脈動壓力載荷性能的疲勞特性試驗分析方法和系統。

背景技術

亞音速及飛行馬赫數小于4的超音速飛行器面臨的氣動加熱問題并不嚴重，因此飛行器外表面多為金屬承載結構。對于金屬材料設計的結構來說，其結構強度、剛度及韌性均較好，并不需要單獨考慮氣流脈動壓力的影響。高超聲速飛行器長時間高馬赫數(Ma＞5)在大氣層內飛行，飛行器表面面臨著嚴酷的氣動加熱環境，傳統的金屬材料已經不能滿足大面積使用的要求，通常需要進行外防熱結構設計。本發明中提出的夾心縫合式熱防護結構是一種綜合性能優異的新型熱防護結構，由于其采用了分層結構設計，表層防熱面板為薄壁陶瓷材料，因此需要重點關注氣流脈動壓力的影響。

傳統的氣流脈動壓力多采用激波風洞進行模擬，該類試驗裝置存在系統復雜程度高，試驗可持續時間短的問題，無法真實模擬熱防護結構的使用載荷條件，也難以用于評價熱防護結構的使用可靠性。

發明內容

為解決上述技術問題之一，本申請提供了一種用于熱防護結構的疲勞特性分析方法，該方法的步驟包括：

對多個待分析試件進行靜力試驗，確定用于疲勞試驗的最大控制載荷和最小控制載荷；

基于最小控制載荷和最大控制載荷，以預定的交變載荷周期，對多個待分析試件進行疲勞試驗；

根據待分析試件的斷口形貌對比，確定待分析試件的主要破壞載荷。

優選地，所述待分析試件為微納尺度多孔材料構成的夾心縫合式熱防護結構上的織物單元。

優選地，所述對待分析試件進行靜力試驗，確定用于疲勞試驗的最大控制載荷和最小控制載荷的步驟包括：

對多個待分析試件進行靜力試驗，并記錄每個待分析試件的破壞載荷P；

將90％P_min，P_min為最小破壞載荷，作為疲勞試驗的最大控制載荷N_max，并將1/2N_max作為疲勞試驗的最小控制載荷。

優選地，所述預定的交變載荷周期為：c＝T×a，其中，a為氣動力脈動壓力能量集中頻率，t為熱防護結構使用時間。

優選地，所述基于最小控制載荷和最大控制載荷，以預定的交變載荷周期，對多個待分析試件進行疲勞試驗的步驟中疲勞試驗結束的截止時間為：

疲勞試驗過程中若所有待分析試件斷裂或達到預設交變載荷周期，則試驗停止，并記錄疲勞試驗經歷的交變載荷周期。

優選地，所述根據待分析試件的斷口形貌對比，確定待分析試件的主要破壞載荷的步驟還包括：

將待分析試件的靜力試驗的斷口和疲勞試驗過程中斷裂的待分析試件的斷口進行對比，判斷該樣件的主要破壞載荷。

優選地，所述根據待分析試件的斷口形貌對比，確定待分析試件的主要破壞載荷的步驟還包括：

將達到預設交變載荷周期時，經過疲勞試驗后沒有斷裂的待分析試件進行靜力試驗，并記錄剩余強度；

將待分析試件的疲勞試驗前的靜力試驗的斷口、疲勞試驗的斷口和疲勞試驗后的斷口進行對比，判斷該樣件的主要破壞載荷。