王曉飛，王圣剛，麻連凈

（北京機(jī)電工程研究所，北京100074）

0 引言

碳纖維增韌碳化硅基（C/SiC）復(fù)合材料20世紀(jì)90 年代起用于摩擦領(lǐng)域，后隨著現(xiàn)代航空航天技術(shù)發(fā)展得到大量研究和應(yīng)用。其基體材料碳化硅是一種典型的超高硬度材料，硬度僅次于金剛石和CBN，但脆性易碎；C/SiC復(fù)合材料克服了單一碳化硅的這一缺點(diǎn)，具有高比強(qiáng)度、高比模量、耐高溫、耐磨損、抗氧化以及抗熱振性能好的突出特點(diǎn)，是理想的航空航天熱結(jié)構(gòu)材料。

在大氣層內(nèi)高速飛行的航天器要承受氣動加熱和噪聲復(fù)合環(huán)境，會引起航天器表面結(jié)構(gòu)材料的物性參數(shù)變化，改變結(jié)構(gòu)溫度場、熱應(yīng)力分布和動力學(xué)特性，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)出現(xiàn)熱噪聲疲勞破壞，嚴(yán)重影響航天器表面結(jié)構(gòu)的耐久性和完整性。開展熱噪聲地面試驗(yàn)可以模擬航天器飛行過程中的熱噪聲復(fù)合環(huán)境，是驗(yàn)證航天器表面結(jié)構(gòu)性能的重要手段。

目前，國內(nèi)對于C/SiC復(fù)合材料的研究主要集中在靜載荷材料性能方面，而對材料在熱噪聲等復(fù)雜載荷環(huán)境下的性能研究較少；在已開展的熱噪聲試驗(yàn)中，針對典型平板結(jié)構(gòu)開展的較多，針對能反映飛行器真實(shí)情況的復(fù)雜結(jié)構(gòu)的較少。因此，開展復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的熱噪聲試驗(yàn)研究十分必要。

本文針對一種典型的C/SiC 蒙皮骨架構(gòu)型件開展熱噪聲試驗(yàn)研究，對試驗(yàn)件、試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)方法等進(jìn)行介紹，對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，研究C/SiC構(gòu)型件的失效模式，驗(yàn)證其熱噪聲環(huán)境適應(yīng)性。

1 試驗(yàn)件

本次試驗(yàn)的目的是為了摸清一種典型C/SiC蒙皮骨架結(jié)構(gòu)在高溫高噪聲復(fù)合條件下的失效模式及環(huán)境適應(yīng)性，故選擇該結(jié)構(gòu)的C/SiC構(gòu)型件作為試驗(yàn)件。試驗(yàn)件外形為開口盒子形狀（如圖1所示），尺寸為360 mm×200 mm×32 mm，盒子中央蒙皮厚2 mm，兩側(cè)夾持區(qū)蒙皮厚6 mm，加筋厚度為4 mm；試驗(yàn)件由蒙皮、橫筋、縱筋相互搭接并用?3鉚釘鉚接，兩側(cè)各有3個安裝孔，用于與試驗(yàn)工裝連接。

圖1 試驗(yàn)件構(gòu)型Fig.1 Schematic diagram of the test piece

2 試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)方法

本次試驗(yàn)采用行波管熱噪聲系統(tǒng)。該系統(tǒng)由基于行波管的噪聲系統(tǒng)和基于石英燈的加熱系統(tǒng)組成。

行波管是由平行管道構(gòu)成的行波噪聲設(shè)備，由電動氣流揚(yáng)聲器產(chǎn)生的高聲強(qiáng)噪聲通過喇叭段過渡進(jìn)入試驗(yàn)段，沿試驗(yàn)管道傳播，以掠入射方式施加在試驗(yàn)件表面，可以實(shí)現(xiàn)高聲強(qiáng)的噪聲激勵，適用于壁板結(jié)構(gòu)聲疲勞試驗(yàn)、機(jī)載設(shè)備耐噪聲功能試驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)，以及小型試件在材料、工藝、結(jié)構(gòu)等方面的耐噪聲性能試驗(yàn)。本次試驗(yàn)采用的行波管試驗(yàn)段最大窗口尺寸為1.2 m×1.2 m，橫截面為1.4 m×0.3 m，配置有高頻揚(yáng)聲器和低頻揚(yáng)聲器，可產(chǎn)生GJB 150.17A—2009中規(guī)定的165 dB及以下的噪聲試驗(yàn)譜型。

加熱系統(tǒng)為由石英燈管組成的平板式電輻射加熱器，布置于行波管壁板的預(yù)留窗口外側(cè)；石英燈輻射光透過窗口對試驗(yàn)件進(jìn)行加熱，使試驗(yàn)件表面達(dá)到預(yù)定溫度。本次試驗(yàn)采用的石英燈加熱器是基于鎢發(fā)熱絲，背面帶有反射鍍膜，且在燈頭處具有水冷功能，可實(shí)現(xiàn)最高1200℃的加熱能力。

行波管熱噪聲系統(tǒng)對試驗(yàn)件同時進(jìn)行噪聲考核與熱考核，模擬飛行時的氣動熱噪聲復(fù)合環(huán)境，監(jiān)測試驗(yàn)件的溫度、振動、環(huán)境噪聲等參數(shù)變化及結(jié)構(gòu)的破壞情況，實(shí)現(xiàn)對典型結(jié)構(gòu)抗熱噪聲性能的評價。本試驗(yàn)的行波管熱噪聲系統(tǒng)架構(gòu)及實(shí)物分別如圖2和圖3所示。

在試驗(yàn)中，用4 根耐高溫金屬絲通過C/SiC 構(gòu)型件四角位置的安裝孔，將構(gòu)型件上下懸拉于行波管內(nèi)，使之與行波管噪聲氣流傳播方向平行，見圖4。這種安裝形式可以減少試驗(yàn)件對聲場的擾動，使行波場施加于試驗(yàn)件側(cè)面，同時可防止試驗(yàn)件受噪聲氣流吹動而與行波管管壁發(fā)生磕碰，亦可防止由噪聲引起的行波管管壁振動傳遞到試驗(yàn)件上。

圖2 行波管熱噪聲系統(tǒng)架構(gòu)Fig.2 Schematic diagram of the progressive wave tube thermal-acoustic system

圖3 行波管熱噪聲系統(tǒng)實(shí)物Fig.3 The progressive wavetubethermal-acoustic system

圖4 C/SiC 構(gòu)型件安裝狀態(tài)Fig.4 Installation of C/SiC configuration specimen

按試驗(yàn)設(shè)計(jì)要求，試驗(yàn)件的一側(cè)同時作為噪聲和熱環(huán)境的受試面。在試驗(yàn)件受熱一側(cè)的中心位置布置溫度測點(diǎn)，采用K 型熱電偶溫度傳感器測溫。加熱器一側(cè)的行波管管壁上預(yù)留有與試驗(yàn)件匹配的窗口。該窗口采用與加熱器背板的一體化設(shè)計(jì)，可有效實(shí)現(xiàn)加熱效率的最大化，并盡量降低其對聲場均勻性的影響。傳聲器安裝在相對于加熱器沿噪聲氣流的上風(fēng)區(qū)，以避免高溫對傳聲器的影響。試驗(yàn)件、傳聲器和加熱器間的位置關(guān)系參見圖2。

試驗(yàn)首先進(jìn)行熱環(huán)境調(diào)試，在不加載噪聲但有氣流的條件下，獲取加熱功率曲線，記錄試驗(yàn)件溫度控制曲線加載歷程。試驗(yàn)過程中，閉環(huán)控制加熱功率，使試驗(yàn)件溫度分別從室溫達(dá)到400、800、1000、1200 ℃，每個溫度工況持續(xù)3 min。然后進(jìn)行噪聲環(huán)境調(diào)試，由低量級逐步進(jìn)行噪聲加載，最終達(dá)到163 dB，并記錄加載時間。最后進(jìn)行噪聲環(huán)境和熱環(huán)境同時施加的正式試驗(yàn)，每個溫度工況下噪聲環(huán)境持續(xù)3 min，每個試驗(yàn)工況后檢查試驗(yàn)件狀態(tài)。復(fù)合環(huán)境加載過程中，要注意加熱和噪聲兩個系統(tǒng)控制的時序協(xié)調(diào)性，確保溫度和噪聲同時達(dá)到指定量級。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

本次參試的C/SiC 試驗(yàn)件是模擬航天器典型蒙皮骨架結(jié)構(gòu)的構(gòu)型件，蒙皮部分和連接環(huán)節(jié)對噪聲、高溫?zé)釠_擊載荷非常敏感，通常為結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)，也是結(jié)構(gòu)可靠性重點(diǎn)關(guān)注的對象。C/SiC蒙皮骨架結(jié)構(gòu)的可能失效模式包括連接鉚釘破壞、連接部位的局部蒙皮破壞、蒙皮失穩(wěn)破壞和骨架破壞等。

本次試驗(yàn)的噪聲量級為163 dB（參考聲壓為20μPa），頻率范圍50～10 000 Hz，譜形見圖5；溫度量級依次為400、800、1000、1200℃，共4個臺階。在每個溫度臺階，指定量級的溫度和163 dB噪聲需同時施加3 min，然后觀察試驗(yàn)件是否被破壞。試驗(yàn)過程中的噪聲控制譜形見圖6，最高溫度（1200℃）臺階的溫度控制曲線見圖7。

圖5 噪聲試驗(yàn)1/3倍頻程聲譜Fig.5 The 1/3 octave band spectrogram of acoustic test

圖6 噪聲控制譜形Fig.6 Noise control spectrum

圖7 1200℃溫度控制曲線Fig.7 1200℃ temperature control curve

在400、800、1000℃熱噪聲試驗(yàn)結(jié)束后，對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，未發(fā)現(xiàn)破壞情況。1200℃熱噪聲試驗(yàn)結(jié)束后，對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)件表面出現(xiàn)裂紋，見圖8圈注。根據(jù)對C/SiC構(gòu)型件的試驗(yàn)前分析和試驗(yàn)后檢測，本次試驗(yàn)中試驗(yàn)件的破壞情況符合預(yù)期的蒙皮失穩(wěn)破壞失效模式。

圖8 試驗(yàn)件表面裂紋情況Fig.8 Surfacecrack on the test piece

4 結(jié)束語

本次試驗(yàn)采用基于行波管的熱噪聲試驗(yàn)系統(tǒng)對典型的C/SiC蒙皮骨架復(fù)雜構(gòu)型件同時施加噪聲考核與熱考核，獲得了有效的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，摸清了該構(gòu)型件的失效模式，達(dá)到了驗(yàn)證高速航天器典型結(jié)構(gòu)熱噪聲復(fù)合環(huán)境適應(yīng)性的目的。

本次試驗(yàn)也標(biāo)志著國內(nèi)行波管熱噪聲試驗(yàn)技術(shù)日臻成熟，可以更好地為相關(guān)產(chǎn)品的研制提供試驗(yàn)服務(wù)。

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