[发明专利]一种用于热防护结构的疲劳特性分析方法和系统

说明书

本申请提供了一种用于热防护结构的疲劳特性分析方法，该方法的步骤包括：对多个待分析试件进行静力试验，确定用于疲劳试验的最大控制载荷和最小控制载荷；基于最小控制载荷和最大控制载荷，以预定的交变载荷周期，对多个待分析试件进行疲劳试验；根据待分析试件的断口形貌对比，确定待分析试件的主要破坏载荷。本申请所述技术方案能够真实模拟热防护结构的使用载荷条件，提高对热防护结构的疲劳特性的分析可靠性，并且对于工程评价薄壁热防护结构具有及其实用和便于实施的优点。

技术领域

本申请涉及飞行器性能分析领域，尤其涉及一种采用疲劳试验装置评价夹层缝合式热防护结构耐受脉动压力载荷性能的疲劳特性试验分析方法和系统。

背景技术

亚音速及飞行马赫数小于4的超音速飞行器面临的气动加热问题并不严重，因此飞行器外表面多为金属承载结构。对于金属材料设计的结构来说，其结构强度、刚度及韧性均较好，并不需要单独考虑气流脉动压力的影响。高超声速飞行器长时间高马赫数(Ma＞5)在大气层内飞行，飞行器表面面临着严酷的气动加热环境，传统的金属材料已经不能满足大面积使用的要求，通常需要进行外防热结构设计。本发明中提出的夹心缝合式热防护结构是一种综合性能优异的新型热防护结构，由于其采用了分层结构设计，表层防热面板为薄壁陶瓷材料，因此需要重点关注气流脉动压力的影响。

传统的气流脉动压力多采用激波风洞进行模拟，该类试验装置存在系统复杂程度高，试验可持续时间短的问题，无法真实模拟热防护结构的使用载荷条件，也难以用于评价热防护结构的使用可靠性。

发明内容

为解决上述技术问题之一，本申请提供了一种用于热防护结构的疲劳特性分析方法，该方法的步骤包括：

对多个待分析试件进行静力试验，确定用于疲劳试验的最大控制载荷和最小控制载荷；

基于最小控制载荷和最大控制载荷，以预定的交变载荷周期，对多个待分析试件进行疲劳试验；

根据待分析试件的断口形貌对比，确定待分析试件的主要破坏载荷。

优选地，所述待分析试件为微纳尺度多孔材料构成的夹心缝合式热防护结构上的织物单元。

优选地，所述对待分析试件进行静力试验，确定用于疲劳试验的最大控制载荷和最小控制载荷的步骤包括：

对多个待分析试件进行静力试验，并记录每个待分析试件的破坏载荷P；

将90％P_min，P_min为最小破坏载荷，作为疲劳试验的最大控制载荷N_max，并将1/2N_max作为疲劳试验的最小控制载荷。

优选地，所述预定的交变载荷周期为：c＝T×a，其中，a为气动力脉动压力能量集中频率，t为热防护结构使用时间。

优选地，所述基于最小控制载荷和最大控制载荷，以预定的交变载荷周期，对多个待分析试件进行疲劳试验的步骤中疲劳试验结束的截止时间为：

疲劳试验过程中若所有待分析试件断裂或达到预设交变载荷周期，则试验停止，并记录疲劳试验经历的交变载荷周期。

优选地，所述根据待分析试件的断口形貌对比，确定待分析试件的主要破坏载荷的步骤还包括：

将待分析试件的静力试验的断口和疲劳试验过程中断裂的待分析试件的断口进行对比，判断该样件的主要破坏载荷。

优选地，所述根据待分析试件的断口形貌对比，确定待分析试件的主要破坏载荷的步骤还包括：

将达到预设交变载荷周期时，经过疲劳试验后没有断裂的待分析试件进行静力试验，并记录剩余强度；

将待分析试件的疲劳试验前的静力试验的断口、疲劳试验的断口和疲劳试验后的断口进行对比，判断该样件的主要破坏载荷。