复合材料结构高温力热试验时的声发射测试技术研究

介绍了复合材料结构在高温地面力热试验的环节面临的挑战。针对结构在高温条件下应变测量和损伤预测的难点,进行了高温声发射(AE)测试技术的研究,以CMC材料为例总结了载荷条件下AE信号的特点,介绍了在典型结构试验中的应用。最后提出了今后进一步发展的方向。     

碳基复合材料结构800℃光纤高温应变测量

本文采用自主研制的光纤高温应变复合传感器对碳基复合材料结构样件在常温～810℃范围内的高温应变测试特性进行了研究。在马弗炉内对两件碳基复合材料结构试件分别进行三次常温～810℃重复加热实验,高温应变热输出测试结果具有很好的重复性。在万能试验机上,在800℃高温环境下对碳基复合材料结构试件进行了拉伸实验,光纤高温应变复合传感器的测量值与高温引伸计的测量值具有较好的一致性。与此同时,在本文实验结果中,光纤高温复合传感器测试结果的跟随性、平滑性要优于高温引伸计的测试结果。     

高超声速飞行器结构热试验技术进展

重点介绍了美国NASA Dryden飞行研究中心近十年来开展的结构热试验技术研究,包括加热技术、温度测试、热流测试、高温应变测试、传感器安装技术、热结构无损检测等内容,以及进行的高超声速飞行器热结构试验项目.     

基于光纤光栅的编织复合材料多点热应变监测

为研究三维编织复合材料的热特性，本文利用编入编织复合材料结构的光纤Bragg光栅传感器来测量其内部多点热应变。为消除光栅自身温度受温度的影响，本文提出了用另一个自由状态光纤Bragg光栅对其进行温度补偿的方法。通过实验获得了编织复合材料的热应变与温度关系曲线。实验结果表明，碳纤维／环氧树脂三维编织复合材料结构的编织角较小时，在编织方向上的热膨胀率为负。     

高热环境下前缘结构高温应变测量

高超声速飞行器前缘在大气层中长时间飞行时受热严酷,热应力影响大,分析前缘结构热应力十分必要。在电弧风洞模拟的高热环境下采用高温应变计对高超声速飞行器前缘结构进行了高温应变测量,介绍了试验设备、试验条件、试验模型和热输出标定等,并介绍分析了碳基复合材料和某耐热合金2种材料前缘模型试验结果,同时对比了有限元计算结果,表明测量结果真实。试验应变测量最高温度600℃,试验结果表明,前缘模型侧面平板的应力状态处于合理水平。应力应变数据对于结构优化设计起到了重要作用。     

高温环境下电阻应变测试技术研究

针对改性C/C非金属材料表面高温应变测试技术的难点,本文开展了高温下电阻应变计的粘接、测试工艺研究。通过工艺摸索、试验验证,总结出了一套适合改性C/C材料的电阻应变计粘接工艺方法。试验表明:高温条件下,粘接层应变传递正常,热输出重复性优于9%。相同载荷下获取的应变值,高温与常温相差不大。新的粘接工艺能够满足改性C/C材料表面500o C条件下的高温应变测试需求,可以为结构热试验高温应变测试提供技术支撑。     

7075Al/SiCp复合材料热压缩变形的研究

采用圆柱试样在Gleeble-1500热模拟机上对7075Al／SiCp复合材料进行高温压缩变形实验，变形温度为300-500℃，应变速率为0．001-1s^-1。结果表明：7075Al／SiCp复合材料的流变应力大小受变形温度和应变速率的强烈影响，流变应力随应变的增加而逐渐增加，出现一峰值后逐渐下降；流变应力随变形温度的升高，应变速率的降低而降低。可用Zener—Hollomon参数的双曲正弦形式来描述7075Al／SiCp复合材料高温压缩变形流变应力，其变形激活能Q为279．659KJ/mol。     

3D C/C复合材料超高温剪切性能试验研究

C/C复合材料同时结合了纤维增强复合材料高性能、可设计性和碳素材料优异的高温性能和化学稳定性等优点，广泛地应用于固体火箭发动机喷管、高速飞行器头部与翼前缘等热端部件。怎样正确评价C/C复合材料的超高温力学性能，成为了其能否合理使用的关键因素之一。本文将基于C/C复合材料良好导电特性的试样直接通电加热技术与复合材料双切口压缩剪切试验技术（DNS）相结合，提出了一种可用于温度达3000℃的材料超高温剪切性能试验方法。利用该方法完成了3D C/C复合材料室温～2800℃温度范围的剪切性能试验研究，红外热像仪测试结果显示在试样标距区内温度场分布较均匀，全场应变测试系统测试结果显示在试样标距区内应变分布较均匀，室温下双边切口压缩试验方法与Iosipescu试验方法测试剪切强度具有好的一致性，该方法适用于C/C复合材料超高温剪切性能试验研究。3DC/C复合材料具有显著的剪切非线性，剪切强度在一定温度范围内随温度的升高而增加，在2400℃左右达到最大值，而后随温度增高而降低；材料的主要破坏模式为薄弱面的宏观裂纹扩展、纤维束剪切破坏与拔出。     

C/SiC舵结构热试验瞬态温度场预示技术

航天飞行器在大气层中高马赫数飞行时,会面临严酷的气动加热环境,C/SiC、C/C等高温复合材料由于具有耐高温、高比强、高比模等优点,在飞行器热结构设计中得到大量应用。为了考核热结构服役过程中的高温力学性能和完整性,需要根据飞行时序进行地面结构热环境试验,其中石英灯辐射加热装置是模拟瞬态气动热环境的一种重要手段。地面结构热试验具有不可重复、技术难度大等特点,发展结构热试验辐射热环境预示技术可以有效支撑飞行器结构地面试验验证。针对采用石英灯辐射方式加热的C/SiC复合材料舵结构热试验,建立了辐射加热动态控制过程模拟方法,基于热网络法和蒙特卡罗法获得了结构瞬态温度场分布,通过与试验数据的对比分析,验证了方法的可行性,能够为复合材料结构热试验方案优化和试验效果评估等提供技术支撑。     

光纤法布里-珀罗高温应变传感器技术进展

本文对法布里-珀罗高温应变传感器技术的发展进行了整理和总结。基于石英光纤的法布里-珀罗高温应变传感器能够应用于1000℃以下的环境,采用本征型和非本征型F-P传感器均能够对应变进行测量。对于1000℃以上的环境,以蓝宝石光纤为基础制作的传感器取得了较好的测温效果,但对应变的测试没有报道。基于蓝宝石光纤的F-P腔高温应变测试将会是未来的发展方向之一。     

基于温度/变形场耦合测试的热屈曲行为研究

高速飞行器在服役期间面临着严酷的高温环境,引起飞行器薄壁结构屈曲失稳,从而严重影响飞行器结构的完整性和可靠性。本文开展瞬态热环境下薄壁结构热屈曲行为的试验研究,首先,结合红外测温和数字图像相关方法,建立温度/变形耦合测试方法,根据温度场分布及热膨胀系数除去虚应变,获得了机械热应变,并利用此方法研究了典型薄壁结构热屈曲行为特点;随后,把温度/变形耦合测试方法的精度与中温应变片进行了比对,验证了此测试方法的有效性;最后,通过位移随温度变化曲线和应变随温度变化曲线研究热屈曲临界温度判定方法,为航天飞行器薄壁结构抗屈曲性能设计以及航天飞行器结构的强度设计提供技术支撑。     

激光云纹法测定金属材料高温力学性能的误差分析

激光云纹测试技术成功用于金属材料的高温力学性能测定,零厚度金属光栅的栅线频率决定了试验的测量精度。论文探讨了温度和载荷对光栅栅线频率的影响,并计算出由此引起的测量误差:300℃下,温度热变形对铝合金测量引起的误差为0.84%,而载荷对铝合金测量引起的误差为0.17%;1 000℃下热变形对镍铬合金测量引起的误差为1.52%,而载荷引起的误差为0.34%,研究证实温度热变形是引起试验测量误差的主要因素,文章修正了材料在高温下力学性能的计算方法。     

纤维增强复合材料层合结构的非线性热稳定性分析

考虑到纤维增强复合材料的弹性常数和热应变随温度变化的非线性关系，推导出复合材料层合结构在热载荷作用下大挠度的有限元列式和几何非线性屈曲分析的理论表达式，利用局部线性化，得到了既考虑几何非线性又考虑热非线性的屈曲方程，本文提出了一种实现双重非线性问题的计算方法，使该问题的工程计算成为可能。     

高速飞行器热结构力热参数先进测试技术概述

地面试验中准确的力热载荷和结构响应参数的获取,是考核和评价飞行器结构性能的依据和条件。本文针对高速飞行器热结构试验中常用的力热参数测试技术,介绍了相关原理及试验应用中需解决的问题,指出了未来的发展方向。通过上述研究,以期为相关工程技术人员提供参考,推动高速飞行器力热参数测试技术领域向着更高水平发展。     

AZ31/SiCp复合材料的高应变速率超塑性(英文)

在温度为 3 65～ 5 65℃和应变速率为 2 .0 8× 1 0 - 3～5 .2 1× 1 0 - 1 s- 1 的范围内 ,测试了 Si Cp/ AZ3 1镁基复合材料的超塑性。在温度为 5 2 5℃和应变速率大于 1 0 - 1 s- 1的条件下 ,得到延伸率 2 2 8%和应变速率敏感性指数 m>0 .3 ,温度提高到 5 40℃时在更高的应变速率 (5 .2 1× 1 0 - 1s- 1 )下得到延伸率 1 95 %。 Si Cp细化了复合材料基体组织 ,在超塑性试样断口上观察到了丝棒状物质。     

燃烧室结构高温变形非接触测量试验研究

为获得地面试验中主动冷却燃烧室在高温状态下的结构总变形和局部应变,基于数字图像相关法开展了非接触测量试验研究。分别采用加速鲁棒特征算法和改进的圆柱曲面数字图像相关法完成了燃烧室结构总变形和局部应变测量及分析。测量结果表明,燃烧室稳定工作条件下,结构轴向总变形约4.8 mm、局部平均应变约0.0049。测量结果与工程粗略估算结果比较吻合,说明所使用的非接触测量方法有效,能够支撑燃烧室热结构设计,测量数据能够用于三维结构强度数值计算的验证。     

1200℃高温热环境下全场变形的非接触光学测量方法研究

将数字图像相关方法这一基于图像的非接触全场光学测量方法与瞬态气动热试验模拟系统相结合发展了一种用于1200℃高温环境下全场高温变形测量的新技术,为减小高温物体热辐射对数字摄像机所采集图像亮度增强的影响,采用了带通光学滤波成像技术,该技术可使图像采集系统在物体表面温度高达1200℃时仍可获得高质量的数字图像,这些图像可被...     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

钨—石墨热电偶

我国钢铁工业正在突飞猛进的向前发展,随着冶炼过程的不断强化,控制炉温,掌握出钢和浇注的温度对于提高炼钢的质量和产量具有特别重要的意义。 目前在治炼工业中,一般采用光学高温计来测量高温但是,这种方法测量准确度受很多因素的影响,而且需要经常校验,使用技术要求较高。因此寻求侵入式热电偶来测     

红外点温仪在热结构试验中的应用

在热结构试验中,传统接触式测量方法不能满足传统的测试测控需求。将非接触式红外点温仪应用于热结构试验中,以解决传统测量方法的局限性。试验表明:新型非接触式红外点温仪能够满足温度超过1000°C的测量和温度控制需求,为未来热试验中温度测量和控制提供了很好的选择。