高超聲速飛行器脆性透波材料大熱流沖擊下斷裂性能試驗

吳大方，林鷺勁，任浩源，朱芳卉

北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083

高超聲速飛行器在大氣層內飛行時，外表面與空氣劇烈摩擦出現極為嚴重的氣動加熱現象[1-2]。當飛行器快速俯沖、高機動變軌或突然外放目標探測裝置時，急速變化的瞬間大熱流會對天線窗、天線罩以及信息探測定位裝置等產生高速熱沖擊。而天線窗、天線罩等多是由可透電磁波或紅外光波的微晶玻璃、高溫陶瓷等脆性材料制成。因此測量記錄在高速大熱流沖擊過程中天線窗等部件的應力應變變化，研判材料是否出現斷裂破壞，以及斷裂時間點是否處于有效設計范圍之內，對于高超聲速飛行器能否最終鎖定并擊中目標具有極為重要的意義。

目前已有學者開展了有關脆性材料熱沖擊方面的研究，如梁強等[3]通過數值計算得到導彈天線罩在熱沖擊下的最大熱應力，與材料的強度極限進行對比建立了斷裂量化判據。同時采用電弧風洞對天線罩進行熱沖擊試驗，將試驗結果與計算結果進行對比驗證。王保林等[4]通過對陶瓷材料的熱沖擊性能試驗,得到拉應力將引發脆性陶瓷材料內部出現裂紋，并給出了一種由臨界溫度表征的斷裂判據。Qu等[5]對ZnS陶瓷材料試驗件進行熱沖擊實驗，獲得了該脆性材料出現破壞時的臨界溫度差，并將試驗結果與數值計算結果進行對比。Pettersson等[6]將β-sialon陶瓷材料快速置入冷卻液中，通過急速冷卻試驗方法，研究陶瓷材料的抗沖擊性能。Chen等[7]將高溫陶瓷材料放入水中迅速冷卻，測試脆性材料的殘余彎曲強度，同時分析了表面換熱系數對陶瓷材料沖擊失效的影響。He等[8]使用自制的原位測試裝置對ZrB2-SiC高溫陶瓷的抗熱沖擊性能進行了試驗研究，并采用數值模擬對材料內部的熱應力分布進行計算。Panda等[9]對氧化鋁陶瓷材料在快速交變的冷、熱沖擊下的疲勞特性進行了研究，探討了初始裂紋長度、溫度等對材料疲勞壽命的影響。

高超聲速飛行器氣動熱試驗模擬方法主要有高溫結構風洞[10-11]和石英燈紅外輻射加熱方式[12-14]。當使用對流方式的高溫風洞進行氣動熱模擬試驗時，高溫熱氣流與強光覆蓋包圍試驗部件，要想準確捕捉部件表面斷裂及變形信息非常困難。而采用非對流方式模擬高速熱沖擊時，最常用的方法是石英燈紅外輻射加熱方式。在進行熱沖擊試驗時，石英燈輻射加熱試驗系統的最大熱流密度生成能力，決定了可模擬的最大飛行馬赫數。美國NASA石英燈紅外加熱生成的最大熱流密度達到了1.13 MW/m2[15]，俄羅斯國家空氣動力研究院熱強度試驗中心采用石英燈加熱方式生成的最大熱流密度為1.0 MW/m2[16]。隨著當今高超聲速飛行器設計速度的不斷提高，為了能夠實現更高熱流密度的熱沖擊試驗模擬，必須進一步提高石英燈紅外輻射裝置的熱沖擊試驗能力。

本文通過自行建立的有氧環境下單側面石英燈紅外輻射式大熱流高速熱沖擊試驗系統，實現了最高可達1.5 MW/m2的大熱流密度沖擊試驗，并對SiO2和Al2O32種脆性材料進行瞬態大熱流沖擊。采用數字圖像相關方法獲得熱沖擊過程中脆性材料表面散斑圖像的動態變化，捕捉極為重要的脆性材料試驗件斷裂時間點數據。通過對斷裂前的散斑圖像進行分析計算，獲取試驗件表面應變εx和εy的變化情況，為高超聲速飛行器透波天線窗等信號探測鎖定部件在高速大熱流熱沖擊下的安全可靠性設計提供重要依據。

1 試驗件

圖1為SiO2脆性材料試驗件，其平面尺寸為100 mm×100 mm，厚度5.1 mm，表面光滑平整。由于SiO2材料具有透光性，為了能夠采用CCD相機記錄試驗件表面圖像的瞬態變化，試驗前先將SiO2材料表面進行黑化處理，然后在試驗件后表面上濺射白色隨機散斑顆粒，以便能夠通過數字圖像相關方法獲得試驗件表面位移場的變化。圖2為Al2O3陶瓷材料試驗件，直徑100 mm，厚度1.8 mm。試驗件表面同樣經過黑化處理并濺射白色散斑顆粒。

散斑顆粒的制作采用定制的白色雙組份高溫無機膠，其主要成分為硅酸鹽及氧化鋁，粘接強度為8 MPa，線膨脹系數為8×10-6℃-1,與Al2O3陶瓷材料的線膨脹系數7×10-6℃-1非常接近，因此高溫下黏接效果良好，不易脫落，且性能穩定性。使用時將白色的固態粉末與透明固化液混合，攪拌均勻，制成制作散斑顆粒的標記材料。該無機膠為雙組份配伍，可微調配伍比例及黏稠度，將散斑顆粒的厚度控制在0.15 mm以下。由于本文試驗中作為標記點的散斑顆粒的厚度很薄，隨機分布，散斑顆粒的總重量與試驗件的重量比非常小，且熱膨脹系數相近，因此對試驗件的形變不會產生顯著影響[17]。

圖1 SiO2脆性材料試驗件Fig.1 SiO2 brittle material specimen

圖2 Al2O3脆性材料試驗件Fig.2 Al2O3 brittle material specimen

2 試驗裝置

圖3為紅外輻射式熱沖擊試驗裝置示意圖，熱源采用石英燈加熱陣列。熱流傳感器安裝在試驗件的下方，其探測面與試驗件前表面平齊。在石英燈加熱陣列后部安裝有夾層水冷箱，表面經過拋光處理，用來反射石英燈加熱陣列的紅外光線，進一步提高加熱效率。試驗件豎直放置在石英燈陣列另一側的板狀式夾層水冷箱的中部，四周安裝有導熱系數很低的多孔隙輕質陶瓷材料絕熱框架，減少邊界熱散失。夾層水冷箱的平面尺寸為500 mm×500 mm。石英燈加熱陣列的平面尺寸為400 mm×400 mm，石英燈陣列前排燈管與試驗件前表面相距50～70 mm。工作時夾層水冷箱通過流動的冷卻水降溫。

圖3 石英燈紅外輻射式大熱流沖擊試驗裝置示意圖Fig.3 Schematic diagram of device for quartz lamps infrared radiant heating high-heat-flow thermal shock test

為了進一步提高石英燈加熱裝置的熱輻射能力，石英燈加熱陣列增設為雙排陣列，兩排石英燈加熱陣列交錯安置，后排發出的紅外輻射光線正好從前排加熱陣列的縫隙之間穿過，雙排交錯安放方式大幅度提高了被照射試驗件前表面的輻射熱流密度，也使得試驗件表面溫度場更為均勻。為了避免試驗件表面可能出現的霧狀氣流擴散對熱流傳感器的影響，將熱流傳感器安裝在試驗件的下方，其探測面與試驗件受熱面平齊。并且將石英燈加熱陣列的面積設計得比較大，保證熱沖擊試驗中，試驗件與熱流傳感器所處熱環境的一致性。同時，通過流動氣體對石英燈表面進行降溫，保護試驗過程中石英燈在大熱流沖擊下的安全性。基于上述措施，試驗裝置生成的最大熱流密度達到了1.5 MW/m2。另外，試驗系統可完成升溫速率達210 ℃/s的可控非線性熱環境試驗模擬[18]，1 200 ℃高溫下的熱/振聯合試驗[19]以及1 500 ℃高溫氧化環境下的熱/力聯合試驗[20]。圖4給出了熱沖擊試驗現場的照片。

圖4 熱沖擊試驗現場照片Fig.4 Photograph of thermal shock test ground

3 大熱流熱沖擊試驗

圖5為熱沖擊設定曲線，4 s到達最大熱流密度值1.5 MW/m2，石英燈加熱鎢絲在室溫條件下的電阻值非常小，往往僅有高溫時燈絲電阻值的幾分之一。若在加熱初期，就給石英燈施加很大的瞬態沖擊電流，將會燒斷石英燈鎢絲。在石英燈輻射熱試驗中，一般需要設置短暫的燈絲預熱時間。試驗設置了0.5 s的斜率較小的燈絲預熱段，以保證石英燈的安全。0.5 s之后，進入高速熱沖擊段。

在圖5中還給出了熱流密度的實際控制結果曲線。由試驗結果可見，在大熱流沖擊過程中，“預設曲線”和“實際控制結果曲線”基本重合在一起，吻合性良好。

表1記錄了熱沖擊過程中熱流密度的設定值和實際生成結果，由表1數據可見，控制結果與預設值之間的相對誤差小于1%，說明本文熱沖擊試驗控制系統能夠實現準確的高速動態跟蹤，獲得良好的試驗模擬結果。

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由于熱流傳感器的實際輸出特性如圖6所示具有非線性特征，且每只傳感器的輸出特性均有差別。而熱流傳感器生產廠家往往只提供熱流傳感器的線性輸出特性，即靈敏度系數K。如果試驗中按照線性輸出特性(靈敏度系數K)進行傳感器的“電壓-熱流”轉換，由圖6可知除去曲線與直線的交點外，其他部分均存在一定程度的近似性,有些區域的誤差比較大，這也是采用單一的靈敏度系數K去近似熱流傳感器的非線性特性進行“電壓-熱流”轉換時，導致熱流測量誤差比較大的主要原因。

圖5 大熱流密度熱沖擊曲線Fig.5 High-heat-flux thermal shock curve

表1 熱沖擊過程中熱流密度的設定值和實際生成結果

Table 1 Pre-set and actual values of heatflux in thermal shock process

Time/sPre-set heat flux/(MW·m-2)Test result/(MW·m-2)Error/(MW·m-2)Relative error/%0.00.02000.0200000.50.03800.03820.00020.531.00.22730.2257-0.0016-0.701.50.43940.44000.00060.142.00.65150.65180.00030.052.50.86360.87030.00670.773.01.07581.08400.00820.763.51.28791.29340.00550.434.01.50001.50060.00060.04

試驗中對每只熱流傳感器進行了重新標定，由標定單位給出熱流傳感器滿量程范圍內的“熱流-電壓”標定數組值(參見圖7)。然后對熱流傳感器的標定數組值進行高次方程擬合，得到圖7中所示的熱流傳感器的非線性特性曲線。在試驗中根據每只熱流傳感器的實際非線性特性，進行“熱流-輸出電壓”之間的實時數據轉換。這種基于熱流傳感器原本具有的非線性輸出特性來進行大熱流沖擊試驗測試的方法，從源頭上抑制了用直線代替曲線進行非線性校正時所帶來的測量誤差大的弊端，大幅度地提高了熱流測量的準確性。

圖6 熱流傳感器非線性輸出特性及 廠家提供的靈敏度系數Fig.6 Nonlinear output characteristics of heat flow sensor and sensitivity coefficient supplied by manufacturer

圖7 熱流傳感器輸出特性的非線性擬合Fig.7 Nonlinear fitting curve of output characteristics of heat flow sensor

4 斷裂時間點

圖8中給出了熱沖擊過程中由CCD相機拍攝到的SiO2脆性材料在斷裂點之前和斷裂后的照片。由圖8(a)可見在t=2.998 s時，試驗件未出現可視裂紋。在t=3.048 s時(圖8(b))，試驗件出現了明顯的網狀裂紋，由圖8(c)可以觀察到試驗件斷裂之后裂紋的進一步擴展情況。

圖9中給出了熱沖擊過程中Al2O3脆性陶瓷試驗件在斷裂時間點前之前和斷裂后的表面形態照片。在t=2.640 s時(圖9(b))，試驗件出現了斜向的貫穿裂紋，之后逐漸擴大。根據熱沖擊試驗獲得的一系列散斑圖像，可以捕捉到脆性材料試驗件斷裂時間點這一關鍵數據，用以判斷脆性結構能否滿足安全設計要求。

圖8 SiO2試驗件熱沖擊下裂斷時間點前、后的照片Fig.8 Photographs of SiO2 specimens before and after fracture point under thermal shock

圖9 Al2O3試驗件熱沖擊下斷裂時間點前、后的照片Fig.9 Photographs of Al2O3 specimens before and after fracture time under thermal shock

5 表面變形場測量

數字圖像相關方法是一種通過比較分析被測物表面變形前后圖像變化，對圖像信息進行數值計算的方法。通過跟蹤匹配不同時刻散斑圖像中同一散斑點的位置變化，獲得物體表面的位移信息[21-23]。本文采用數字圖像相關方法獲得了熱沖擊過程中脆性材料試驗件斷裂之前的表面應變變化情況。

圖10給出了由數字相關方法得到的SiO2脆性材料表面在斷裂之前的3幅面內位移等值線圖。由圖10可見越接近斷裂時間點，試驗件表面面內位移等值線的波動及離散性在不斷增加，出現了許多封閉的離散的環形圈，說明試驗件表面變形的非均勻性在不斷增大，局部應力集中增加，最終導致脆性試驗件的斷裂破壞。圖11給出了Al2O3脆性材料表面的面內位移等值線圖。由圖11 可見，Al2O3脆性材料試驗件的表面變形隨著熱流密度的增加不斷增大，面內應變差異也不斷增大。

圖12給出了由散斑圖像計算得到的SiO2脆性材料試驗件后表面的應變-時間曲線。由圖12可見，應變εx和εy曲線的變化趨勢為先上升后下降。由圖12中右上角給出的熱沖擊曲線可知，在0～0.5 s的時間段內，熱流密度值的變化不大(從0上升到42 kW/m2)，試驗件受熱膨脹，致使應變呈現上升趨勢。0.5 s之后進入高速熱沖擊階段，試驗件前表面受到每秒420 kW/m2的高速率熱沖擊，前表面溫度快速上升。試驗中的SiO2試驗件有5.1 mm厚，由于熱傳導的延遲效應，在高速熱沖擊下，試驗件后表面的溫升速率相對前表面會明顯滯后，此時試驗件前、后表面出現很大的溫度差，導致前、后表面由熱膨脹引起的變形量相差很大。5.1 mm厚的平板狀試驗件向低溫面(后表面)彎曲，后表面的應變成為負值(壓應變)。在0.5 s之后，應變的絕對值隨著前表面熱流密度的快速遞增而增大，在斷裂時間點處達到最大值。由圖12中x方向的應變曲線εx可見，當脆性材料試驗件出現了某一方向的裂紋之后，在該方向上產生了應力松弛，曲線出現拐點。

圖10 SiO2脆性材料后表面面內位移等值線圖Fig.10 Contour map of in-plane displacement of SiO2 brittle material sheet surface

圖11 Al2O3脆性材料后表面面內位移等值線圖Fig.11 Contour map of in-plane displacement of Al2O3 brittle material sheet surface

圖13給出了由散斑圖像計算得到的Al2O3脆性陶瓷材料試驗件后表面的應變-時間曲線。由于Al2O3陶瓷試驗件非常薄，厚度僅有1.8 mm，熱滯后引起的彎曲變形遠低于5.1 mm厚的SiO2試驗件。因此在快速熱沖擊過程中，熱膨脹變形與彎曲變形綜合作用的結果，使得后表面應變呈現上升趨勢(見圖13)。

圖14給出了SiO2、Al2O3試驗件斷口表面的微觀形貌照片。由圖14(b)可見，Al2O3試驗件的斷口截面呈現出比較細密均勻分布的微形凸凹狀，而在圖14(a)中SiO2試驗件的斷口截面上出現了許多不規則分布的微小裂紋，這種隨機出現的不規則裂紋的生長會在一定程度上對斷裂過程中SiO2試驗件表面應力變化的連續性和平滑性造成影響，出現圖12中所示的試驗件表面數據的不規則抖動現象。

圖12 SiO2脆性材料后表面的應變-時間曲線Fig.12 Strain-time curves on back surface of SiO2 brittle material

圖13 Al2O3脆性材料后表面的應變-時間曲線Fig.13 Strain-time curves on back surface of Al2O3 brittle material

圖14 SiO2和Al2O3脆性材料斷口的微觀形貌照片Fig.14 Micro-morphology photographs of SiO2and Al2O3 brittle material

6 討 論

對于像鈦合金、鎳基不銹鋼和高溫合金等金屬材料，可以通過在其表面焊接金屬熱電偶絲進行溫度測量，由于金屬熱電偶絲被焊接在金屬試驗件表面，兩者熔為一體，測量得到的表面溫度相對準確。對于本文中的SiO2與Al2O3等非金屬材料，由于不能采用焊接方式，往往需要采用黏接方式將溫度傳感器固定在試驗件表面。而使用高溫黏接膠將熱電偶傳感器黏接在非金屬材料表面時，因為黏接層具有一定的厚度，且金屬熱電偶測量傳感器與非金屬試驗件表面的導熱系數也不相同。這使得金屬熱電偶傳感器測量得到的溫度與非金屬試驗件表面的實際溫度會存在不可忽略的測量誤差，溫度變化越快，測量誤差越大。另外，由于測溫傳感器和黏接層的存在，不但增大了脆性材料試驗件的附加質量，還改變了試驗件表面的原有形態，在熱沖擊試驗過程中，固化在材料表面的測量點會引起試驗件的非均勻形變，產生局部應力集中，導致脆性試驗件斷裂，誤導斷裂成因的分析。

由圖3中給出的石英燈紅外輻射式大熱流沖擊試驗裝置可見，由于石英燈紅外輻射陣列遮擋了試驗件表面，無法使用紅外測溫儀對試驗件受熱面的溫度變化進行直接測量。而且，紅外測溫儀需要預先輸入試驗件表面的發射率參數。由于材料表面在不同溫度下的發射率不是常數，而紅外測溫儀無法實時輸入動態變化的發射率的數值，這使得使用紅外測溫儀難于準確獲得材料表面的溫度。因此本文采用了控制熱流變化的方式來模擬對脆性材料的高速熱沖擊。

另外，本文對表面焊接有熱電偶絲的金屬薄板進行了動態熱環境試驗。圖15給出了鎳基不銹鋼(1Cr18Ni9Ti)試驗件(長×寬100 mm×100 mm，厚度2 mm)表面溫度的動態控制結果。熱試驗過程為，31 s之內將試驗件表面溫度加熱到500 ℃， 之后保持恒定溫度500 ℃至40 s結束，并同時由熱流傳感器記錄熱流密度值的動態變化。

表2給出了在溫度變化過程中，不同時刻的溫度值和對應的熱流密度值。由圖15和表2的結果可知，在快速加熱的初始階段，如第5 s時，熱流密度達到了121.5 kW/m2，而試驗件表面溫度僅有82.3 ℃。說明快速加熱的初始階段，雖然熱流值很大，但試驗件表面的溫度并不高。

圖15 1Cr18Ni9Ti板表面溫度的設定曲線、實際控制結果曲線和熱流測量曲線Fig.15 Pre-set curve and actual controlled result curve of temperature on surface of 1Cr18Ni9Ti plate and heat flux curve

表2 不同時刻的溫度值和相對應的熱流測量值

Table2Pre-settemperaturevaluesandcorrespondingheatfluxatdifferenttimes

Time/sPre-set temperature/℃Heat flux/(kW·m-2)582.3121.510165.7130.315249.3137.820332.9142.625416.4150.530493.5124.635500.035.040500.029.9

另外，在第40 s時，試驗件的溫度達到500 ℃， 而對應的熱流密度只有29.9 kW/m2。僅為第5 s(表面溫度82.3 ℃)時的熱流密度值121.5 kW/m2的四分之一。該試驗結果表明，在快速變化的熱環境中，試驗件表面溫度與熱流的關系比較復雜，并不一定呈現為試驗件表面溫度越高，熱流密度就越大。

7 結 論

1) 建立水冷式紅外輻射式大熱流高速熱沖擊試驗測試系統，實現了1.5 MW/m2的高熱流密度沖擊試驗。由試驗結果知，控制熱流與預設熱流之間的相對誤差小于1.0%，說明本熱試驗系統能夠準確模擬高速變化的熱沖擊過程，獲得與預設條件一致的試驗結果。

2) 基于數字圖像相關方法獲得了脆性材料表面斷裂前的一系列散斑圖像，并由分析計算得到試驗件后表面應變εx和εy的變化。

3) 在高速熱沖擊過程中，越接近斷裂時間點，脆性材料試驗件表面面內位移等值線的離散性越大，表面變形及非均勻性顯著增加，局部應力集中不斷增大導致試驗件斷裂。

4) 基于CCD相機拍攝到的脆性材料試驗件在高速熱沖擊過程中表面形態的變化圖像，捕捉到了脆性材料在大熱流沖擊過程中的斷裂時間點這一重要試驗數據。據此可判斷試驗件的斷裂時刻是否處于飛行器結構要求的安全設計時段之內。試驗結果對于高超聲速飛行器的安全可靠性設計以及是否能最終能成功鎖定擊中目標具有重要意義。