多場耦合環境下高超聲速飛行器結構動強度問題綜述

鄒學鋒 潘凱 燕群 郭定文 劉小川

摘要：高超聲速飛行器是目前國際航空航天界最為活躍的研究領域之一，嚴酷的氣動熱/力/噪聲等多場耦合環境給飛行器輕質/功能一體化結構強度帶來了嚴峻挑戰，已成為影響飛行器研制成敗的關鍵因素。本文描述了高超聲速飛行器在不同飛行包線下的主要耦合載荷環境特征，結合飛行器材料與結構設計要求，闡述了幾類典型的高超聲速飛行器結構多場耦合動力學問題，梳理了國內外相關熱/力/振動/噪聲等多場耦合技術研究進展，詳細探討了不同耦合環境下的飛行器結構動力學分析與試驗關鍵技術，通過多場耦合技術現狀與發展態勢分析，總結提出了未來多場耦合的主要發展方向。

關鍵詞：高超聲速；多場耦合；動力學；熱噪聲；地面試驗

中圖分類號：V215.2文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.12.001

隨著航空航天技術的快速發展，飛行器越來越凸顯出功能先進性和系統復雜性等特點，導致飛行器在研制中不可避免地面臨多學科交叉、多因素干擾、多物理場耦合（簡稱多場耦合）等問題，對于高超聲速飛行器而言尤其如此。隨著工程研制的不斷深入，高超聲速飛行器熱、結構、流體、電磁、聲學、控制等之間的耦合效應凸顯，成為極富挑戰的一項前沿熱點課題。耦合可能發生在流體/結構、熱/結構、電磁/結構、靜電/結構等兩個物理場之間，也可能發生在如磁/熱/結構、電/熱/結構等三個物理場之間，甚至還會發生在電磁/熱/結構/流體4個物理場之間。這些耦合在不同程度上會對飛機的系統功能性、控制精確性、結構安全性等方面產生影響。對于飛行器結構而言，氣動熱、氣動力、氣動噪聲、離心力、機械振動等載荷之間的耦合作用是制約結構安全性的主導因素，對結構強度的威脅較大。

高超聲速飛行器在大氣層內以超過馬赫數5的速度飛行，飛行器表面要經受極端嚴酷的復雜載荷環境，包括熱載荷、機械力載荷、壓力載荷、聲載荷等。如高超聲速飛行器在整個飛行過程中，很多部位既受到高聲強噪聲激勵，同時又處于高溫環境之中。例如，高空高速飛行器在大氣層內以較高速度飛行時，高速氣流導致飛行器頭錐、翼前緣駐點區間表面產生很大的熱應力和氣動噪聲，研究表明，缺乏熱保護系統的飛行器結構表面溫度估計達1600℃，飛機部件（如進氣道、后機身及尾翼）都處于高溫強噪聲環境中。另外，隨著飛行速度的增大，飛行器蒙皮、航天器隔熱防護板等結構曝露在越來越嚴酷的熱、聲、振、靜綜合環境中[1-3]。

本文重點圍繞高超聲速飛行器結構在氣動力、噪聲、氣動熱、機械振動等復雜耦合載荷環境下的強度問題，以工程需求為牽引，探討應用于飛行器設計、驗證等階段的多場耦合技術體系與進展，提出未來高超聲速飛行器結構多場耦合動力學發展方向。

1高超聲速飛行器結構耦合動力學問題

為滿足空天一體化作戰需求，高超聲速飛行器的設計正朝著高超聲速、大空域、可重復使用等方向發展，由此導致飛行器在全飛行包線下的載荷環境越來越復雜和嚴酷；另一方面飛行器的設計對材料與結構的要求也越來越高，如輕質、多功能、極限承載與長壽命等。兩者之間的制約與矛盾直接導致多場耦合機理、復雜響應與疲勞失效等科學問題，需要從載荷環境、材料與結構特征、耦合機制、動力學響應與疲勞等多個方面進行深入探究，如圖1所示。

1.1主要耦合載荷特征

高超聲速飛行器具有長航時、超高速、可重復等特點，其載荷環境主要呈現出量級高和強耦合等特征。在大氣層內高速飛行時由于邊界層分離、激波及氣體加熱等效應，導致飛行器在全飛行包線下飛機局部如升降舵、方向舵、襟翼、頭錐等將經歷嚴酷的氣動熱、氣動噪聲、氣動力與機械振動等耦合載荷環境。波音公司在MANTA概念飛機研制過程中的飛行剖面設計如圖2所示，該圖給出了全飛行包線下的熱流、動壓、加速度過載等載荷時間歷程[4]。

波音公司在航空器集成與技術（AVIATR）項目分報告《高超聲速巡航飛行器熱結構設計》中指出：輸入載荷必須被更合理地定義，因為它可能是噪聲、結構振動、沖擊、熱、靜態壓力、面內載荷的綜合。以技術驗證機（TX-V）為例（見圖3），該飛機在以馬赫數Ma=7速度在大氣層內飛行時，表面局部溫度設計指標超過1500℃，總聲壓級設計指標達到175dB，穩態壓力不低于±1.5psi（1psi=1bf/in2，1in≈25.44mm），此外還承受2.5機動過載帶來的面內與彎曲機械力載荷[5]。如此嚴酷的耦合載荷環境給高超聲速飛行器的設計與研制帶來了嚴峻挑戰。事實上，多場載荷環境下引起的結構破壞是高超聲速飛行器結構設計與應用的重要考慮因素，美國空軍在該方面的維修費用超過2000萬美元/年。

由于飛行馬赫數高，高超聲速飛行器表面邊界層內的劇烈摩擦作用產生熱流，該熱流密度近似與飛行速度的三次方成正比，劇烈的空氣壓縮與流動分離還會帶來較大的氣動力載荷。現有資料表明，洲際彈道導彈彈頭再入大氣層時，飛行最大馬赫數可在20以上，端頭駐點區的空氣溫度超過2000℃，熱流密度超過50000kW/m2，最高壓力達到10MPa左右，另外發動機等動力系統引起的機械振動與非定常氣動力引起的抖振等載荷同樣也不可忽視。高馬赫數不僅帶來嚴酷的氣動加熱與氣動力效應，同時還會產生強烈的氣動噪聲環境，事實上，高超聲速飛行器的噪聲源包括激波、邊界層干擾、發動機噴流等多種激勵，包括高超聲速飛行器在大氣層內巡航、再入大氣層時的氣動噪聲，進氣道激波噪聲、超燃沖壓發動機噴氣噪聲等。由此導致局部脈動壓力呈現出寬頻隨機特性，總聲壓級甚至超過170dB。例如，運載火箭發動機推力脈動引致的機械振動頻率范圍一般為0～2000Hz。空氣脈動壓力和發動機噴氣噪聲經整流罩傳遞至航天器表面，頻率范圍可達10～10000Hz，因此具有明顯的寬頻性質，而且在中高頻段呈現明顯的隨機特性[6]。

1.2材料與結構設計要求

對于可重復使用高超聲速飛行器而言，適用于嚴酷耦合環境的輕質、長壽命、多功能一體化材料與結構設計是一項關鍵技術，同時也是一項巨大挑戰。波音在MANTA高超聲速飛行器研制過程中總結出：下一代先進飛行器將使用能夠承受嚴酷熱、靜載和噪聲綜合載荷環境的高強度輕質材料[7]，圖4為該飛行器重量（質量）分布。

高超聲速飛行器熱防護系統是材料與結構設計的核心內容之一，需要考慮嚴酷的氣動熱/力等耦合服役環境的適應性，必須具有耐高溫、隔熱性能穩定、抗氣流沖刷、抗熱振和噪聲、可重復使用等綜合性能。從重復使用角度可分為兩種類型：燒蝕防熱系統與可重復使用熱防護系統。其中燒蝕防熱系統主要用于具有高焓熱流、短時加熱特征的航天器[8-9]，可重復使用熱防護系統則通常用于具有中等熱流、長時加熱特征的空天飛機等可重復使用飛行器。

熱防護材料可分為橡膠基、樹脂基、碳基、陶瓷基及雜化基體等復合材料，隔熱材料可分為有機/無機泡沫材料、超級隔熱氣凝膠、陶瓷瓦及氣凝膠復合體、柔性隔熱氈等。可重復使用熱防護材料又可分為非承載型和防熱/承載一體化材料，前者一般只承受振動載荷，該類材料主要應用于飛行器內部，具有較低的熱導率和較高的抗紅外輻射能力，如玻璃纖維棉氈類熱防護材料、氣凝膠隔熱材料等。防熱/承載一體化熱防護材料是當前可重復使用飛行器的主攻方向，該類材料的結構包括表面層和隔熱層，表面層具有耐高溫、強度高且發射率高的特點，隔熱層同樣具備低的熱導率、高的抗紅外輻射能力和一定的強度和韌性，如航天飛機隔熱瓦、蓋板式熱防護系統等。該類材料主要應用于飛行器外部，需承受熱/力/振動/噪聲等綜合載荷，該材料與周邊熱/力/氣流等環境發生復雜的相互作用，因而設計和制造難度大大提高[10]。

近年來，以陶瓷基復合材料（ceramic matrix composite， CMC）為代表的熱結構作為國際上先進高超聲速飛行器熱防護系統設計的主流結構形式備受關注，如圖5和圖6所示（華氏度℉換算：tF（℉）=32+1.8t（℃））。熱結構除具有高度可重復使用、全壽命成本低、結構模塊化、全天候、易檢查維護等新型高超聲速飛行器所要求的特點外，還具有與主體結構相近的熱膨脹特性，易于一體化設計，具有強韌性和耐沖擊性、可進行損傷容限設計等特點[11-12]。美國空軍研究實驗室（AFRL）啟動了高超聲速飛行器熱結構詳細設計項目，并將此作為中西部結構科學中心（MSSC）的專項研究項目[4]。盡管如此，高溫、流動、噪聲、低氧低氣壓等多場耦合環境下熱結構變形協調、剛度匹配、密封性能、連接可靠性、疲勞失效等問題仍然是制約當前技術發展的關鍵問題。

應該看到，高超聲速飛行器飛行速度與可重復等性能的不斷提高，對材料與結構設計提出了可重復性、抗變形、輕質高效、極端耦合環境適應性、低成本與短周期等新要求。已有材料與結構已越來越難滿足這一需求，未來熱防護材料與結構的設計將更加強調高可靠性、長壽命、輕質量、多功能一體化等綜合性能的提升，而這將高度有賴于多學科基礎理論、材料/結構設計與制造、強度設計與校核等領域的創新研究。

1.3典型耦合動力學問題

先進飛行器在設計、制造、試驗及試飛等各個環節中都應該考慮結構在復雜載荷環境下的強度問題，該問題在物理本質上是相互聯系、相互制約的統一過程，對于飛行器而言，其所在的復雜流場（如湍流、邊界層轉捩、激波、邊界層分離、多相流等）、氣動力、氣動噪聲、氣動熱、推進與控制系統等與結構高度耦合，直接導致多學科、強非線性、多尺度等復雜問題。在工程實際應用中，飛行器典型元件、組件、部件甚至整機，通常都面臨著嚴酷的服役耦合載荷環境問題。如今，隨著飛行器性能的不斷提升，結構在多場環境下的強度問題越來越突出，傳統的單場試驗方法在處理這類問題時并不具備良好的適用性，相對而言，多場耦合環境下的結構強度試驗技術能夠更好地模擬結構的真實物理狀態，能更真實地反映出結構在復雜載荷環境下的響應及疲勞壽命特性，從而能夠更好地對飛行器結構強度等進行地面考核與驗證，支撐飛行器結構設計[13]。

高超聲速飛行器在高速飛行過程中，彈性結構與高速氣流耦合，高速氣流不僅會產生氣動熱，同時還會帶來氣動噪聲、振動及靜壓等載荷，這些載荷相互關聯與耦合。這種耦合同樣表現在結構響應上，如熱/噪聲耦合問題，高速氣流產生氣動熱和氣動噪聲，兩者之間相互影響，熱會影響結構的聲場特性，聲又會使熱的特性發生改變。這種現象反映到結構上，熱會改變結構的材料特性與剛度特性，從而直接導致結構的動力學特性改變，進一步影響結構的振型及模態，最后導致結構的聲響應發生改變。同樣，高強噪聲會激起結構的多階模態，并且會同結構本身產生耦合作用，當熱/噪聲同時作用于結構時，高強噪聲更容易導致結構發生非線性響應。

飛行器表面除承受氣動力、氣動熱和來自周邊結構的振動傳遞外，還會承受由大迎角流動分離、激波邊界層干擾、凸起物擾流尾跡誘導等產生的強噪聲載荷作用。強烈的氣動加熱作用，可使結構表面溫度達到幾百甚至上千攝氏度，大溫差會引起結構產生較大的熱應力，同時高溫環境下受約束結構會因材料熱膨脹而產生較大的壓縮應力。氣動加熱的累積效應還會造成飛行器結構溫度分布隨時間而改變，從而引起結構模態頻率和振型的改變，結構柔性變形也會使得飛行器產生附加迎角等，引起額外的氣動不確定性。熱應力會使得結構局部失穩，在強噪聲載荷耦合作用下，會導致結構產生跳變響應從而對結構產生顯著損傷[14]。為降低重量成本，熱防護系統（TPS）通常被設計成輕型結構，熱結構及熱防護結構在以上綜合環境作用下很容易出現過度振動，出現顫振、屈曲跳變等失穩行為，極易引起結構的聲振疲勞破壞和系統/設備的功能失效[15-17]。

輕質可重復使用高速飛機結構強度技術是制約裝備發展的瓶頸之一，高超聲速飛行器飛行過程中結構表面處于復雜多場耦合環境中，極易誘發局部熱結構的隔熱性能、動強度與聲振疲勞失效，這也給高超聲速飛行器熱結構的設計、研制與應用帶來了極大威脅，甚至引發高超聲速飛行器的設計可靠性與服役安全性問題。美國已有研究經驗表明，過變形、疲勞損傷、斷裂等問題超出預期。2003年，“哥倫比亞”號航天飛機由于隔熱板的局部破損而導致飛機解體，事故的直接原因就是多場耦合環境與結構之間強耦合誘發的顫振[18]。X-33先進技術驗證機也曾出現表面蠕變超限等問題，為此美國針對該飛行器面板進行了熱、振動和聲試驗，驗證了面板和密封的耐久性及使用壽命。美國X-15驗證機在大氣層內以馬赫數7飛行時，就曾由于瞬態氣動加熱環境與結構之間產生耦合作用，導致垂尾顫振，美國后續驗證機如X-51A、HyFly、HTV-2等的相關飛行試驗失敗教訓之一就是，在地面未能對關鍵結構進行充分的多場耦合環境載荷預計分析與多場耦合試驗，低估了多場耦合嚴酷環境對關鍵結構失效的影響。因此在多場耦合嚴酷環境中對高空高速跨域飛行器關鍵結構強度開展充分的完整性評估顯得尤為重要。

未來新一代高超聲速飛行器將廣泛應用輕質可重復使用耐溫材料，并采用大型薄壁結構設計；氣動布局一般設計為細長體、升力體布局、完全或部分乘波體布局，特殊的結構材料選擇和氣動布局將帶來氣動熱和氣動彈性新問題。如材料溫度響應、飛行器表面壓力、表面熱流密度、表面摩擦阻力與材料/結構之間耦合機理復雜；輕質材料和大型薄壁結構設計加上燃料質量設計系數的增大使得高超聲速飛行器結構固有振動頻率較低；剛體模態與彈性模態的耦合問題更為突出；氣動加熱環境下結構/氣動靜、動力學耦合問題更為復雜。

1.4耦合動力學需求分析

多場耦合環境下材料力學特性測試尤為重要，耦合環境下材料/元件力學特性測試與性能表征技術不僅能夠為材料的工程應用提供必要數據支撐，進而提升試驗及設計能力，更是型號設計的迫切需求。多場耦合試驗技術能夠為材料/元件的綜合性能測試提供基本手段，包括高溫低氧服役環境模擬技術、高溫環境下支撐剛度模擬技術、新型復合材料損傷檢測技術、高溫振動疲勞S-N曲線測定等，從而形成完整的“方案設計—夾具設計—環境載荷模擬—強度分析—力學性能測試與表征—試驗標準—數據庫軟件系統”技術能力。

對于復雜結構的熱/噪聲、噪聲/振動、熱/噪聲/振動等科學問題而言，理論計算和仿真分析方法尚不成熟和高效，需要借助大量的工程數據和工程經驗對問題進行簡化，通過多場耦合試驗技術可得到多場環境下結構響應和疲勞特性，進而為多場問題的理論深入和仿真計算方法改進及結果修正提供必要依據。

多場耦合試驗技術為高超聲速飛行器等型號研制提供亟須的地面試驗驗證手段，與傳統的單一載荷模擬相比較，多場載荷耦合模擬能夠更加接近實際工程情況，從而盡可能避免“天地一致性”問題帶來的“過試驗”或“欠試驗”。

目前國內該領域尚沒有一套完整、成熟的標準、規范可供指導，多場耦合試驗技術能夠促進試驗設計、加載、測量及分析等各個環節的細化和改進，有效推動該方向上指導性標準、規范的形成。

2多場耦合環境下結構強度研究進展

近年來，隨著MANTA、SR-72、X-37B等高超聲速飛行器的研制，波音公司、洛克希德-馬丁公司、AFRL、美國國家航空航天局（NASA）等機構紛紛開展了熱、力、振動、噪聲等多場耦合環境下的結構強度分析與驗證能力建設，形成了熱/力、熱/噪聲、熱/力/噪聲、熱/噪聲/振動等多場環境下的試驗能力，滿足了Ma=7高超聲速飛行器全飛行包線下的結構強度設計與驗證需求。下面分別從分析與試驗兩個方面簡述多場耦合環境下的結構強度研究進展。

2.1國外多場耦合研究能力

從數學本質上來講，單一物理場或簡單物理場的疊加，都無法復現真實場之間的耦合效應，需要在相對獨立的各場控制方程的基礎上，通過能量守恒等方程，建立各場控制方程之間的映射關系或平衡條件，使其在時間域上得到同步耦合推進，才能真正捕捉氣動、熱、結構等因素之間的耦合機理和耦合特性。事實上，工程上大部分多場耦合問題無法建立真實的耦合方程組，并且大多數隱式方程組無法獲得真正解析解。因此工程上不得不采用近似簡化方法來進行求解。

工程問題基本思路首先要確定問題性質，飛機結構多場耦合問題大多屬于結構動力學第一類問題，即響應分析（結構動力計算）。然后根據實際問題近似確定求解域的物理性質，從中抽象出力學模型，即要對實際問題的邊界條件、約束條件和外載荷進行描述，這種描述應盡可能地反映實際情況。其次，對結構進行響應分析，對高超聲速飛行器實際工程問題來講，結構在氣動載荷、熱載荷、噪聲載荷和機械載荷共同作用下，表現出的包括位移、應力、應變等響應動態特性是復雜且多變的。簡支板類簡單結構一般可以采用解析法進行精確計算分析，但對于復雜結構來說，不得不依靠于數值虛擬仿真計算的手段，大多采用CFD/FEM/ BEM等數值分析方法。最后，考慮應力集中與失效模式對結構進行疲勞分析，確定結構失效原因從而指導工程應用[19-20]。

多場耦合的數值分析按照基本方法可分為純粹數值方法（如CFD/CSD）、純粹工程算法（如參考焓法）以及兩者相結合的方法；從耦合機制角度可分為單向耦合（弱耦合）和雙向耦合（強耦合）兩類[21]，如圖7所示。從計算域來講可分為頻域模態疊加和時域積分推進等方法，涉及的關鍵技術包括高精度建模、動網格與數據插值等。

美國通過20世紀90年代的國家空天飛機計劃（NASP），初步建立了適用于高超聲速飛行器多場耦合工程問題的分析框架，首先關注高超聲速非定常氣動力和氣動熱等計算方法，通過分析準確預測飛行器所受的復雜載荷環境，并在此基礎上研究熱環境下氣動彈性穩定性和響應等問題，如熱氣動彈性問題和氣動熱伺服彈性問題等，還研究彈性結構變形和振動特性對飛行器的性能、操縱性和穩定性的影響，以及氣動/推進/氣動彈性耦合問題，最終形成飛行器結構強度評估方法。21世紀以來，美國在多場載荷環境預計、多場環境下結構強度評估方面均開展了更加深入的工作，洛克希德-馬丁等相關科研機構針對高超聲速巡航飛行器，開展了較為詳細的載荷環境預計以及多場耦合響應分析工作，對飛行器翼面等結構進行了充分的強度評估[22-26]，圖8給出了熱/力/噪聲綜合作用下典型結構響應分析結果。

當前，復雜載荷、環境損傷理論以及多尺度、多場耦合疲勞問題與數值分析方法已逐漸成為高超聲速領域研究熱點。隨著近年來損傷力學、流-固耦合力學、熱氣動彈性力學和可靠性優化等領域研究的不斷深入，多場耦合環境下的結構強度基礎理論與分析手段正在逐漸發展和完善。基于CFD/CSD/CAA等軟件和基于非線性有限元、Euler方程或N-S方程和非線性熱傳導的耦合分析方法是未來熱、流體、聲、結構耦合計算的重要研究方向[27]。

2.2國外多場耦合試驗能力

就試驗對象而言，多場耦合試驗主要包括多場耦合載荷下的材料力學性能試驗、多場耦合載荷下的組件強度試驗、多場耦合載荷下部件強度試驗、多場耦合載荷下整機試驗。按照試驗方法可將多場耦合試驗劃分為地面實驗室模擬試驗、風洞試驗及飛行試驗。

飛行試驗能夠復現結構承受的真實載荷環境，因此能夠真實反映結構在各飛行剖面下的載荷特征和結構響應特征，但對于結構在多場耦合載荷作用下的疲勞性能考核，飛行試驗的時間成本和經濟成本將變得難以承受，因此，飛行試驗在結構多場耦合載荷測試、多場耦合響應測試等方面的應用更為廣泛。

風洞試驗能夠模擬實際飛行狀態下結構所承受的氣動熱、氣動力及氣動噪聲等載荷，通過風洞試驗可以對飛機氣動與控制性能、載荷環境特征、材料熱防護性能、結構強度等進行考核，可用于嚴酷環境模擬的風洞按設施可分類為高超聲速風洞、激波風洞、聲學風洞、電弧風洞等，基于這些風洞可開展模擬氣流、聲、熱環境下縮比或元件級試驗件的載荷特性試驗、氣動控制性能試驗及組件/部件強度試驗，但風洞試驗也存在高量級試驗持續時間短、縮比模型動力學相似設計難、長時間試驗經濟成本高等缺點，因此，風洞試驗更多地被用于載荷模擬與測試、數值方法驗證與評估、性能測試與驗證等試驗。

當前，地面實驗室模擬試驗是多場耦合強度試驗廣泛采用的主要手段，采用噪聲模擬設施、加熱設施、振動模擬設施、靜載模擬設施分別實現聲場、溫度場、結構場等不同載荷的模擬，借助于數值分析、風洞試驗及飛行試驗等手段對飛機材料、結構、部件及整機的飛行工況和耦合載荷特征進行提取，在實驗室環境下對結構的載荷特征進行耦合載荷模擬，同時借助接觸式/非接觸式參數測量技術對結構在耦合載荷作用下的響應特性進行監測，從而對多場環境下材料的力學特性、組件/部件/整機的響應特征與疲勞失效性等進行分析、評估、考核及驗證[28]。不同耦合載荷作用下，結構響應特性也不同，其考核方式與考核目的也不一樣。這里列舉一些典型多場耦合試驗來對此進行說明。

（1）熱/振動試驗

該試驗主要借助對流加熱、輻射加熱等手段模擬飛行中的高溫熱環境，通過振動試驗系統模擬飛行過程中的振動環境，獲取熱環境下模態參數及振動特征，考核并評估飛行器結構熱承載能力和振動響應特性[29]。

（2）熱/靜力試驗

該試驗主要通過輻射加熱、對流加熱等方式實現飛行條件下的結構溫度場地面等效模擬，通過靜力加載實現飛行器結構氣動力環境地面等效模擬，測量結構溫度分布及應力形變特征，考核結構強度、剛度及可靠性[30]。

（3）熱/噪聲試驗

該試驗通過對流加熱、輻射加熱等方式實現飛行器結構的嚴酷氣動熱環境模擬，通過高聲強行波管、混響室等設施模擬飛行條件下的結構表面高強噪聲環境。測量結構在熱/噪聲耦合環境下的靜力學/動力學響應特性，考核結構在熱、噪聲環境中的完整性和耐久性[31-32]。

（4）熱/靜力/噪聲/振動多場耦合試驗

該試驗通過對流/輻射加熱系統、靜載加載系統、噪聲加載系統及振動加載系統實現飛行條件下結構所受的氣動熱、氣動力、強噪聲及機械振動環境，測量結構在多種載荷條件下的應變、加速度、位移、溫度等響應，得到結構的靜力響應水平、動態響應特性及疲勞性能等，考核結構在多場耦合環境下的功能性、完整性、耐久性及可靠性等[33]。下面對國外部分多場試驗能力進行簡要介紹。

在美國國家航空航天局戈達德（Goddard）空間飛行中心建有發射模擬器，可以實現氣動熱、振動、噪聲、低氧環境的高度綜合模擬，配有1100m3容積高聲強混響室和美國Ling公司的電動氣流揚聲器，并使用氮氣作為氣源以實現低氧環境高強聲場模擬；NASA蘭利研究中心建有總聲壓級為175dB的熱/噪聲耦合試驗裝置；美國空軍萊特實驗室建有的熱/噪聲/靜力多場耦合試驗設施，利用石墨/等離子體電弧加熱實現超高溫環境模擬，對于0.6m試驗段最高總聲壓級達到180dB，對于1.2m試驗段的噪聲最高總聲壓級達到175dB。

英國BAE公司開發了一套熱/噪聲/面內載荷耦合試驗設施，該系統采用美國TEAM公司的揚聲器，單個聲功率為200kW，采用40個加熱元件組成的加熱陣列系統，試驗件溫度可達到800℃，加熱元件安裝在支撐支架上，通過使用物理隔絕和空氣冷卻等措施，實現試驗件上溫度的快速上升或下降，以模擬溫度突變。該試驗系統的行波管工作間為1.2m×0.3m×4.4m，行波管指數段的截止頻率為30Hz，最高聲壓級為175dB，試驗件最高溫度可達800℃，可施加面內載荷70t。

俄羅斯西伯利亞恰普雷金國家航空研究院建立有兩套試驗裝置，其中一套用于子部件試驗，可實現熱聲振聯合加載，使用兩套高聲強電動氣流揚聲器作為聲源，使用U形石英燈管加熱，試驗段短邊大于0.6m。另外一套用于部件試驗，使用4套高聲強電動氣流揚聲器作為聲源，使用U形石英燈管加熱，試驗段短邊大于1.2m，可對部件進行雙面不同熱聲環境的驗證試驗。兩套試驗裝置的總聲壓級可達165dB，溫度可達1000℃。其曾為“暴風雪”號研發做出過貢獻。

波音公司基于T-58發動機平臺建設了一套模擬熱、噪聲、壓力、流動的多場耦合試驗平臺發動機燃燒試驗設施（engine burner facility， EBF）。該平臺建設目標是用來驗證試驗件在真實流動和熱噪聲激勵條件下的響應，該平臺不僅能驗證綜合環境聲學實驗室（combined environment acoustic chamber， CEAC）等傳統熱噪聲試驗平臺的效果，同時還能夠模擬接近真實的載荷飛行載荷條件，除熱噪聲載荷環境外，還包括排氣反沖帶來的靜態壓力（見圖9）。

AFRL下屬萊特-帕特森研究單元開發了一套用于材料/元件疲勞特性測試的熱-力-聲多場耦合試驗設施（見圖10），該平臺能夠模擬不同量級的聲壓級、熱和拉/彎組合機械力綜合嚴酷環境，該機構還在此基礎上對試驗系統進行了升級，采用激振器方案對元件夾持短的節點位置進行振動激勵，實現了在熱/力/聲耦合載荷基礎上施加隨機振動激勵。

從國外多場試驗能力的發展來看，其試驗設施早期從帶加熱的混響室、高溫混響室和熱聲行波管共同存在，發展到后來主要側重于使用熱聲行波試驗裝置，該類裝置聲壓級遠高于混響室，且易于實現熱聲振及熱力聲聯合加載。從國外高超聲速飛行器的試驗來看，其發展趨勢是早期的常溫高強聲環境試驗、低氧高強聲環境試驗、熱聲聯合試驗，到后來的熱聲振聯合試驗及熱力聲聯合試驗。國外目前正在考慮低氧環境的熱聲聯合環境試驗能力建設。結構響應的測試能力已從接觸式測量發展到非接觸式測量，目前正在大力發展高溫環境下的場測量能力。高溫聲環境測量與控制能力方面，從早期的冷端修正方法測量高溫聲場發展到直接測量高溫聲場，從早期的1/3倍頻程聲場控制已發展到聲場的功率譜密度控制，并已實現了熱聲加載聯合控制。

除上述試驗設施外，事實上，美國在NASP研究計劃的推動下，大力發展了熱結構設計、分析等相關技術能力，美國在復雜服役環境下熱結構多場耦合設計與評估等方面的理念較為先進，構想也頗為豐富。在熱結構多場耦合分析方面，美國針對X-37B、X-38等飛行器開展了其熱結構響應與疲勞壽命分析，該工作主要由AFRL下屬結構科學中心（structure science center， SSC）和萊特空軍實驗室聯合主導，目的在于發展熱結構的設計、使用與適用環境等方法，開發了多種考慮熱、噪聲、氣動和結構尺寸效應影響的壁板結構。

為了研發一種用可于空天飛機的經濟性好、可重復使用的熱結構，美國在NASP計劃中發展了一種高溫強噪聲等嚴酷環境下的結構設計與分析方法，并且選取了4種典型的結構：前機身結構、翼面結構、發動機噴口結構和控制舵結構，主要考慮了氣動噪聲、發動機噪聲、氣動熱、氣動力和過載等載荷的影響，分別進行了動力學分析、熱分析和應力分析等研究。并且在Ma=7、機動過載（LF）=2.5飛行工況下，對4種結構在熱/噪聲/氣動力等耦合載荷的響應與失效進行了分析與評估。

總的來看，美國在空天飛機的研制過程中廣泛借助了基于CFD和FEM等手段的仿真分析與設計技術，為熱結構的設計和研發提供了不可替代的作用，即便如此，美國在未來亟待解決的10余項關鍵技術中指出：如何綜合考慮極端嚴酷的氣動熱、氣動力以及噪聲等載荷之間的強耦合影響，進而對結構進行合理的設計，既保證結構的安全性，同時避免過大的設計裕度，這是當前面臨的主要挑戰之一；另外，嚴酷耦合環境下，結構大變形帶來的非線性跳變等問題無法通過現有的線性頻響分析得到，如何考慮靜載和動載的疊加影響是關鍵，也是下一步重點應該考慮的方向[34]。

此外，美國AFRL在其高超聲速研究總結報告中針對現有能力與需求的差距進行了說明[35]，認為提升現有熱結構設計能力的關鍵在于需要考慮熱、噪聲、氣動力等載荷的綜合影響，然而要想實現這樣的地面驗證能力，其技術難度和花費都將是巨大的，這也是未來亟待補充的能力。

2.3國內多場試驗研究進展

近年來，我國相關科研機構在工程需求與專業發展的推動下，相繼開展了多場環境下結構強度研究能力建設。總的來看，針對高超聲速飛行器全尺寸熱結構，國內具備較強的熱/力、熱/振動（見圖11）和熱/噪聲耦合試驗能力（見圖12），但多在地面富氧環境中進行，尚無法同步模擬高空低氧環境，此外也尚未建立高超聲速飛行器全尺寸熱結構在低氧環境下的1650℃級熱/力耦合以及熱/振動耦合試驗設施。另外，未來熱/振耦合試驗將一維向多維發展，試驗對象也趨向復雜，這也對加熱設備的研制、試驗夾具設計、邊界條件模擬等方面提出了新的要求。

近年來，在國家研究項目的推動下，國內以中國飛機強度研究所為代表的單位也相繼開展了多場環境下的結構強度分析與驗證技術研究，具備一定的熱/噪聲耦合、熱/振動、熱/聲/振、熱/力/聲/振多場耦合等試驗與研究能力。例如，在熱/力/聲/振多場耦合試驗方面，中國飛機強度研究所基于某重大專項工程研制需求，自研了兩套多場耦合試驗裝置，包括熱/振動/噪聲/靜壓和熱/振動/噪聲/靜力等多場試驗裝置，能夠針對金屬/復合材料元件/結構開展0.8kN/1250℃/18t/166dB多場載荷模擬（見圖13），目前已基于該平臺相繼完成了GH4169、TPS、C/SiC等構件的多場耦合響應特性與失效評估驗證。

在超高溫多場耦合試驗測量方面：利用黏結的熱電偶，可以完成1650℃以下C/C、C/SiC熱結構表面溫度測量；利用黏結的高溫應變計，僅可以實現600℃以下高溫應變測量。但是上述黏結的高溫傳感器在試驗過程中時常出現脫落問題，尚不具備國外先進的高溫傳感器熱噴涂安裝能力。另外，在溫度、應變非接觸式測量方面發展緩慢；在高溫傳感器關鍵參數校準以及超高溫環境加速度/噪聲/位移/熱流密度測量等方面，也缺乏相應的條件支撐。

總體而言，國內在低氧環境超高溫多場耦合試驗方面，從低氧環境模擬、多場耦合模擬因素數量，到試驗件尺度、加熱溫度、關鍵參數測量等諸多方面均與國外有較大差距，國內在多物理場耦合環境下部件強度試驗能力遠不能覆蓋型號飛行包線下的載荷環境，不足以滿足現有/未來高超聲速飛行器地面強度試驗驗證需求。具體體現如下：（1）試驗規模不夠，缺少可對飛行器部件進行熱/噪聲、熱/力/噪聲、熱/振動/噪聲耦合試驗的能力；（2）加載能力不足，對子單元或組件的熱/噪聲試驗、熱/振動/噪聲等耦合試驗時，聲壓級和溫度加載能力不足，難以覆蓋型號全飛行包線下的載荷環境；（3）加熱方法主要使用石英燈組，缺少大熱流加熱能力，難以滿足強噪聲背景氣流環境下的高溫加載需求；（4）缺少低氧環境聯合試驗能力，無法滿足型號研制對試驗的需求；（5）缺少熱聲載荷聯合控制能力；（6）缺少多場耦合環境下的關鍵參數先進測量手段，導致現有試驗中的數據獲取與精確性不高。

3多場耦合未來發展趨勢

雖然國內外已針對高超聲速飛行器在多場耦合環境下的結構強度問題開展了一系列從多場耦合設計到分析再到試驗的研究，但客觀來講，目前多場耦合問題研究成果遠沒有達到滿足高超聲速飛行器研制需求的技術水平。技術跨度大、耦合問題復雜、學科綜合性強是研究人員達成的共識。

多場耦合技術得到了快速發展和深化，然而單一的分析或試驗手段目前仍不足以處理多場耦合帶來的復雜非定常、非線性、多尺度問題，有必要綜合利用現有技術，形成多場耦合設計、分析、試驗相互指導、相互驗證、相互補充的技術體系，才能為多場耦合問題提供更加有效的解決方案。下面分別從設計、分析、試驗與優化等方面簡要梳理當前技術層面的問題，以問題為導向，列出如表1所示的未來發展方向[36]。

另外，從標準規范要求來看，GJB67A. 8—2008、GJB150A—2009、GJB775—2012以及MIL-STD-810G等標準規范均對多場耦合試驗提出了明確要求。隨著近年來世界主要軍事強國各類高超聲速飛行器型號研制進入高峰，氣動力、熱、噪聲、振動等載荷帶來的結構強度問題將越來越突出，并已成為高超聲速飛行器型號結構設計與驗證的重要考慮因素。從現實情況來看，當前多場耦合方面的技術能力與型號研制的需求尚有明顯差距，亟待彌補。另外，多場試驗相關的標準及規范也在近10年得到了不斷發展，其中大部分標準要求受限于當前國內整體研究水平，并沒有得到足夠的重視。從NASA、波音、俄羅斯新西伯利亞研究院、德國航空航天研究院等知名研究機構，以及國內各科研院所的研究進展來看，多場基礎理論、高精度數值仿真與工具開發、工程問題建模與解決策略等已經成為前沿探索熱點。因此，從型號研制、標準規范、專業發展的趨勢來看，飛行器多場耦合設計、分析與驗證是值得持續探索的重要方向。

4結束語

隨著近些年高超聲速飛行器的加快發展，飛行器結構設計也由防熱設計逐步向熱結構設計方向轉變，熱結構在復雜服役環境下的強度分析與設計作用凸顯，在這種大趨勢下，針對C/C、C/SiC等高溫材料翼、舵等結構件開展相關的熱/力/振動/噪聲等多場耦合研究對飛行器研制而言具有重要意義[6，37]。涉及力/熱/振動/聲/結構的多場耦合分析技術是復雜服役環境下結構強度設計與考核的重要手段，并且在經濟成本、時間成本和充分性等方面具有常規方法所不具備的優勢。可以預見，考慮熱、力、噪聲、振動等載荷的耦合分析與試驗技術，將是未來一段時間內的研究熱點，也是我國高超聲速飛行器研制過程中必須攻克的一個難題[38]。

從型號研制的角度來看，航空航天飛行器的多物理場耦合問題伴隨著飛行器的整個發展過程，特別是近年來，隨著高超聲速飛行器的發展，多物理場耦合問題已成為一個重要的熱門方向。

從學科發展的角度來看，力/熱/聲/結構等多物理場耦合問題屬于多學科交叉的前沿科學問題，是流場、溫度場、應力場等多個場之間的高度耦合，非定常、非線性、多尺度等特性明顯，其物理過程和數學模型非常復雜，其耦合機理與建模方法尚未完全成熟，仍需不斷探索[39-40]。

參考文獻

[1]田宏亮.臨近空間高超聲速武器發展趨勢[J].航空科學技術， 2018，29（6）：1-6. Tian Hongliang.Development trends of near space hypersonic weapon[J]. Aeronautical Science & Technology，2018，29（6）：1-6. （in Chinese）

[2]馮志高，關成啟，張紅文.高超聲速飛行器概論[M].北京：北京理工大學出版社，2016. Feng Zhigao，Guan Chengqi，Zhang Hongwen.An introduction tohypersonicaircraft[M]. Beijing：BeijingInstituteof Technology Press，2016. （in Chinese）

[3]劉磊.高超聲速飛行器熱氣動彈性特性及相似準則研究[D].綿陽：中國空氣動力研究與發展中心，2014. Liu Lei. Study on the characteristics and similarity criteria of aerothermoelasticity for hypersonic vehicle[D]. Mianyang： China Aerodynamics Research and Development Center，2014.（in Chinese）

[4]Zuchowski B. Air vehicle integration and technology research（AVIATR）delivery order 0023：predictive capability for hypersonic structural response and life prediction：phase ii -detailed design of hypersonic cruise vehicle hot-structure[R]. Palmdale，CA：Lockheed Martin Aeronautics Company，2012.

[5]Tzong G，Jacobs R，Liguore S. Air vehicle integration and technology research（AVIATR）task order 0015：predictive capabilityforhypersonicstructuralresponseandlife prediction：phase 1-identification of knowledge gaps，volume 1？nonproprietary version[Z]. Huntington Beach：The Boeing Company，2010.

[6]梁德利，于開平，韓敬永.高速飛行器振動噪聲環境預示技術[J].噪聲與振動控制， 2013，33（5）：58-63. Liang Deli，Yu Kaiping，Han Jingyong. Advances in noise and vibration environment prediction of high speed spacecrafts[J]. Noise and Vibration Control，2013，33（5）：58-63.（in Chinese）

[7]Salvatore L L，Dale M P，Michael J T，et al. Air vehicle integration and technology research（AVIATR）delivery order 0013：nonlinear，low-order/reduced-order modeling appli- cations and demonstration[Z]. St. Louis：The Boeing Company，2011.

[8]蔣持平，柴慧，嚴鵬.近空間高超聲速飛行器防熱隔熱與熱力耦合研究進展[J].力學與實踐，2011，33（1）：1-9. Jiang Chiping， Chai Hui， Yan Peng. Advances in thermal protection of near space hypersonic flying vehicles and related researches of thermo-mechanical coupling[J]. Mechanics in Engineering， 2011，33（1）：1-9. （in Chinese）

[9]胡良全.低成本化輕質熱防護技術現狀與發展[J].材料保護， 2013，46（2）：137-139. Hu Liangquan. Low-cost and light mass composites of thermal protection systems present status and development[J]. Materials Protection， 2013，46（2）：137-139. （in Chinese）

[10]鄒軍鋒，李文靜，劉斌，等.飛行器用熱防護材料發展趨勢[J].宇航材料工藝，2015（4）：10-15. Zou Junfeng，Li Wenjing，Liu Bin，et al. Development of thermal protection materials for aircraft[J]. Aerospace Materials & Technology， 2015（4）：10-15.（in Chinese）

[11]David E. European directions for hypersonic thermal protection systems and hot structures[C]// 31st Annual Conference on Composites Materials and Structures. Daytona Beach，FL，2007.

[12]David E. Hypersonic materials and structures[R]. NASA Langley Research Center，Hampton，VA. 2015.

[13]程興華.高超聲速飛行器防熱壁板氣動熱彈性耦合建模與分析[D].長沙：國防科學技術大學，2012. Cheng Xinghua. Coupled aerothermoelastic modeling and analysis of thermal protection panel for hypersonic vehicles[D]. Changsha： Graduate School of National University of Defense Technology，2012. （in Chinese）

[14]沙云東，魏靜，高志軍，等.熱聲載荷作用下薄壁結構的非線性響應特性[J].航空學報，2013， 34（6）：1336-1346. Sha Yundong， Wei Jing， Gao Zhijun， et al. Nonlinear response characteristics of thin-walled structure under thermo-acoustic loadings[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2013， 34（6）： 1336-1346. （in Chinese）

[15]Andrew K，Marc P.Thermal reduced order model adaptation to aero-thermo-structural interactions[R].AIAA2014-0493，2014.

[16]耿謙，李躍明，楊雄偉.熱應力作用下結構聲-振耦合響應數值分析[J].計算力學學報，2012，29（2）：99-104. Geng Qian， Li Yueming， Yang Xiongwei. Vibro-acoustic numerical analysis of thermally stressed aircraft structure[J]. Chinese Journal of Computational Mechanics， 2012，29（2）：99-104. （in Chinese）

[17]楊炳淵，史曉鳴，梁強.高超聲速有翼導彈多場耦合動力學研究和進展[J].強度與環境，2008，35（5）：55-62. Yang Binyuan， Shi Xiaoming， Liang Qiang. Investigation and development of the multi-physics coupling dynamics on the hypersonic winged missiles[J]. Structure & Environment Engineering， 2008，35（5） ： 55-62. （in Chinese）

[18]楊亞政，楊嘉陵，方岱寧.高超聲速飛行器熱防護材料與結構的研究進展[J].應用數學和力學.2008，29（1）：47-56. Yang Yazheng，Yang Jialing，Fang Daining. Research progress onthethermalprotectionmaterialsandstructuresin hypersonic vehicles [J].Applied Mathematics and Mechanics， 2008，29（1）：47-56.（in Chinese）

[19]Adam C. Coupled fluid-thermal-structural modeling and analysis of hypersonic flight vehicle structures[D]. Columbus：The Ohio State University，2012.

[20]季衛棟.高超聲速氣動力/熱/結構多場耦合問題數值模擬技術研究[D].南京：南京航空航天大學，2016. Ji Weidong. Numerical simulation of hypersonic fluid-thermalstructural coupled problem[D].Nanjing： Nanjing University of Aeronautics andAstronautics，2016. （in Chinese）

[21]Rogers M. Aero thermo elasticity[J]. Aero/Space Engineering，1958，17（10）：34-43.

[22]Guanghua X，Wen H，Junjie S. Design of Temperature testing system in multi-parameter combined environmental test [J]. Applied Mechanics and Materials，2012，157-158：127-131.

[23]Blades E L，Miskovish R S，Nucci M. Towards a coupled mutliphysicsanalysiscapabilityforhypersonicvehicle structures [C]//52thAIAA，2011.

[24]Marlana N，Anurag S，Adam P，et al. Thermal acoustic analysis of a metallic integrated thermal protection system structure[J]. 51st AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics，and Materials Conference，2010.

[25]鄒學鋒，郭定文，張昕，等.聲熱靜聯合載荷下鈦板結構響應特性研究[J].推進技術，2019，40（5）：1136-1144. Zou Xuefeng， Guo Dingwen， Zhang Xin， et al. Study on response characteristcs of titanium panel under combined thermal/acoustic/staticloadings[J].JournalofPropulsion Technology， 2019，40（5）：1136-1144. （in Chinese）

[26]吳振強，張偉，孔凡金.熱噪聲復合環境試驗裝置研制及其能力驗證[J].導彈與航天運載技術， 2014（5）： 60-67. Wu Zhengqiang， Zhang Wei， Kong Fanjin. Research and capabilityverificationofthetestapparatussimulating combined thermal and acoustic environment[J]. Missiles and Space Vehicles， 2014（5）： 60-67. （in Chinese）

[27]徐敏，張寧川.基于氣動（氣動噪聲）/結構耦合仿真研究[J].強度與環境， 2012，39（1）：12-17. Xu Min，Zhang Ningchuan.Based on aerodynamic/aeroacoustic/ structure coupling simulation study[J]. Structure & Environment Engineering， 2012，39（1）：12-17.（in Chinese）

[28]Stephens C A，Hudson L D，Piazza A. Overview of an advanced hypersonic structural concept test program[R]. NASA-2008-561，2008.

[29]吳大方，王岳武，商蘭，等. 1200℃高溫環境下板結構熱模態試驗研究與數值模擬[J].航空學報， 2016， 37（6）： 1861-1875. Wu Dafang， Wang Yuewu， Shang Lan， et al. Test research and numerical simulation on thermal modal of plate structure in 1200℃high temperature environments [J]. Acta Aeronautica etAstronautica Sinica， 2016， 37（6）： 1861-1875. （in Chinese）

[30]趙保平，嚴超，孟祥男，等.大型熱環境試驗技術的最新進展[J].裝備與環境工程，2016，13（5）：1-9. ZhaoBaoping， YanChao， MengXiangnan， etal. Recent development and prospect of large spacecraft thermal environmental test technology[J]. Equipment Environmental Engneering， 2016，13（5）：1-9.（in Chinese）

[31]Salvatore L，Michael J，Dale M. Application and Demonstration of Nonlinear Reduced Order Modeling（NLROM）for thermal/ acoustic response[C]//53rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics and Materials Conference，2012.

[32]Blades E L，Miskovish R S，Nucci M. Towards a coupled mutliphysics analysis capability for hypersonic vehicle structures [C]//52th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics & Materials Conference，2011.

[33]鄒學鋒，郭定文，潘凱，等.復雜載荷環境下的高超聲速典型結構強度試驗技術[J].航空學報，2018，39（12）：1-11. Zou Xuefeng， Guo Dingwen， Pan Kai， et al. Test technique for multi-load combined strength of hypersonic vehicle structure under complex loading environment[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2018，39（12）：1-11.（in Chinese）

[34]Yeongnam K，Jaesang P，Eunsoo G. Nonlinear random response analyses of panels considering transverse shear deformations under combined thermal and acoustic loads [J]. Shock and Vibration，2018（6）：1-11.

[35]Quiroz R，Embler J，Jacobs R，et al. Air vehicle integration and technology research（AVIATR）task order 0023：predictive capability for hypersonic structural response and life prediction：phase ii-detailed design of hypersonic cruise vehicle hot-structure[Z]. Huntington Beach：The Boeing Company，2012.

[36]劉深深.氣動力/熱/結構多場耦合數據傳遞方法研究[D].綿陽：中國空氣動力學研究與發展中心，2014. Liu Shenshen. Study on the data interpolation methods of fluidstructure-thermal interaction problems[D]. Mianyang： China Aerodynamics Research and Development Center Graduate School， 2014. （in Chinese）

[37]趙旭升，楊志斌，張新霞.一種一體化熱防護系統綜合效能量化評價方法[J].航空科學技術，2019，30（5）：65-69. Zhao Xusheng， Yang Zhibin， Zhang Xinxia. A quantitative evaluation method for comprehensive efficiency of integrated thermalprotectionsystem[J]. AeronauticalScience& Technology，2019，30（5）：65-69. （in Chinese）

[38]孟光，周徐斌，苗軍.航天重大工程中的力學問題[J].力學進展， 2016，46：201606. Meng Guang， Zhou Xubin， Miao Jun. Mechanical problems in momentous projects of aerospace engineering [J]. Advances in Mechanics， 2016， 46： 201606.（in Chinese）

[39]張正平.飛行器結構熱噪聲強度基礎[M].北京：科學出版社， 2020. Zhang Zhengping. Structural strength foundation of aircraft thermal acoustic[M]. Beijing： Science Press，2020. （in Chinese）

[40]中國科學院.中國學科發展戰略：新型飛行器中的關鍵力學問題[M].北京：科學出版社，2000. Chinese Academy of Sciences. Chinese discipline development strategy： Key mechanics issues in new aircraft[M]. Beijing： Science Press，2000. （in Chinese）

（責任編輯陳東曉）

作者簡介

鄒學鋒（1985-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：聲振與多場耦合。

Tel：029-88268265

E-mail：zouxf1114@126.com

潘凱（1980-）男，碩士，研究員。主要研究方向：航空聲學與振動。

Tel：029-88268265

E-mail：pankai.er@126.com

燕群（1983-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：噪聲與噪聲控制、發動機強度。

Tel：029-88268206

E-mail：qunyan_ac@163.com

郭定文（1966-）男，碩士，研究員。主要研究方向：聲疲勞。Tel：029-88268265

E-mail：guodingwen@126.com

劉小川（1983-）男，博士，研究員。主要研究方向：結構動力學、結構沖擊動力學。

Tel：029-88268805

E-mail：liuxiaochuan@cae.ac.cn

Overview of Dynamic Strength of Hypersonic Vehicle Structure in Multi-field Coupling Environment

Zou Xuefeng1，2，Pan Kai1，2，*，Yan Qun1，2，Guo Dingwen1，2，Liu Xiaochuan1

1. AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xian 710065，China 2. Aviation Science and Technology Key Laboratory of Aeronautical Acoustics and Vibration Intensity，Xian 710065，China

Abstract： Hypersonic vehicle is currently one of the most active research fields in the international aerospace industry， severe aerodynamic heat/force/noise and other multi-field coupled load environments have brought severe challenges to the strength of the lightweight/functional integrated structure of the aircraft， which has become a key factor affecting the development of aircraft. This paper describe the main coupled load environment characteristics of hypersonic vehicles under different flight envelopes， according to the requirements of aircraft material and structure design， several types of typical hypersonic aircraft structure multi-field coupling dynamics problems are explained， the research progress of related heat/force/vibration/noise and other multi-field coupling technologies at home and abroad are reviewed， and the key technologies of dynamic analysis and test of aircraft structure under different coupling environments are discussed in detail. Finaly the main development direction of future multi-field coupling is summarized through analysis of the current situation and development trend of multi-field coupling technology.

Key Words： hypersonic； multi-field coupling； dynamic response； thermal acoustic； ground test