第!"卷!第#期!$$%年"$月
实!验!力!学
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文章编号!"$$"=>???!!$$%"$#=$#D"=$#
的力学性能研究"
吴大方"!宋!昊!!李永亭"!晏震乾"
!"：北京航空航天大学航空科学与工程学院#北京"$$$?A$!：中国一航北京长城计量测试技术研究所#北京"$$$D#"
摘要!通过热强度试验!测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数!对于航空航天材料和结构的可靠性评定"寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义#针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状!使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统!对铝=镁合金材料#+$%在多种不同的瞬态热冲击条件下!进行气动加热模拟与热载联合试验研究!得到在瞬态热"力学环境的共同作用下铝=镁合金#+$%材料的强度极限"承载时间等力学性能变化状况#为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供了可靠依据# 关键词!热强度试验$气动热$强度极限
中图分类号!7!"%:>"7>"%:>!!!文献标识码!+
$!引言
!!铝合金材料密度小%塑性好%耐腐蚀%易加工%价格低#因此长期以来就是航空航天工业的主要结构材料#至今仍被大量用于制造飞机机体和运载火箭箭体结构&其中#+$%是铝=镁系中含镁量高%不可热处理的强化铝合金&在退火和冷作硬化状态下使用时#具有高塑性以及优良的耐腐蚀性能和焊接性能##+$%是航空航天领域中使用比较广泛的铝合金之一&
航空航天器高速飞行时#气动加热产生的瞬态高温热应力使飞行器材料的弹性模量下降#刚度和强度降低#并且使其疲劳寿命受到严重影响#因此对航空航天材料进行热强度试验#测试并确定材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数#对于航空航天材料和结构的可靠性评定%寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义&
加固显示器
近年来#虽有少数实验室通过大电流快速加热方法研究材料在热冲击条件下的力学性能及温升率对材料拉伸响应影响’"B>(#但由于快速电加热方式本身的特点#不易准确再现复杂飞行过程中的热环境#对于#+$%在常温和长时间恒温状态下的力学性能#人们进行了一些实验研究工作’#(#但模拟高速飞行时材料的真实受热状况#研究航空航天材料在瞬态热冲击条件下的力学性能#国内外至今还鲜有报道&
本文使用高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统’%(#对铝=镁合金#+$%在"#$d%!$$d%!#$d% A$$d的瞬态热冲击条件下#进行气动加热模拟试验与热载联合试验#观察分析在瞬态热%力学环境的共同作用下铝=镁合金#+$%材料的力学性能变化状况#为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供可靠依据&
"收稿日期!!$$#=$?=!>"修订日期!!$$%=$@=!@
通讯作者!吴大方!"D#$B"#男#教授#主要从事实验力学与智能结构振动主动控制方面的研究&.=H C I9)]T V"D#$$"%A:;8H 万方数据
生物态硒"!高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统
!!为得到高速飞行器表面各部分的热应力!
应变!结构膨胀量等高温力学性能参数"须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统#本研究使用的瞬态气动热试验系统是一个如图"所示的独立的计算机数
图"!瞬态气动热试验系统结构图
-I O :"!6;U R H C <I ;T I C O N C HV 8N <U R R W Q
R N I H R J <C 9M Y M <R H8V <U R <N C J M I R J <C R N 8T Y J C H I ;U R C <I J O 字闭环测控系统"由红外加热装置!电功率调节装置!
热流和温度传感器!信号放大器!模$数转换器!数$模
转换器!控制用计算机等部分组成#系统工作时"由
热流和温度传感器将连续变化的信号采入"经过放大大灯高度可调
后送入+$_进行模=
数转换#将测量到的热流和温度值与设定值进行比较后将偏差送入控制程序"计算
机通过控制算法对采样数据进行计算得到控制量"并
经过_$+转换成模拟信号后驱动电功率调节装置"
调节石英加热装置上的电压"从而实现飞行器表面热
流和温度连续变化过程的自动控制#针对高速飞行
器气动模拟试验瞬态热控过程所具有的变化复杂!高
度非线性!瞬变!强耦合的特点"将模糊控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统#该系统能够按照高速飞行器飞行过程中热流和表面温度的瞬态连续变
化对气动模拟加热过程实施快速!准确的动态控制#
!!材料在瞬态热冲击条件下的热载联合试验
!:"!试验装置
热载联合试验系统如图!所示"主要由加热!加载两个部分组成#图!中左侧的两个装置是236材料拉伸试验机控制系统和加载台架"图!中右侧的两个装置为瞬态气动热试验计算机控制系统和电功率调节器#红外辐射加热器安装在236材料拉伸试验机加载台架的上!
下两个夹头的中间部位"该热载联合试验系统可在对试件施加可控的动态加热的同时"对试件或结构施加集中载荷或分布载荷"并实时测量!记录材料或结构的温度!应力!应变等物理参量#气动热模拟试验系统是一个以计算机为中心的多变量!实时瞬态过程自动控制系统# 图!!试验装置
-I O :!!3R M <C Q Q C N C <S M Q U 8<8图A !试验试件-I O :A !6U C Q R C J T M I L R 8V M Q
R ;I H R J M !:!!试件
试件材料为#+$%%,-%
&"采用哑铃形平板试件"其形状和尺寸如图A 所示#为了保证试片中部加热区的温度均匀性"并避免热源高温区对试验机夹头的影响"试件设计得比较长"平直段有"%$H H "总长度A $$H H "厚度!H H #
!:A !试验方法!D #!!!!!!!!!!!!!!!!实!验!力!学!!!!!!!!!!!!!!%
!$$%年&第!"卷
!万方数据
拉伸试验在五种不同的温度!室温""#$d "!$$d "!#$d "A $$d #
下进行$除室温试验外$在对试片施加拉伸载荷前$由热控系统控制石英灯加热装置使铝=镁合金试片快速升温$!$秒钟将试片表面加热到设定温度$在恒温!$秒钟后施加拉伸载荷$拉伸速度为!$H H %H I J &温度设定曲线如图>至图@中的细实线所示&试验中需特别注意热"载系统之间的电耦合问题&因试件和作为测温传感器的热电偶均为金属导体$如不采取隔离措施$加热系统将与加载系统之间会产生严重的
电子耦合干扰$影响测控系统的正常工作&为此设计了专用的隔离过渡部件并与电信号光隔元件相结合$使两个系统独立$避免了电信号的耦合与干扰&
A !试验结果
!!图>#图@为"
#$d "!$$d "!#$d "A $$d 热控过程的设定曲线!细实线#和实际控制结果曲线!粗实线#$试件被拉断时热控系统关闭$试件温度下降&从图中的控制结果可以看到$在拉伸过程中$温度’设定曲线(和’控制曲线(重合在一起$取得了相当好的快速动态控制效果&从图>#图@可知在一般情况下$设定温度越高$试件被拉断所需的时间越短&
图>!温度控制曲线!<E "#$d #
-I O :>!6R <C J T ;8J <N 89;S N X R 8V <R H Q R N C <S N R !<E "#$d #图#!温度控制曲线!<E !$$d #-I O :#!6R <C J T ;8J <N 89;S N X R 8V <R H Q
R N C <S N R !<E !$$d #图%!温度控制曲线!<E !#$d #
-I O :%!6R <C J T ;8J <N 89;S N X R 8V <R H Q R N C <S N R !<E !#$d #图@!温度控制曲线!<E A $$d #-I O :@!6R <C J T ;8J <N 89;S N X R 8V <R H Q
R N C <S N R !<E A $$d #图?为在室温以及以上瞬态热冲击环境下!"#$d "!$$d "!#$d "A $$d #
各拉伸试件的载荷B 位移曲线&从图?中可以看到$!#d 的拉伸曲线有上下抖动现象$这种常温下的锯齿状流变曲线称为9S T R N M
防盗追踪带$可以用48<<N R 99理论解释)@*+
即位错以某一速度运动时$拖带动材料内溶质气团以同样的速度与位错一起运动$并存在一个气团被拖住的极限速度&如果位错运动速度超过极限速度时$位错将脱离气团$导致流变应力下降$直至其它溶质原子扩散到位错重新形成气团&这种重复过程可以解释常温下的
锯齿状流变现象&从图?中可以看出$在瞬态热冲击的条件下$随着温度的升高$材料的弹性模量和强A
D #第#期!!!!!!!!!!吴大方等+铝=镁合金#+$%在瞬态热冲击条件下的力学性能研究万方数据
度极限均下降!其中弹性模量下降的并不显著!而强度极限由于温度不同!变化剧烈!当温度为!#$d 时!材料的强度极限为常温时的>@e "温度升为A $$d !材料的强度极限仅为常温时的A %e "尽管强度极限下降很多!铝合金材料在瞬态热冲击的条件下#A $$d $
的强度极限!对于导弹设计人员来说非常重要!因为强度手册表明该该材料在A $$d 时已没有承载能力!
而强度手册中的试验条件为长时期恒温后加载的结果!导弹飞行时间短!铝合金材料在导弹发射初期高速升温段的强度极限参数对导弹的安全设计极为重要"从图>至图@可知!加载开始后各试件的承载时间!!#d 室温环境下试片于""":A $秒时被拉断!其它热冲击温度下拉断时间依此为?!:"?秒#"#$d $!##:$@秒#!$$d $!#":$"秒#!#$d $
!#D :@$秒#A $$d $
"各种温度条件下材料的承载时间的获得对导弹飞行过程中剩余强度的确定和结构减重提供了重要依据"
图?!#+$%在瞬态热冲击条件下的7B -
2曲线-I O
:?!7B -2;S N X R M 8V #+$%C 998Y C <<N C J M I R J <U R C <I J O 图D !#+$%试片在不同试验温度条件下的断口照片
-I O :D !-N C ;<S N R Q U 8<88V #+$%C 998Y M Q R ;I H R J M C <T I V V R N R J <<R H Q
R N C <S N R 图D 为室温度以及前述各瞬态热冲击环境下试片的拉伸断口形态照片"照片中从左到右
的#片试件拉断时的温度依次为!#d %"#$d %!$$d %!#$d %A $$d "从图D 中可以看到!#d 试件断口附近存在明显的与试件轴线成约>$g
电动钢丝刷
倾角的滑移线&随着试验温度的提高!试件拉断时的颈缩量逐渐增大!材料抵抗变形的能力降低!塑性变形增大"
>!结论
!!本文对在飞机
%导弹中常用的铝=镁合金材料#+$%在不同瞬态热冲击温度下的力学性能进行了实>D #!!!!!!!!!!!!!!!!实!验!力!学!!!!!!!!!!!!!!#
!$$%年$第!"卷
!万方数据
验研究!得到#+$%在不同瞬态热冲击条件下的强度极限"
承载时间等关键使用参数!为研究分析航空航天材料和结构在瞬态热"力学环境的共同作用下的力学性能变化"结构受力状况及承载能力提供了重要依据!
参考文献!
#"$!王国韬%
谢惠民%戴福隆%等：大电流快速加热条件下,Z "!铝板动态变形的云纹干涉法实验研究#&$：实验力学%"D D @%"!&A ’(>>D #>#%&a C J O P S 8<C 8%/I R 5S I H I J %_C I-S 98J O %R <C 9:.W Q R N I H R J <C 9M <S T Y 8J<U RT Y
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’’#!$!韩铭宝%刘宗德%刘怡光：热冲击下+A 钢力学性能的研究#&$：爆炸与冲击%"D D D %"D &"’(!$#!%&5C J 2I J O
F C 8%,I S\8J O T R %,I S Z I P S C J O :+JR W Q R N I H R J <C 9M <S T Y 8J<U R H R ;U C J I ;C 9F R U C X I 8N8V+AM <R R 9S J T R NN C Q I TU R C <I J O
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彭向和%陈裕泽%等：温升率对,Z "!铝合金拉伸响应特性的影响#&$：金属学报%!$$$%A %&D ’(D !%#D A $&Z C J O Z S J H I J %0R J O /I C J O U R %4U R J Z S L R %R <C 9:.V V R ;<8VU R C <I J O M Q R R T8J H R ;U C J I ;C 9Q N 8Q
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I ;C6I J I ;C %!$$$%A %&D ’(D !%#D A $&I J4U I J R M R ’’#>$!谭云%余勇%
等：高温热冲击对&@#不锈钢力学性能及微观组织的影响#&$：金属学报%!$$!%A ?&@’(%?>#%??&3C J Z S J %Z SZ 8J O %R <C 9:.V V R ;<8V U I O U <R H Q R N C <S N R <U R N H C 9M U 8;K I J O 8J <U RH R ;U C J I ;C 9Q N 8Q R N <Y C
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中国航空材料手册*编辑委员会：中国航空材料手册#2$：北京(中国标准出版社%!$$":"!&)4U I J CC R N 8J C S <I ;C 9H C <R N I C 9MU C J T F 88K *N R T C ;<I 8J;8H H I <<R R :4U I J CC R N 8J C S <I ;C 9H C <R N I C 9MU C J T F 88K :‘R I ^I J O
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竞赛抢答器2$：北京(科学出版社%"D D D (!"@#!"D &2C <S ;U C[5:6<N S ;<S N RC J T Q N 8Q R N <I R M 8V J 8J V R N N 8S M C 998Y M :‘R I ^I J O
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