《空天飞行器材料与结构高温试验技术》总结团队多年来空天飞行器材料与结构高温试验方面的成果与经验。《空天飞行器材料与结构高温试验技术》共5章，系统介绍了空天飞行器及其热结构问题与高温试验技术，并按照科研试验流程对材料高温性能试验、连接高温性能试验及结构高温性能试验涉及的具体试验类型等进行详细论述。

目录
前言
第1章 绪论 1
1.1 空天飞行器及其热结构问题 1
1.2 高温试验研究现状 1
第2章 高温试验技术 4
2.1 概述 4
2.2 高温加热方式 4
2.3 高温测量方式 5
2.3.1 温度测量 5
2.3.2 应变测量 6
2.3.3 位移测量 7
2.4 高温试验系统的建立 8
2.4.1 加载系统 8
2.4.2 MTS控制系统 9
2.4.3 热力联合加载方案 9
第3章 材料高温性能试验 12
3.1 概述 12
3.2 刚性隔热瓦装机试验 12
3.2.1 引言 12
3.2.2 涂层附着力试验 13
3.2.3 瓦组件工艺试验 16
3.2.4 瓦组件热性能试验 20
3.2.5 可重复使用性能试验 26
3.2.6 小结 30
3.3 机尾罩耐高温复合材料结构设计许用值试验 30
3.3.1 引言 30
3.3.2 开孔拉伸强度试验 31
3.3.3 充填孔压缩性能试验 34
3.3.4 钉孔挤压性能试验 37
3.3.5 典型连接性能试验 39
3.3.6 V形剪切性能试验 43
3.3.7 含冲击损伤压缩强度试验 46
3.3.8 小结 48
3.4 复合材料蜂窝夹层板不同环境条件下力学性能试验 48
3.4.1 引言 48
3.4.2 平面拉伸强度试验 49
3.4.3 平面压缩强度试验 51
3.4.4 三点弯*强度试验 53
3.4.5 侧面压缩强度试验 56
3.4.6 小结 59
第4章 连接高温性能试验 60
4.1 概述 60
4.2 采用胶黏剂的内部隔热毡胶接性能试验 60
4.2.1 引言 60
4.2.2 真空冷热循环预处理试验 61
4.2.3 毡组件拉伸试验 62
4.2.4 毡组件90°剥离试验 66
4.2.5 小结 69
4.3 瓦用高温胶黏剂环境及耐久性综合性能试验 69
4.3.1 引言 69
4.3.2 胶黏剂拉剪试验 70
4.3.3 胶黏剂90°剥离试验 73
4.3.4 组合拉伸试验 77
4.3.5 小结 79
4.4 耐高温复合材料混合连接及热阻断试验 80
4.4.1 引言 80
4.4.2 线膨胀系数试验 81
4.4.3 胶铆混合连接试验 84
4.4.4 混合连接钉载试验 92
4.4.5 热阻断连接试验 96
4.4.6 小结 101
4.5 耐高温陶瓷基复合材料与高温合金焊接典型结构性能试验 101
4.5.1 引言 101
4.5.2 静力试验 102
4.5.3 高温试验 105
4.5.4 仿真分析 105
4.5.5 小结 112
第5章 结构高温性能试验 113
5.1 概述 113
5.2 陶瓷基复材盖板式热防护结构典型试验 113
5.2.1 引言 113
5.2.2 耐热性能试验 114
5.2.3 可重复使用性能试验 117
5.2.4 小结 120
5.3 轴承高温环境综合性能试验 120
5.3.1 引言 120
5.3.2 轴承高温下转动性能试验 121
5.3.3 轴承高温下摆动性能试验 125
5.3.4 小结 128
5.4 缩比等效前体性能试验 128
5.4.1 引言 128
5.4.2 静力试验 129
5.4.3 热考核试验 131
5.4.4 热力联合试验 134
5.4.5 小结 136
5.5 调节板及调节机构性能试验 137
5.5.1 引言 137
5.5.2 力载荷调整试验 137
5.5.3 热载荷调整试验 140
5.5.4 小结 143
5.6 耐高温前缘结构性能试验 143
5.6.1 引言 143
5.6.2 静力试验 143
5.6.3 隔热性能试验 147
5.6.4 小结 150
参考文献 151

第1章绪论
　　1.1空天飞行器及其热结构问题
　　空天飞行器具有精确定位、快速打击的优势[1]，在全球安全、战略防卫等军事领域具有重要价值及意义。伴随着科学技术的发展，空天飞行器的飞行速度逐渐提高。美国航空航天局(NASA)研制的空天飞行器马赫数可以达到15；俄罗斯研制的空天飞行器马赫数可达到14[2]；法国紧随其后，开展了马赫数为12的空天飞行器的研制。基于整个世界大环境，我国也开展了空天飞行器的研制工作。
　　随着空天飞行器的设计飞行速度不断提高，高温热环境因空气动力加热产生的热量变得更加严峻。空天飞行器在飞行过程中，各部件与空气摩擦产生高温，温度可以达到1000℃左右。NASA记录的空天飞行器翼、舵等结构温度可达750～1450℃，飞行器前端、进气道等局部区域温度接近1800℃。当飞行器高速飞行时，结构的承载能力和材料的强度极限会因气动加热产生的高温显著降低，引发结构热变形，严重影响结构的安全性能，因此热防护问题是空天飞行器研制的关键[3]。
　　空天飞行器需要突破四个方面的关键技术问题：一体化设计技术、推进技术、空气动力学及结构材料技术[4]。尤其在空气动力学及结构材料技术方面，气动加热的严重性必须得到足够重视[5-8]。针对飞行器相关材料和结构进行隔热及热强度试验是保证飞行安全的必然举措，试验中模拟材料和结构在飞行过程中的真实加热条件，分析热应力等高温力学性能参数变化、热变形以及结构膨胀对结构强度的影响，为进一步分析提高结构的安全性和可靠性提供数据支持。
　　1.2高温试验研究现状
　　飞行器结构上温度分布不均匀会导致部件内部产生热应力。同时，由于空天飞行器飞行速度快、滞空时间长，受到气动载荷作用，在飞行过程中翼、舵等姿态控制结构还会出现较大变形。高热应力与机械应力叠加，会影响机翼结构性能及其承载能力，关系到飞行器在飞行过程中的安全。外部温度的迅速升高导致机身局部区域可能产生裂纹，热流由此传入内部，对内部电子元件、电路系统造成破坏[5]。为保证空天飞行器的安全，须对相关材料和结构进行热力耦合分析与试验研究。借助有限元分析和地面试验模拟空天飞行器服役环境下关键结构的热应力、热变形、结构热膨胀等高温力学性能变化对结构强度的影响，进一步研究热力联合作用下材料的力学性能变化特征与结构的强度、刚度和稳定性。该项工作对考核与评估飞行器结构高温下的承载能力和安全性能具有重要意义及价值。
　　对于空天飞行器结构气动热载荷下的热力学性能，国内外都通过地面等效空天气动热力环境，进行了大量且持续的地面热试验研究。
　　20世纪80年代初，美国对空天飞行器进行结构性试验分析研究，设立空天飞行器科研计划，并通过NASA DFRC(美国航空航天局德莱顿飞行研究中心)、兰利研究中心材料与结构分析实验室等多家机构进行研究。上述机构热试验设施齐全，加热方式包括石英灯加热、石墨加热、燃气加热等。模块化石英灯加热系统温度可达到1650℃并持续加热；石墨加热和燃气加热系统具有很高的加热效率，可用于翼、舵等结构极端环境下的热力耦合试验研究。俄罗斯航空航天研究院和空气动力研究院都建立地面热试验环境设施，以满足大结构高温高压极端环境下的热试验研究。
　　2000年和2004年，NASADFRC先后对X-37型号空天飞行器进行了整体及各部件结构高温环境下的热辐射试验研究、强度试验研究、热力耦合试验研究，试验流程如图1-1所示；2005年，热强度试验温度再次上升；2006年后，针对该型号飞行器进行了副翼子部件全方位综合性试验研究，包括静力试验研究、热力耦合试验研究和热振耦合试验研究等，为空天飞行器结构的研发与改进提供重要参数及试验价值。
　　图1-1美国NASADFRC热试验流程相较于美国，中国在飞行器部件热试验方面还处于起步阶段。西北工业大学
　　飞行器结构完整性技术工业和信息化部重点实验室多年来一直从事材料、连接部件及结构部件的高温试验与仿真分析工作，积累了丰富的经验，探索出一系列标准高温试验相关流程[9-11]。
　　对于结构的隔热性能试验及热力联合试验，高升温速率下温度载荷的控制目前已经较为成熟，但是试验过程中各类物理量的测试手段及测试方法还有待进一步完善。一方面是温度的测量，对于不同类型的试验对象，由于材料不同，传感器的类型及安装方式一般也不同。尽管解决了传感器的选型及安装问题，但依旧难以保证测量精度。另一方面，高温条件下位移及应变测量对传感器有较高要求，如何消除高温对传感器安装及测量的干扰依然具有很多挑战。
　　第2章高温试验技术
　　2.1概述
　　国内外相关机构通过地面等效空天气动热力环境，对空天飞行器结构气动热载荷下的热力学性能进行了大量且持续的地面热试验研究。
　　为了真实模拟气动力、气动热和其他物理场联合作用下空天飞行器结构部件的响应特性，以及考核结构在工作过程中某些功能的