高超声速飞行器在飞行过程中承受严酷的气动载荷以及气动加热,因此其结构在设计中要充分考虑气动力及气动热效应引起的结构动稳定性和动响应等问题,热颤振是其中较为关键的一环。本文梳理了热颤振研究的发展历程,总结了用于热颤振研究的多种现有方法,包括热模态试验、热颤振仿真分析以及风洞试验等。在此基础上,进一步分析了可用于热颤振研究的新兴技术——地面颤振试验技术的研究现状及存在问题,展望了地面热颤振试验技术的未来发展趋势。

高超声速气动热弹性分析涉及流场、结构场和热力场间的相互耦合,计算复杂且耗时长。根据分层求解策略提出了一种基于降阶模型的高超声速气动热弹性分析框架。分别采用系统辨识法和本征正交分解法对高超声速气动力和气动热建立降阶模型,并与模态叠加法耦合实现热配平状态下气动热弹性问题的快速计算。以典型高超声速三维机翼为例,预测热结构的颤振动压,并与全阶流⁃固⁃热耦合计算结果对比吻合较好。所提出的气动热弹性分析框架提高了计算效率,而且精度高,可应用于工程分析中。

高超声速飞行器在巡航和再入过程中,面临着严酷的气动力和热载荷复合环境。梁结构作为飞行器的基本构件,掌握它的气动热弹性动力学特性是开展其动态化设计及优化的基础。以多孔FGM梁为研究对象,应用超声速活塞理论和热弹性理论考虑气动力和热载荷的影响,基于一阶剪切变形理论和von-Karman大变形理论,根据能量法建立了一般约束边界下多孔FGM(functionally graded material)梁的气动热弹性非线性动力学模型,并利用Newmark法联合牛顿迭代法求解系统的动力学响应。通过将该模型计算所得的结果和文献结果对比,验证了该方法的准确性。在此基础上,通过数值算例分析了边界约束、FG材料指数、温度和孔隙率等参数对FGM梁动力学特性的影响规律。研究结果将为多孔FGM梁的动态化设计及优化提供理论参考依据。