[拼音]：reqiangdu fenxi

[外文]：thermo-structural analysis

研究结构在热环境下承受载荷和耐受热环境的能力。热强度研究还包括结构在热环境和载荷作用下的应力、变形、稳定性、振动等各方面的性态。热强度研究是飞行器结构强度学科中形成较迟的一个方面。它包括热强度分析和热强度试验。

热环境的形成

飞行器高速飞行时，流经飞行器表面的气流由于摩擦等原因受到阻滞，动能转变为热能，温度急剧升高，产生气动加热现象。气动加热与飞行高度有关，飞行高度越低，空气密度越大，气动加热越严重。例如在30公里高空，当飞行马赫数为3时，温度可达300°C左右，飞行速度增加到马赫数5时，温度高达900°C。航天飞机重返大气层时表面温度可升到1200°C以上。高温给飞行器设计，特别是结构强度带来严重的问题，技术上称为“热障”。第二次世界大战末期，德国V-2火箭已遇到这一问题。战后出现了高速飞机，热强度的研究更受到人们重视。除气动加热外，还有其他热源，如发动机的释热、太阳辐射、核爆炸时的高温辐射等，都构成热环境。

热对结构的影响

在热环境中，结构材料的机械性能明显下降。由于材料具有热胀冷缩的特性，受热结构各部分的热膨胀受到约束而产生热应力，温度分布不均匀时尤为严重，使结构承载能力降低。蠕变是热环境下的另一个问题，它是一种随时间发展的非弹性变形，温度越高，载荷越大，发展越快。蠕变也使结构的极限强度降低，容易发生屈曲。在热环境中长期飞行时，由于永久变形的累积，飞行器的气动外形受到影响。此外，结构的振动频率与模态会发生变化，颤振的临界速度会降低，结构刚度的减小还会引起变形发散等其他气动弹性问题（见气动弹性力学）。核爆炸时，在极短的时间内，爆炸点附近的飞行器结构受到高热冲击，产生类似冲击力引起的动态效应，同时引起结构表面与内部之间极大的温差，使表面或内部形成裂纹，甚至导致立即破坏，这对脆性材料尤为严重。在高温下，材料的疲劳性能下降。交变载荷和交变温度使结构产生热疲劳，结构的断裂特性也会受到严重影响。

热强度分析内容和方法

首先需要分析热环境。气动加热计算是根据飞行状态计算飞行器表面气流的温度，进而计算结构的热传导，确定结构的温度场。温度很高时，热辐射的影响明显，也应加以考虑。飞行状态通常是非稳态的，当飞行高度和速度迅速变化时，结构温度场具有瞬态的性质。对于其他热源也需要根据不同的传热方式进行计算。确定热环境后，可进行热应力计算、热刚度计算、热结构动力特性分析、热结构稳定性分析、大变形计算、蠕变失稳的临界时间的计算、热颤振、热疲劳分析等，对结构耐受热环境的能力作出评定。这些分析工作不是孤立的，而是与材料的选择、结构形式的选择、热防护设计等结合而反复进行的。例如，根据不同的温度范围，选用钛合金、不锈钢和金属基复合材料结构、蜂窝结构、夹层结构等耐热性能较好的材料和结构。热防护通常分为吸收式和辐射式两类。烧蚀式热防护属于前一类，采用烧蚀材料或涂层，例如树脂、碳等在高温下熔化、蒸发、升华或产生化学反应，吸收大量的热，然后被高速气流带走，从而保护内层结构。一般烧蚀材料或涂层的导热性很差，故又能起隔热作用。辐射式热防护是在飞行器表面覆盖辐射能力很强又能耐热的绝热层，结构受热时热流被绝热层阻挡，飞行器表面温度很快升高，通过辐射使热量散失。陶瓷、石墨等都可以作为辐射式热防护材料。应用电子计算机的结构分析系统已成为热强度分析的有力手段。通过热强度分析和热强度试验，综合研究各种因素，还可对热环境下工作的飞行器结构进行优化设计。