● 摘要
高超声速飞行器在大气环境中的高速飞行具有严酷的气动加热问题，导致飞行器舵面前缘、进气道等部位产生局部高温，威胁飞行器的结构安全。由于结构升温过程中材料参数及本构关系随时间发生变化，高温结构可靠性具有显著的时变特征。高温下结构可能同时出现多种失效模式，由于这些失效模式都产生于共同的载荷即热载荷，并且各个失效模式所对应的结构响应可能与共同的基本参数有关，因此多种失效模式之间必然具有相关性，在失效模式独立假设的前提下进行可靠性分析计算的结果存在一定偏差。本文从失效机理出发，针对高温结构的时变及共载荷多失效模式特征，开展了如下研究：
首先，研究了高温结构热响应的确定性分析方法和多种失效模式的物理相关性。应用冷热壁流转换算法和温度应力场完全耦合算法分别计算了结构气动加热载荷和结构热响应，实现了确定性条件下的气动热结构三场耦合分析。在确定性分析的基础上研究了高温结构的不确定性来源，系统地梳理和分析了高超声速飞行器高温结构可能会面临的失效模式及其有关的基本参数，确定了共载荷条件下多失效模式的物理相关性。
进而，建立了单失效模式条件下的高温结构时变可靠性分析模型。通过对传统响应面法进行改进提出一种时变响应面法，应用该方法并结合Box-Behnken试验设计建立了结构热响应量的时变模型。以温度为中间变量，建立了结构响应量阈值与时间的函数关系，从而得到用随机过程表示的时变极限状态函数。具体给出了基本变量服从正态分布情形下的结构时变可靠度计算方法。
然后，针对于多失效模式问题，研究了基于多维高斯过程的可靠性建模方法。利用时变响应面法分别得到各个失效模式所对应的极限状态函数，计算出各个极限状态函数的一二阶矩。共载荷条件下各个极限状态函数含有相同的载荷项，以此为基础计算出各极限状态函数之间的相关系数，进而得到用多维高斯过程表示的多失效模式结构极限状态函数，通过多重积分得到考虑多失效模式相关性的结构可靠度。
最后，提出了高温结构可靠性的试验验证方法。针对共载荷多失效模式结构可靠性模型，给出了相应的可靠性灵敏度计算方法。分析了现有地面热强度模拟试验的试验条件和高温结构可靠性试验验证的主要难点。提出了基于可靠性灵敏度分析的结构基本输入参数等效转换方法，通过参数转换计算出高温结构可靠性试验的输入载荷，进而对可靠性分析模型的计算结果进行试验验证。