● 摘要
陶瓷基 石英纤维复合材料具有良好的耐高温特性、透波特性和减震特性，比刚度、比强度高，十分适用于导弹、火箭等航天飞行器某些关键部件的制造。远程高速航天航空飞行器具有飞行速度快、滞空时间长的特点。气动加热产生的高温环境使材料的弹性性能发生明显变化，复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度，在结构内部产生热应力，这两方面均会使得结构的刚度发生改变，导致飞行器结构的固有振动特性产生变化，进而对导弹的颤振特性、控制特性产生影响。目前，对金属结构进行热振动特性研究的较多，且大多是通过有限元软件进行数值模拟，而对复合材料结构进行热振动特性研究的较少，进行高温热振动特性试验研究的更是鲜见报道。因此，对导弹的复合材料翼舵等结构进行高温振动特性试验，模拟飞行过程中的高温热环境与振动环境，在力热耦合条件下对翼舵结构的振动特性进行试验测试，得到部件固有频率等参数随温度的不同发生变化的规律，对导弹的可靠性设计和安全飞行具有重要的意义。
本文针对复合材料翼舵结构建立了有限元模型，以翼舵结构试验中的温度环境为边界条件，并考虑材料的弹性模量随温度出现的变化和结构内部产生的热应力，计算了翼舵结构模态特性与温度和时间的关系，得出可与试验结果对比分析的数值计算结果。
另一方面，本文以复合材料翼舵结构为研究对象，设计建立了高温振动特性试验测试系统，进行高温环境下的翼舵结构热-振联合试验，重点解决高温热环境下对复合材料翼舵结构振动参数进行实时测试的关键问题，得到了多种温度条件下翼面结构固有频率的变化规律，试验结果为导弹翼舵结构在高温热振动环境下的安全设计提供了依据。最终通过数值计算结果与试验结果的对比分析，验证了试验方法和数值模拟方法的可信性和有效性。