摘要：紧固件和连接结构是航天飞行器的重要组成部分，之前紧固件多为金属材料，国内外研究机构开展了大量的相关基础和应用研究，从而保障了飞行安全和可靠性。相对而言，高速飞行器由于飞行马赫数高，面临着严酷的气动力、热、振动、噪声等多场复合环境，C/SiC、C/C等薄壁结构在头椎、翼前缘、控制舵等部位，包含铆钉、螺钉和螺栓等多种连接形式，其中承力构件多采用螺栓和螺母进行连接，表面蒙皮与支撑框架之间多采用铆钉或螺钉进行连接，同时还采用高温粘结剂进行防松处理。目前，国内针对热复合环境下紧固件及其连接结构的设计与考核方法，尚未建立统一的规范和标准，给热防护结构的研制和评估带来了很大的难度和风险。可重复使用以及高速变形飞行器的发展，对高温环境下紧固件及连接结构研制也提出了更高的要求，本文对该领域的相关资料进行了初步总结，有待后续深入的开展相关研究工作。
关键词：热防护结构；紧固件；连接结构；结构动力学；强度；多场试验方法；结构可靠性
高速飞行器、可重复使用天地往返飞行器是航空航天领域的研究热点，高速飞行器在巡航或再入过程中经历着严酷的多场耦合环境，大面积区域温度超过1000℃，局部由于存在激波/激波干扰、激波/边界层干扰和分离再附流动等现象，噪声超过165dB，另外，由发动机产生的振动载荷也十分严酷，对飞行器热防护结构研制提出了新的挑战。可重复天地往返飞行器又包含着陆、重复使用评估等过程，高速变体飞行器面临机身或控制面变形要求以及高温环境，对热防护结构都提出了新的需求。
C/SiC、C/C等为代表的高温复合材料，受到制备工艺限制，形状复杂的大型一体化构件需要通过壁板开孔，以及采用大量的螺钉、螺栓等进行连接，CVI工艺制备结构采用一种特殊的复合材料连接方法，螺钉/螺纹孔、连接壁板之间存在陶瓷沉积层，PIP工艺制备的紧固件为防止松动，采用高温陶瓷粘接剂方式。连接部位通常是复合材料结构的薄弱环节，已有资料表明，连接失效占总失效的60~85%。
针对高温复合材料典型连接结构的失效问题，目前研究多集中在静强度、静热或单一振动载荷作用下的失效行为。Wulz等介绍了高温陶瓷基复合材料的几种典型连接结构以及连接性能的测试表征方法。Mei等通过试验模拟高温再入环境研究了2D C/SiC螺栓的拉伸性能，分析温度对拉伸强度和破坏模式的影响。Li等研究了采用先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备的C/SiC螺栓的拉伸和剪切强度。阙权庆等采用数值模拟方法研究了2D C/SiC复合材料-高温合金螺栓连接结构在高温环境下的拉伸强度和破坏机理。郝秉磊等在常温环境下采用振动试验研究了陶瓷基复合材料连接件的防松性能。
C/SiC等高温复合材料壁板连接结构在高速飞行器中得到广泛应用，在振动/噪声环境下，连接结合面在法向和切向表现出复杂的接触、摩擦、碰撞等非线性行为，将影响结构的动力学响应特性。复合材料连接结构常用的建模方法主要包括有限元精细化建模方法、抽象模型法和整体模型修正法等方法。有限元精细化建模方法具有直观、易于实施等优点，其局限性在于只能针对某几个工况或某几个因素展开研究。航天器壁板中的螺钉连接在安装连接过程中产生压缩应力，产生压缩变形和残余应力，还会受到轴偏移的影响，给有限元建模带来困难。高温复合材料壁板的连接形式特殊，如在线气相铆接连接包含粘接层的机械连接形式，现有模型较难直接应用。
多场耦合环境下结构动力学研究主要集中在高温复合材料壁板方面，常用研究方法包括理论分析、数值分析和试验方法。理论方法是采用高阶剪切变形理论和大挠度非线性几何关系，结合 Hamilton原理建立壁板动力学方程，然后利用等效线性方法、FPK方法、摄动方法等开展分析。目前针对连接梁结构，可以采用相对振型转换法解决理论推导过程中的连接问题，但对于连接板的理论推导尚未充分研究。数值方法可解决复杂结构的非线性响应问题，国内外学者开展了热-噪声耦合、振动-噪声耦合等相关工作。廖涛等基于有限元-间接边界元推导了考虑接触力的声固耦合动力学方程，开展了复合材料铆接板在随机噪声激励下的声固耦合分析。耿谦等采用有限元结合统计能量分析方法建立了飞行器声振耦合分析模型。刘刘等采用理论及有限元方法分析了热环境下复合材料薄板在噪声及谐波载荷作用下的非线性响应。
张利鹏等对大尺寸整体C/SiC复合材料蒙皮骨架在噪声载荷的松动问题进行了分析，发现在噪声165dB热噪声试验调试过程中，出现了蒙皮松动问题，通过试验发现，当蒙皮与骨架间隙较大时，其胶层厚度也较大，提出了大尺寸复合材料蒙皮与骨架装配时须保证最大间隙不超过0.3mm。
对于C/SiC连接结构的疲劳失效分析，国内以C/SiC复合材料薄壁结构为研究对象，结合常幅疲劳试验在时域和频域内建立了剩余刚度分析模型，对随机载荷下复合材料壁板结构的疲劳损伤及寿命进行了分析。周亚东等针对结构振动疲劳危险点难以预判的问题，在频域法的振动疲劳分析中，提出采用应力模态振型快速定位结构振动疲劳的关键部位，评估结构的疲劳寿命，并从温度改变结构动响应和温度改变材料S-N曲线的两个层面，研究了变温条件下热防护系统C/SiC加筋壁板声疲劳的寿命评估问题。李雪枫等以2D-C/SiC复合材料为对象开展了应力比R=0.1的高温低频(5Hz)拉-拉疲劳试验，采用升降法获得材料截断寿命为5×105条件下的疲劳极限，给出了材料高温条件下的双参数疲劳寿命模型。美国NASA则针对陶瓷基复合材料的寿命分析提出了NASALIFE方法，考虑到了温度对材料疲劳特性影响。
国内也在考虑静力与其它载荷作用的综合效应，如气动力+振动试验技术、热+振动+静力+噪声综合环境试验技术。多场耦合环境试验中，由于存在多场环境相互影响，导致动态响应测试和损伤检测困难，英国利物浦大学正在发展热噪声疲劳试验中的测试技术，探索满足1000℃和1000Hz的数字图像相关测试方法。
C/SiC高温复合材料结构制备周期长、制备成本高，紧固件和连接结构研制和强度校核现有理论和工程经验薄弱，成为影响高速飞行器结构研制的主要因素，可重复使用飞行器、变形飞行器等的发展，也对连接结构设计和试验验证提出了新的要求，建议：
1）进行热防护结构紧固件及连接结构典型元件基础性能的测试，形成基础性能数据库，建立热防护结构紧固件及连接结构的验证试验体系和设计体系；
2）开展复合材料连接结构非线性动力学响应研究，发展新的连接模型。在多场耦合环境下，连接处的应力状态和失效模式更加复杂，揭示多种载荷耦合效应，形成相应失效模式的失效判据，发展复合耐高温紧固件和连接结构的寿命预示方法；
3）建立考虑热环境下的紧固件强度和松动试验方法、建立典型连接元件的随机振动疲劳的试验方法，试验考虑载荷因素也由热-噪声、振动-噪声、力-振动等两因素物理环境拓展到了力、热、振动、噪声等多载荷因素；
4）发展考虑可重复使用要求，以及高速飞行器变形要求的紧固件及连接结构试验方法。从整体需求出发，发展热防护结构紧固件和连接性能的可靠性设计与验证方法。
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编辑 刘建中
策划 吴小宁
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