熱強度

研究結構在熱環境下承受載荷和耐受熱環境的能力。熱強度研究還包括結構在熱環境和載荷作用下的應力、變形、穩定性、振動等各方面的性態。熱強度研究是飛行器結構強度學科中形成較遲的一個方面。它包括熱強度分析和熱強度試驗。

飛行器結構熱強度試驗是在地面模擬氣動熱、力學環境下對全尺寸飛行器結構進行強度驗證和評估的試驗。該類試驗是為解決飛行器跨聲速後出現的熱障問題而發展起來的一種地面模擬試驗，通過在地面等效模擬飛行熱環境和氣動載荷，考核結構強度。

飛行器在大氣層內以較高的速度飛行時，外表面要承受嚴酷的氣動加熱。氣動加熱對結構的影響主要體現在以下幾個方面：在高温環境下材料的強度極限和彈性模量降低，因此使結構承載能力降低；產生附加熱應力，而且與力載荷作用下產生的機械應力疊加，影響結構承載能力；在高温和熱應力的共同作用下，結構有可能產生過大的變形，破壞部件的氣動外形；高温又使結構剛度下降，在幾種因素的綜合作用下，會降低結構固有頻率，嚴重時容易導致危險的共振現象即氣動熱彈性問題；飛行器運動機構受高温作用，產生不此協調變形，會影響機械正常動作，甚至因機件卡塞而導致飛行事故。因此必須對飛行器結構熱強度進行地面驗證和評估。

要解決高速飛行器結構熱強度問題，離不開理論分析、地面試驗和飛行試驗三種手段。理論分析包括氣動加熱、燒蝕、防熱層和結構温度場、熱應力、熱振動和熱顫振等分析計算，涉及空氣動力學、熱力和傳熱學、平衡和非平衡化學反應、彈塑性力學與振動、空氣彈性力學以及它們之間的耦合分析。地面試驗包括風洞試驗和模擬氣動加熱環境的全尺寸結構強度試驗兩大類型。風洞試驗受風洞試驗段尺寸的限制，難以進行全尺寸的試驗，而且試驗費用較高因此在地面模擬氣動加熱環境的全尺寸結構熱強度試驗，成為研究高速飛行器結構熱強度問題最重要的手段。為驗證高速飛行器結構設計的可行性，考核所設計的結構在熱環境下的結構完整性和可靠性，需要開展大量的地面熱模擬試驗。 ^[1] 

飛行器高速飛行時，流經飛行器表面的氣流由於摩擦等原因受到阻滯，動能轉變為熱能，温度急劇升高，產生氣動加熱現象。氣動加熱與飛行高度有關，飛行高度越低，空氣密度越大，氣動加熱越嚴重。例如在30公里高空，當飛行馬赫數為3時，温度可達300℃左右，飛行速度增加到馬赫數5時，温度高達900℃。航天飛機重返大氣層時表面温度可升到1200℃以上。高温給飛行器設計，特別是結構強度帶來嚴重的問題，技術上稱為“熱障”。第二次世界大戰末期，德國V-2火箭已遇到這一問題。戰後出覡了高速飛機，熱強度的研究更受到人們重視。除氣動加熱外，還有其他熱源，如發動機的釋熱、太陽輻射、核爆炸時的高温輻射等，都構成熱環境。 ^[2] 

在熱環境中，結構材料的機械性能明顯下降。由於材料具有熱脹冷縮的特性，受熱結構各部分的熱膨脹受到約束而產生熱應力，温度分佈不均勻時尤為嚴重，使結構承載能力降低。蠕變是熱環境下的另一個問題，它是一種隨時間發展的非彈性變形，温度越高，載荷越大，發展越快。蠕變也使結構的極限強度降低，容易發生屈曲。在熱環境中長期飛行時，由於永久變形的累積，飛行器的氣動外形受到影響。此外，結構的振動頻率與模態會發生變化，顫振的臨界速度會降低，結構剛度的減小還會引起變形發散等其他氣動彈性問題。核爆炸時，在極短的時間內，爆炸點附近的飛行器結構受到高熱衝擊，產生類似衝擊力引起的動態效應，同時引起結構表面與內部之間極大的温差，使表面或內部形成裂紋，甚至導致立即破壞，這對脆性材料尤為嚴重。在高温下，材料的疲勞性能下降。交變載荷和交變温度使結構產生熱疲勞，結構的斷裂特性也會受到嚴重影響。

首先需要分析熱環境。氣動加熱計算是根據飛行狀態計算飛行器表面氣流的温度，進而計算結構的熱傳導，確定結構的温度場。温度很高時，熱輻射的影響明顯，也應加以考慮。飛行狀態通常是非穩態的，當飛行高度和速度迅速變化時，結構温度場具有瞬態的性質。對於其他熱源也需要根據不同的傳熱方式進行計算。確定熱環境後，可進行熱應力計算、熱剛度計算、熱結構動力特性分析、熱結構穩定性分析、大變形計算、蠕變失穩的臨界時間的計算、熱顫振、熱疲勞分析等，對結構耐受熱環境的能力作出評定。這些分析工作不是孤立的，而是與材料的選擇、結構形式的選擇、熱防護設計等結合而反覆進行的。例如，根據不同的温度範圍，選用鈦合金、不鏽鋼和金屬基複合材料結構、蜂窩結構、夾層結構等耐熱性能較好的材料和結構。熱防護通常分為吸收式和輻射式兩類。燒蝕式熱防護屬於前一類，採用燒蝕材料或塗層，例如樹脂、碳等在高温下熔化、蒸發、昇華或產生化學反應，吸收大量的熱，然後被高速氣流帶走，從而保護內層結構。一般燒蝕材料或塗層的導熱性很差，故又能起隔熱作用。輻射式熱防護是在飛行器表面覆蓋輻射能力很強又能耐熱的絕熱層，結構受熱時熱流被絕熱層阻擋，飛行器表面温度很快升高，通過輻射使熱量散失。陶瓷、石墨等都可以作為輻射式熱防護材料。應用電子計算機的結構分析系統已成為熱強度分析的有力手段。通過熱強度分析和熱強度試驗，綜合研究各種因素，還可對熱環境下工作的飛行器結構進行優化設計。 ^[2] 

爐管（一般按外表面）單位表面積在單位時間內所傳遞的熱量稱為爐管的表面熱強度，常見的有輻射表面熱強度和對流表面熱強度。表面熱強度也稱為熱通量或熱流率，單位為W/m²。

爐膛（輻射室）單位體積在單位時間內燃料燃燒的總放熱量稱為爐膛體積熱強度，簡稱體積熱強度，一般以kW/m³為單位。 ^[3] 

爐膛體積熱強度是反映爐膛結構緊湊性的指標。爐膛體積熱強度高，則爐膛結構緊湊、尺寸小、質量輕。但是，過分提高爐膛熱強度可能導致不完全燃燒熱損失急劇增大，甚至達到不能允許的程度，因而爐膛體積熱強度應該有一個合理的限制，一般燃油時控制小於125kW/m³，燃氣時小於165kW/m³。管式爐設計時只需控制爐管表面平均熱強度，一般就能保證其體積熱強度符合要求，不將體積熱強度作為控制指標。體積熱強度一般用作催化裂化輔助燃燒室、硫黃燃燒反應爐或焚燒爐的控制指標，以保證燃盡度或停留時間符合要求。

（1）沿爐管圓周受熱不均勻。沿爐壁佈置的每根爐管向火面主要吸收火焰及高温煙氣的熱輻射，而背火面主要吸收爐壁的反射熱。向火面最前面一點的表面熱強度最高，其他各點的表面熱強度則逐漸降低。如果最高點的表面熱強度定為1，則整個圓周的平均表面熱強度僅為0.562。

（2）沿爐膛高度受熱不均勻。立管加熱爐僅有底部燒嘴時，一般在爐管的下部和中部表面熱強度較高。爐管上下受熱不均勻程度與管子長度、火焰長度和燃燒器與爐管距離等因素有關，通常不均勻係數（最大表面熱強度與平均表面熱強度的比值）為1.2～1.5。

（3）被加熱介質温度。在爐膛温度一定時，管內介質温度不同，則爐管的熱強度也不同。在設計時，熱強度通常是根據工藝介質允許的油膜温度確定的。

（4）局部傳熱死角。爐管與火焰的相對位置直接影響爐管的熱強度。圓筒爐爐管沿爐壁成圓周排列，火嘴位於中間，可以認為每根爐管的表面熱強度是相同的；對於方箱爐，角上爐管比中間爐管傳熱量要少，這就出現了局部傳熱死角，導致爐管表面熱強度的不同。 ^[3]