热强度

飞行器结构热强度试验是在地面模拟气动热、力学环境下对全尺寸飞行器结构进行强度验证和评估的试验。该类试验是为解决飞行器跨声速后出现的热障问题而发展起来的一种地面模拟试验，通过在地面等效模拟飞行热环境和气动载荷，考核结构强度。

飞行器在大气层内以较高的速度飞行时，外表面要承受严酷的气动加热。气动加热对结构的影响主要体现在以下几个方面：在高温环境下材料的强度极限和弹性模量降低，因此使结构承载能力降低；产生附加热应力，而且与力载荷作用下产生的机械应力叠加，影响结构承载能力；在高温和热应力的共同作用下，结构有可能产生过大的变形，破坏部件的气动外形；高温又使结构刚度下降，在几种因素的综合作用下，会降低结构固有频率，严重时容易导致危险的共振现象即气动热弹性问题；飞行器运动机构受高温作用，产生不此协调变形，会影响机械正常动作，甚至因机件卡塞而导致飞行事故。因此必须对飞行器结构热强度进行地面验证和评估。

要解决高速飞行器结构热强度问题，离不开理论分析、地面试验和飞行试验三种手段。理论分析包括气动加热、烧蚀、防热层和结构温度场、热应力、热振动和热颤振等分析计算，涉及空气动力学、热力和传热学、平衡和非平衡化学反应、弹塑性力学与振动、空气弹性力学以及它们之间的耦合分析。地面试验包括风洞试验和模拟气动加热环境的全尺寸结构强度试验两大类型。风洞试验受风洞试验段尺寸的限制，难以进行全尺寸的试验，而且试验费用较高因此在地面模拟气动加热环境的全尺寸结构热强度试验，成为研究高速飞行器结构热强度问题最重要的手段。为验证高速飞行器结构设计的可行性，考核所设计的结构在热环境下的结构完整性和可靠性，需要开展大量的地面热模拟试验。

热强度表面热强度

炉管（一般按外表面）单位表面积在单位时间内所传递的热量称为炉管的表面热强度，常见的有辐射表面热强度和对流表面热强度。表面热强度也称为热通量或热流率，单位为W/m²。

热强度加热炉的体积热强度

炉膛（辐射室）单位体积在单位时间内燃料燃烧的总放热量称为炉膛体积热强度，简称体积热强度，一般以kW/m³为单位。

热强度意义

炉膛体积热强度是反映炉膛结构紧凑性的指标。炉膛体积热强度高，则炉膛结构紧凑、尺寸小、质量轻。但是，过分提高炉膛热强度可能导致不完全燃烧热损失急剧增大，甚至达到不能允许的程度，因而炉膛体积热强度应该有一个合理的限制，一般燃油时控制小于125kW/m³，燃气时小于165kW/m³。管式炉设计时只需控制炉管表面平均热强度，一般就能保证其体积热强度符合要求，不将体积热强度作为控制指标。体积热强度一般用作催化裂化辅助燃烧室、硫黄燃烧反应炉或焚烧炉的控制指标，以保证燃尽度或停留时间符合要求。

热强度影响因素

（1）沿炉管圆周受热不均匀。沿炉壁布置的每根炉管向火面主要吸收火焰及高温烟气的热辐射，而背火面主要吸收炉壁的反射热。向火面最前面一点的表面热强度最高，其他各点的表面热强度则逐渐降低。如果最高点的表面热强度定为1，则整个圆周的平均表面热强度仅为0.562。

（2）沿炉膛高度受热不均匀。立管加热炉仅有底部烧嘴时，一般在炉管的下部和中部表面热强度较高。炉管上下受热不均匀程度与管子长度、火焰长度和燃烧器与炉管距离等因素有关，通常不均匀系数（最大表面热强度与平均表面热强度的比值）为1.2～1.5。

（3）被加热介质温度。在炉膛温度一定时，管内介质温度不同，则炉管的热强度也不同。在设计时，热强度通常是根据工艺介质允许的油膜温度确定的。

（4）局部传热死角。炉管与火焰的相对位置直接影响炉管的热强度。圆筒炉炉管沿炉壁成圆周排列，火嘴位于中间，可以认为每根炉管的表面热强度是相同的；对于方箱炉，角上炉管比中间炉管传热量要少，这就出现了局部传热死角，导致炉管表面热强度的不同。 2100433B

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。

热强度热环境的形成

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℃左右，飞行速度增加到马赫数5时，温度高达900℃。航天飞机重返大气层时表面温度可升到1200℃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。战后出觋了高速飞机，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。

热强度热对结构的影晌

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。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。

研究结构在热环境下承受载荷和耐受热环境的能力。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。

中文名称

容积热强度

英文名称

volumetric heat release rate

定　　义

单位时间内在燃烧室的单位容积中燃料燃烧释放的热量。

应用学科

电力（一级学科），汽轮机、燃气轮机（二级学科）

焦炭热强度是反映焦炭热态性能的一项机械强度指标。它表征焦炭在使用环境的温度和气氛下，同时经受热应力和机械力时，抵抗破碎和磨损的能力。焦炭的热强度有多种测量方法，其中一种是热转鼓强度测定。测量焦炭的热转鼓强度，一般是将焦炭放在有惰性气氛的高温转鼓中，以一定转速旋转一定转数后，测定大于或小于某一筛级的焦炭所占的百分率，以此表示焦炭热强度。几种主要热转鼓见图1：