１.引 言
目前，机械连接仍然是先进航空航天器最主要的连接方式。可选用的连接方式一般有螺栓连接、铆接、焊接和粘接４种。其中，后３种连接方式都属于永久性连接，只有螺栓连接可重复拆卸，是热结构实际应用时不可回避的连接方式（如图１所示）。由于受到气动热、噪声、残骸碎片等多种因素影响，飞行器外层热防护面板可能产生面板破裂、烧穿、超温、涂层脱落、面板与主结构分离等多种失效模式。其中，最可能也是最危险的失效模式就是面板与主结构分离，导致热气流进入，分系统发生故障，引 起 一 系 列 连 锁 反 应，严 重 时 会 导 致 机 毁人亡。
对于高温合金螺栓与 Ｃ／Ｃ、Ｃ／ＳｉＣ 等先进复材面板的连接结构，由于高温合金的热膨胀系数比复材大很多，高温环境下由于热失配会造成螺栓预紧力大幅下降。螺栓预紧力下降会导致被连接件滑移、分离或螺栓松脱，直接威胁到热防护面板与主结构连接的可靠性，进而影响到热防护系统的完整性，严重威胁到飞行安全。图２所示的 Ｃ／Ｃ 热防护面板的３种主要失效模式中，模式１和模式２均由于螺栓连接变松弛引起，模式１造成了 Ｃ／Ｃ板与支架之间的连接松弛，模式２造成了支架与机体结构之间的连接松弛。
有研究提出了极端环境下连接热防护面板的螺栓松弛监测技术，针对由于螺栓预紧力下降导致的面板松弛和支架松弛，建立了螺栓连接热防护系统的嵌入式健康监测系统。该技术基于传播波的衰减特性，可得到螺栓上的预紧力变化。通过模拟再入时的噪声试验，获得了可靠的测试结果。也有研究通过高温循环的热试验，证实飞行器再入过程中对连接热防护系统的陶瓷基复材紧固件上施加的力矩会下降，在使用前施加预应变可以防止因紧固件受热伸长造成的力矩减小［４］。有学者以 Ｃ／ＳｉＣ螺栓为例，研究复合材料热结构连接刚度的试验分析方法，分析了常温下预紧力矩与螺栓轴向力之间的关系，考虑高温对预紧力的影响并给出了预紧力矩修正公式。
２００５年，国外在 ＦＯＴＯＮ－Ｍ２的再入舱的再入过程中进行了采用螺栓连接的“ＫＥＲＡＭＩＫ”陶瓷热防护系统试验，该试验的主要目的之一即是对热防护系统连接和紧固的方案性能进行考核。再入舱着陆后发现，该热防护系统各部分连接状况良好，飞行后所有的紧固件均牢固地连接在平板上。在移除螺栓的过程中，测量了螺栓的剩余扭矩，发现相比装配时的初始扭矩，飞行后螺栓的扭矩平均下降了一半左右。因此，对热循环后的螺栓设计提出了更高的要求。由于能够测试预紧力的传感器在高温环境下极易失效，目前缺乏螺栓预紧力高温变化的地面试验方法，本文主要对此开展相关试验原理与试验方案研究。
２.试验原理
试验件外形如图３所示，试验件由两块相同的Ｃ／ＳｉＣ板搭接，中央用 ＧＨ９９螺栓连接固定，板最外端厚２０ｍｍ，搭接段厚８ｍｍ，中间段为斜面过渡，两端螺栓孔与中央螺栓孔不在同一直线上。
试验原理如图４所示，试验时，对试验件施加水平方向的拉伸载荷。加到一定载荷后，固定加载装置位置以保持当前载荷。由于试验件两端的螺栓孔与中央连接两块 Ｃ／ＳｉＣ 板的螺栓孔不在同一直线上，在水平方向拉伸载荷作用下，两板会产生相对中央螺栓转动的力矩。当中央螺栓预紧力足够时，试验件依靠两板之间的静摩擦力平衡力矩。当中央螺栓预紧力下降至两板间的静摩擦力不足以平衡转动力矩时，两板会发生相对中央螺栓的转动。
由于加载装置位置固定，会抵消加载装置上沿加载方向的部分变形，导致之前施加的拉伸载荷降低。因此，拉伸载荷的变化可以反映出螺栓预紧力在加热时的变化情况，进而评估螺栓保持预紧力的性能。试验件的外形设计使得其受拉时螺栓为单剪状态，两板可在各自平面内绕中央螺栓转动。 |
