随着航空航天技术的高速发展,现在超高音速飞行器飞行过程中发动机长时间工作在极为严酷的热流冲击环境下,薄壁结构极易产生大挠度动力学响应以及疲劳破坏现象。为获取难以实测的热流冲击下结构动力学响应规律及疲劳破坏时间,开展航空金属薄壁结构多物理场载荷耦合作用下动力学响应规律及寿命预估数值仿真计算尤为重要。1.围绕薄壁结构多场耦合动力学响应与疲劳寿命计算问题,根据流固耦合动力学有关理论,薄壁结构动力学响应计算有关理论为支撑构建动力学响应理论体系;根据数值仿真计算有关理论为支撑构建数值仿真分析方法;根据疲劳寿命预估有关理论进行薄壁结构疲劳寿命计算。2.针对薄壁结构高速热流下声振响应与寿命预估问题。采用耦合有限元/边界元的方法完成薄壁结构数值仿真模型的构建与薄壁结构声振响应计算,并通过改进的雨流计数法计算疲劳寿命。进行热声疲劳试验与数值仿真结果对比验证仿真方法的可靠性。在此基础上,完成不同高速热流环境下薄壁结构合金板的声振响应与疲劳寿命计算,获取不同温度各流速下结构声振响应及疲劳寿命变化规律,并阐述造成这种变化的原因。3.针对薄壁结构热流环境下随机振动响应与疲劳寿命计算问题。通过数值仿真方法研究了不同温度和振动量级下悬臂板危险点位置轴向动应力响应规律。并计算了结构疲劳寿命。通过对比仿真计算与高温随机振动疲劳试验结果验证了此仿真方法的可用性与准确性。完成高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应的计算。获取了不同气流温度、流速以及随机振动量级条件下薄壁结构应力响应与疲劳失效时间。分析各工况下结构热随机振动应力响应及疲劳寿命变化规律。4.基于高速热流下结构声振响应计算有关理论,采用数值仿真方法建立航空发动机短环形火焰筒薄壁结构简化模型,得到不同热流环境下火焰筒壁面温度分布及气动压力分布情况,并完成了火焰筒结构热模态与结构动力学响应结果计算。分析温度载荷、气动力载荷与噪声载荷耦合作用对短环形火焰筒薄壁结构动力学响应的影响。本文研究内容从基础理论出发,开展航空金属薄壁结构及短环形火焰筒薄壁结构多场耦合作用下动力学响应分析及寿命预估工作。为航空金属薄壁结构以及航空发动机短环形火焰筒薄壁结构可靠性设计提供参考依据。