[发明专利]一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法

说明书

本发明涉及一种复合材料结构优化设计方法，特别涉及一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法，采用间接耦合法，即按照顺序进行两次或更多次的相关场分析，实现步骤如下：步骤(1)、首先对高超声速飞行器热防护单元进行有限元模型建立，热防护单元模块包括热防护部分和冷结构承载部分，热防护模块包括C‑C盖板、高温隔热瓦、低温隔热瓦和应变隔离垫；冷结构承载结构采用纤维增强复合材料；步骤(2)、对构建的热防护单元根据实际情况进行热分析的边界条件和初始条件的施加，认为热防护单元之间没有热量传递作用，冷结构内表面为在轨运行时所在轨道的温度；步骤(3)、对所构建模型的不同区域按照实际情况进行热属性的赋予。

技术领域

本发明涉及一种复合材料结构优化设计方法，特别涉及一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法。

背景技术

高超声速飞行器在高马赫数飞行中，壁面附近气温很高。高温空气不断向壁面传热，气动加热效应大，在飞行过程中承受着巨大的定常与非定常气动力载荷和气动加热引起的热载荷。随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高，服役环境越来越恶劣。气动热能使结构材料的力学性能降低，作用应力减少以致发生蠕变，而结构部件之间的相互约束，在热载荷作用下，又将在结构中产生应力从而使变形加剧并造成翘曲和蠕变特性的变化，同时温度的交替变化也会激起结构的热振动以及颤振。同时，飞行器经受±100℃甚至更大的温度交变环境，由于防热层与主承力结构的热膨胀系数存在一定差异，使它们之间可能产生较大的热变形，进而可能导致防热层开裂。因此，研究热防护系统热力耦合响应特性、分析冷、热结构之间的热匹配特性，成为高超声速飞行器结构研制中的一项重要内容。

冷热匹配分析时涉及到热-结构耦合问题，这是结构分析中较常遇到的一类耦合分析问题，热-结构耦合首先是由于结构温度场的分布不均引起结构的热应力和热变形，而热应力和热变形又会影响结构的形态，继而造成结构的受热不均、重新对温度进行分布，如此相互影响构成热-结构耦合关系。因为两种物理场之间具有相关性，所以不能独立的研究某一方面，需要对整体进行分析。

发明内容

本发明要解决的技术问题克服现有的缺陷，提供一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法，采用间接耦合法，即按照顺序进行两次或更多次的相关场分析。

为了解决上述技术问题，本发明提供了如下的技术方案：一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法，实现步骤如下：

步骤(1)、首先对高超声速飞行器热防护单元进行有限元模型建立，热防护单元模块包括热防护部分和冷结构承载部分，热防护模块包括C-C盖板、高温隔热瓦、低温隔热瓦和应变隔离垫；冷结构承载结构采用纤维增强复合材料；

步骤(2)、对构建的热防护单元根据实际情况进行热分析的边界条件和初始条件的施加，认为热防护单元之间没有热量传递作用，冷结构内表面为在轨运行时所在轨道的温度；

步骤(3)、对所构建模型的不同区域按照实际情况进行热属性的赋予，包括比热容、热导率、热对流系数；

步骤(4)、对冷热结构的表面施加热载荷；包括两个阶段，第一阶段热量以热流密度的形式加载到冷、热结构外表面，外表面通过辐射的方式辐射掉大部分热量，只有小部分热量继续通过热传导传递到内部结构；第二阶段已经没有热流加载，外表面与外界的传热为辐射和对流两种方式并存；

步骤(5)、对施加边界条件的热防护单元进行热力学瞬态响应分析，得到冷热结构各层的温度-时间历程曲线，构建准则筛选冷热结构匹配的严苛工况，选择各个模块温度最高时刻的温度场和各点温度梯度最大时刻的温度场作为冷热匹配分析工况；

步骤(6)、进行结构分析的边界条件施加，基于结构力学中位移法思想对冷结构边界施加简支条件；

步骤(7)、对所构建模型的不同区域按照实际情况进行结构属性的赋予，包括弹性模量、泊松比、热膨胀系数；