[发明专利]一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，1)根据高超声速飞行器前舱热防护系统分布局特征，建立热防护系统三维几何模型；2)提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立；3)基于飞行器全弹道再入过程飞行工况，综合考虑热传导和热辐射效应，实现全弹道过程中热防护系统瞬态热分析；4)考虑材料分散性，以材料导热系数和发射率为不确定输入参数，基于区间顶点分析方法，完成弹道过程中热防护系统全弹道温度边界分析。本发明准确、高效预测高超声速飞行器严酷再入环境中前舱热防护系统温度边界，为结构后续的可靠性合理评估与不确定优化设计奠定基础。

主权项

1.一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，其特征在于实现步骤如下：步骤(1)、根据飞行器前舱热防护系统布局特征，建立热防护系统三维几何模型；所述步骤(1)中，前舱热防护系统根据飞行器再入过程中温度分布的不同，铺层材料和形式也相应不同，整个布局划分为3个区域，其中头部高温区、迎风面高温区铺设碳/碳防热材料，背风面低温区铺设柔性隔热毡，其它区域铺设刚性陶瓷防热瓦；步骤(2)、通过大型有限元分析软件ANSYS将步骤(1)得到的几何模型转化为有限元模型，通过软件二次开发功能，提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立；步骤(3)、基于建立的热防护系统有限元模型，提取前舱热防护系统表面有限元网格信息；步骤(4)、基于前舱热防护系统表面有限元网格信息和K时刻表面温度，通过气动热计算方法得到K时刻前舱热防护系统表面热流强度，其中K的初始值为1，初始时刻表面温度为环境温度T0；步骤(5)、基于K时刻表面热流，综合考虑各类传热方式，通过有限元瞬态热分析获取(K+1)时刻前舱热防护系统的温度场分布；步骤(6)、提取出热防护系统表面温度，通过气动热计算方法得到(K+1)时刻表面的热流密度；步骤(7)、循环步骤(4)～(6)，得到全弹道过程前舱热防护系统温度场分布结果；步骤(8)、考虑材料导热系数和发射率的分散性，以材料导热系数和发射率为不确定输入参数，通过区间顶点分析方法获取不确定输入参数的样本空间，样本空间中样本点为各材料发射率上、下界的组合；步骤(9)、基于样本空间中样本点，重复步骤(2)～(7)，得到全弹道过程中前舱热防护系统所有样本点下全弹道温度分布；步骤(10)、筛选出关注位置各时刻温度的最大值和最小值，基于插值方法，通过曲线分别连接各最大值点和最小值点，从而得到全弹道过程前舱热防护系统关注位置弹道过程温度边界时间历程。