2006年6月強(qiáng)度與環(huán)境Jue.2006第33卷第2期STRUCTURE ENVIRoNMENT ENGIneeringVol 33. No. 2空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)的熱分析沈玲玲呂國(guó)志姚磊江(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安710072)摘要:可重復(fù)使用的空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)的熱分析可為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、選材等提供參考依據(jù)。本文針對(duì)全CSiC復(fù)合材料襟翼結(jié)構(gòu),考慮傳導(dǎo)與輻射耦合換熱,建立了其再入過(guò)程熱分析旳有限元模型。由有限元計(jì)算結(jié)果的分析發(fā)現(xiàn):輻射換熱在整個(gè)溫度場(chǎng)中起主導(dǎo)作用,并且對(duì)于采用防熱一結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)的可重復(fù)使用的空天飛行器,CSiC是比較理想的結(jié)構(gòu)材料。關(guān)鍵詞:空天飛行器;熱分析;有限元;輻射;C/SiC中圖分類(lèi)號(hào):V214文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):1006-3919(2006)020017-06Thermal analysis of the primary hot structure fory space vehicleSHEN Ling-ling LV Guo-zhi YAO Lei-jiang(Aviation School, North Western Polytechnical University, Xi'an 710072, China)Abstract: The thermal analysis of the primary hot structure is necessary to the structure design and materialselection for re-entry space vehicle. The finite element model, considering the coupled conduction-radiationheat transfer, was established for the thermal analysis of the all-ceramic body flap. It is found that theadiation heat transfer has dominant influence on the temperature distribution. It could be conclude that thecarbon fiber reinforced silicon carbide (C/SiC)is an ideal material for the primary hot structure of re-entryKey words:re-entry space vehicle; thermal analysis; finite element; radiation; C/Sic1前言可重復(fù)使用空天飛行器是新一代天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展方向,對(duì)于降低空間運(yùn)輸成本具有重要的意義?？仗祜w行器設(shè)計(jì)中,防熱結(jié)構(gòu)與材料是其中的關(guān)鍵技術(shù)之一。防熱一結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì),要求未來(lái)空天飛行器的關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)能夠同時(shí)滿足防熱和承載的需要,即要求材料在高溫下仍具有良好的性能。新型的碳纖維增韌碳化硅基(CSiC復(fù)合材料在高溫下具有較高的比收稿日期:2005-07-20;修回日期:2005-08-12基金項(xiàng)目:航空基金(04B53012)和國(guó)家自然科學(xué)基金(10372081中國(guó)煤化工作者簡(jiǎn)介:沈玲玲(1980-),女,碩土,研究方向:人機(jī)環(huán)境;(71CNMHG53信箱18強(qiáng)度與環(huán)境2006年強(qiáng)度、良好的斷裂韌性、疲勞性能及抗蠕變能力,在髙溫下服役不需要另外的熱防護(hù)措施,能夠節(jié)約結(jié)構(gòu)重量,提高重復(fù)使用能力和性能。因此C/SiC陶瓷基復(fù)合材料成為可重復(fù)使用空天飛行器關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)的主要候選材料之一。空天飛行器再入大氣層時(shí),強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱所產(chǎn)生的溫度很高,而且持續(xù)時(shí)間也很長(zhǎng),因此為了保證空天飛行器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的安全,必須進(jìn)行結(jié)構(gòu)的熱分析。結(jié)構(gòu)熱分析的意義主要體現(xiàn)在兩點(diǎn):一為預(yù)測(cè)溫度分布,為結(jié)構(gòu)防熱設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、選材、許用值等提供參考依據(jù);二為材料、構(gòu)件及結(jié)構(gòu)的驗(yàn)證試驗(yàn)設(shè)計(jì)提供依據(jù)國(guó)外已有很多國(guó)家對(duì)再入空天飛行器的熱分析作了很多相關(guān)的研究。美國(guó)NASA對(duì)x38襟翼結(jié)構(gòu)的熱分析中,考慮了所有面上的局部熱流量,襟翼內(nèi)部三維熱輻射交換,也包括了伴隨著陶瓷基復(fù)合材料(CM)結(jié)構(gòu)內(nèi)部正交各向異性熱傳導(dǎo)造成的運(yùn)載器底部與外部空間的輻射交換。由此計(jì)算出由于氣動(dòng)加熱,迎風(fēng)面溫度在t=1200s時(shí)達(dá)到最高。而在國(guó)內(nèi)對(duì)這方面的研究還很少,尤其是對(duì)空天飛行器熱分析考慮輻射的研究。所以,本文在借鑒國(guó)外相關(guān)資料的基礎(chǔ)上,對(duì)相關(guān)課題中給出的襟翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元熱分析,著重考慮輻射換熱的影響。2襟翼結(jié)構(gòu)本文選取的研究對(duì)象是空天飛行器的典型關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)——襟翼。襟翼結(jié)構(gòu)的主要功能之一是再入時(shí)增加空天飛行器的阻力以降低再入過(guò)程中的飛行速度,因此除了氣動(dòng)載荷外,襟翼承受的超高溫環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)材料也提岀了很高的要求。因此襟翼選用耐髙溫的CSiC復(fù)合材料原襟翼結(jié)構(gòu)一般較復(fù)雜,為便于計(jì)算分析和比較,在有限元建模時(shí)簡(jiǎn)化了模型,忽略操縱接頭、懸掛接頭、角盒等的影響,其它結(jié)構(gòu)如蒙皮、梁、肋片都按實(shí)際情況模擬,如圖1所示。蒙皮(背風(fēng)面)右側(cè)面蒙皮(迎風(fēng)面)肋片圖1襟翼結(jié)構(gòu)的簡(jiǎn)化模型簡(jiǎn)化的襟翼結(jié)構(gòu)模型迎風(fēng)面蒙皮尺寸:670mm×500nm;背風(fēng)面蒙皮:680mm×50Omm梁:86mm×50omm;右側(cè)面:2omm×50omm。該模型有兩個(gè)封閉腔。在背風(fēng)面蒙皮上有個(gè)操縱接頭與機(jī)身相連,梁上有兩個(gè)懸掛接頭也與機(jī)身連接,在簡(jiǎn)化模型中忽略。3襟翼熱分析3.1假設(shè)條件在對(duì)襟翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱分析前作如下假設(shè)中國(guó)煤化工CNMHG第33卷第2期沈玲玲等空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)的熱分析(1)二維CSiC復(fù)合材料具有正交各向異性特性。但由于缺乏各個(gè)方向的材料數(shù)據(jù),故在有限元模型中對(duì)于C/SiC復(fù)合材料定義為各向同性材料;(2)各向同性的灰體介質(zhì),熱輻射率取為0.85。(3)等溫假設(shè):單元溫度表面相等同時(shí)不考慮沿厚度方向的溫度變化。(4)表面輻射熱流量為常數(shù)。3.2襟翼結(jié)構(gòu)熱傳遞熱傳遞有三種基本方式:傳導(dǎo)、對(duì)流和輻射。傳統(tǒng)飛行器的熱分析一般不考慮輻射,而對(duì)于這種采用防熱一結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)的可重復(fù)使用的空天飛行器,由于再入過(guò)程中受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱,這時(shí)輻射傳熱幾乎占主導(dǎo)作用,所以本文的熱分析主要考慮有對(duì)流邊界存在的傳導(dǎo)和輻射的耦合換熱。具體而言,襟翼結(jié)構(gòu)存在如下幾種熱傳遞方式:(1)襟翼迎風(fēng)面給定一個(gè)較高的熱流密度,在迎風(fēng)面和背風(fēng)面形成旳封閉腔內(nèi)考慮輻射。(2)迎風(fēng)面和背風(fēng)面突出的部分形成的一個(gè)半封閉腔也考慮輻射換熱3)迎風(fēng)面,背風(fēng)面,肋片以及右側(cè)面考慮對(duì)外部空間的輻射。梁是與機(jī)身相連,所以不考慮對(duì)外輻射。(4)考慮襟翼背風(fēng)面、肋片、梁及右側(cè)面結(jié)構(gòu)的熱傳導(dǎo)。(5)背風(fēng)面,肋片以及右側(cè)面也有對(duì)外部空間的對(duì)流換熱。梁與機(jī)身相連,也不考慮對(duì)外界的對(duì)流。3.3襟翼結(jié)構(gòu)有限元模型考慮結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性,又由于結(jié)構(gòu)所受的氣動(dòng)加熱也是均勻分布在迎風(fēng)面上的,為了簡(jiǎn)化計(jì)算,提高運(yùn)算速度,本文只取結(jié)構(gòu)的一半模型進(jìn)行有限元分析。由于輻射計(jì)算方程是非線性的,它的輻射角系數(shù)計(jì)算對(duì)硬盤(pán)空間的要求很高,如果網(wǎng)格密度過(guò)粗,計(jì)算精度可能達(dá)不到要求,而網(wǎng)格過(guò)細(xì),往往計(jì)算時(shí)間很長(zhǎng),有時(shí)還由于硬件問(wèn)題無(wú)法計(jì)算下去。為了選取一個(gè)合適的網(wǎng)格密度,對(duì)襟翼結(jié)構(gòu)分別取了網(wǎng)格長(zhǎng)度為0.2m,0.lm,0.075m.0.05m,0025m,0.02m,0.0lm進(jìn)行有限元計(jì)算,比較發(fā)現(xiàn)網(wǎng)格密度取為02m-0025m時(shí)計(jì)算精度逐漸提高,而且計(jì)算時(shí)間也能接受。當(dāng)取為0.025m-0.0m時(shí)計(jì)算精度幾乎沒(méi)有明顯提高了,但是計(jì)算時(shí)間非常久,考慮綜合因素,對(duì)襟翼結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格密度取為0.025m。襟翼有限元模型如圖2所示。圖2襟翼有限元模型34計(jì)算分析根據(jù)文獻(xiàn)[3]腔內(nèi)傳熱主要是個(gè)傳導(dǎo)和輻射耦合的換熱過(guò)程,其方程可表示為中國(guó)煤化工PcS=V (KVT )+V(q)+2CNMHG20強(qiáng)度與環(huán)境2006年其中p表示材料的密度,對(duì)于CSC為21gcm3;c表示比熱容,對(duì)于CSC為1000(kgK)2;k表示熱傳導(dǎo)系數(shù);τ表示溫度;t表示時(shí)間;q表示熱輻射流量;Q表示內(nèi)熱源在熱分析中,ρ取為零,無(wú)內(nèi)熱源,襟翼只考慮受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱,在迎風(fēng)面形成一個(gè)較高的隨時(shí)間變化的熱流密度,熱流密度取為250kw/m?-700kwm3,如圖3。襟翼結(jié)構(gòu)的C/SiC復(fù)合材料的熱傳導(dǎo)系數(shù)K由實(shí)驗(yàn)測(cè)得,隨溫度的變化而變化,其曲線如圖4所示。令,E3瓣業(yè)乘X時(shí)間(s)圖3熱流密度隨時(shí)間變化曲線圖4熱傳導(dǎo)系數(shù)隨溫度變化曲線對(duì)流邊界條件滿足牛頓公式q=hT-T。)式中φ是熱流密度:;h是對(duì)流換熱系數(shù),對(duì)流系數(shù)的確定很重要,由傳導(dǎo)和對(duì)流的導(dǎo)熱公式假定了一個(gè)數(shù)值,然后用小型的有限元模型進(jìn)行驗(yàn)證,最后得出對(duì)流系數(shù)為500比較合適;T是襟翼結(jié)構(gòu)壁面溫度;。是空間環(huán)境溫度。襟翼結(jié)構(gòu)表面與外部空間的輻射換熱邊界條件滿足方程q=o View(E T-a Tm)式中σ是 Stefan- Boltzmann常數(shù),通常取為5668×10°w/m3k;iew灰體與空間的輻射換熱角系數(shù),根據(jù)角系數(shù)定義,這里的vew取為1.0;e是熱輻射率;α.是吸收率,(通常情況下ε=αx,);T是空間環(huán)境溫度這里取為20C。4結(jié)果分析與討論空天飛行器再入過(guò)程中,襟翼結(jié)構(gòu)受到強(qiáng)烈旳氣動(dòng)加熱,熱載荷現(xiàn)象嚴(yán)重。本文采用PATRANINASTRAN進(jìn)行有限元分析,分別計(jì)算了襟翼結(jié)構(gòu)在不考慮輻射、僅受傳導(dǎo)和對(duì)流邊界影響時(shí)的溫度分布以及考慮輻射、三種傳熱方式同時(shí)存在的溫度分布,通過(guò)對(duì)比兩者的結(jié)果分析輻射對(duì)空天飛行器傳熱的影響。圖5,圖7是有限元模型的溫度分布圖,圖6,圖8繪制了溫度最高的節(jié)點(diǎn)在不同時(shí)間下的溫度變化曲線。中國(guó)煤化工CNMHG第33卷第2期沈玲玲等空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)的熱分析30000287+00圖5不考慮輻射迭代結(jié)束time=870s的溫度分布圖6不考慮輻射節(jié)點(diǎn)434溫度變化曲線9394037對(duì)aFrMB1300Nd562X時(shí)間(s圖7考慮輻射迭代結(jié)束time=972.5s的溫度分布圖8考慮輻射節(jié)點(diǎn)562溫度變化曲線對(duì)上面四圖進(jìn)行分析得出不考慮輻射時(shí),襟翼迎風(fēng)面的最高溫度大致在蒙皮中心位置,竟達(dá)到40700°C,這于實(shí)際情況嚴(yán)重不符。而在背風(fēng)面溫度幾乎達(dá)到了環(huán)境溫度,最低是28°C。由圖6看出,最高溫度節(jié)點(diǎn)隨熱流密度的増加持續(xù)上升,當(dāng)熱流密度逐漸降低時(shí),溫度還是繼續(xù)增加,直到熱流密度為零?？紤]輻射,襟翼迎風(fēng)面溫度達(dá)到基本不變時(shí)最高溫度是130°C,由圖7可以看岀,溫度最高點(diǎn)的位置位于迎風(fēng)面上,但由于輻射的存在,最高溫度比圖5中最高溫度低了很多,這說(shuō)明輻射傳熱更有利于熱量傳遞。在背風(fēng)面溫度也達(dá)到了最低,但并不是如圖5那樣都達(dá)到最低,背風(fēng)面接近中肋一側(cè)的溫度沿著橫向位置到邊肋一側(cè),溫度逐漸下降,最低達(dá)到49°C。由圖8對(duì)溫度最高點(diǎn)的溫度變化進(jìn)行分析,該點(diǎn)溫度從t-0s時(shí)隨著熱流密度的增加溫度急速上升,在t=200s時(shí)熱流密度最大為700kw/m2時(shí),溫度達(dá)到了最大值1720°C,而后隨著熱流密度逐漸下降至250kw/m2,該點(diǎn)溫度也持續(xù)降低最后基本達(dá)到不變。這個(gè)狀態(tài)下的溫度比不考慮輻射的溫度要小很多,與實(shí)際情況還比較吻合。NASA蘭利研究中心對(duì)高速民用運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼也做過(guò)類(lèi)中國(guó)煤化工部考慮和CNMHG強(qiáng)度與環(huán)境2006年不考慮輻射做了相應(yīng)的比較。比較的結(jié)果與本文的結(jié)論也很類(lèi)似?？紤]輻射和不考慮輻射對(duì)溫度的分布有很大影響,而考慮輻射的機(jī)翼內(nèi)部溫度與實(shí)際情況接近S。5結(jié)論本文建立了空天飛行器關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)——襟翼再入過(guò)程熱分析有限元模型,考慮了有對(duì)流邊界存在的傳導(dǎo)與輻射的耦合換熱,為防熱設(shè)計(jì),結(jié)構(gòu)熱環(huán)境分杬,選材等提供參考依據(jù),尤其是對(duì)可重復(fù)使用空天飛行器襟翼用αSiC復(fù)合材料體系提供了依據(jù)。通過(guò)對(duì)比兩種不同邊界載荷條件的換熱發(fā)現(xiàn),在空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)的熱分析,必須考慮輻射的影響。參考文獻(xiàn)[1] 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