2012年第6期導彈與航天運載技術(shù)No.62012總第323期MISSILES AND SPACE VEHICLESSum No 323文章編號:1004-7182(2012)06-00010空天飛機熱防護系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)熱載與強度分析彭小波(西北工業(yè)大學航空學院,西安,710072)摘要:針對空天飛機熱防護系統(tǒng)與杋體的連接結(jié)構(gòu)進行結(jié)枃熱載與強度計算,依據(jù)典型的金屬蜂窩面板隔熱結(jié)枃形式建立連接結(jié)構(gòu)的三維精細有限元模型,詳細分析連接區(qū)的熱邊界條件,包括連接件和被逹接復合材料蒙皮的對流換熱邊界與接觸傳熱邊界;以再入過程中空夭飛杋表面氣動加熱為輸入計算連接區(qū)的溫度場分布,分析由溫度所引起的結(jié)構(gòu)熱應力;結(jié)合復合材料損傷累積算法和準靜態(tài)完全熱力耦合分析技術(shù),計算連接結(jié)枃中復合材料蒙皮的擠壓強度。結(jié)果表明熱應力的存在可以提高連接初始損傷強度,但由于改變了最終損傷模式,會導致極限強度的降低關(guān)鍵詞:空天飛機;熱防護;熱載;強度中圖分類號:V47文獻標識碼:AThermal Load and strength analysis of space plane thermal protectionSystems Connecting structurePeng Xiaohool of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi'an, 710072)Abstract: This Paper analyzes the thermal load and strength of a connecting structure in the aerospace plane's thermal protectionsystem. A three-dimensional finite element model of connecting structure is established based on, a typical metal honeycomb panelthermal protection structure. The convective heat transfer boundary and contact heat transfer boundary in the FEM model is alsostudied in detail. Furthermore, in this paper, it analyzes the temperature distribution of the connecting area under the action ofaerodynamic heating in the space planes reentry process, and the thermal stress caused by the temperature. Finally,athermo-mechanical coupled analysis for the connection structure strength degradation is conducted. The results show that the presenceof the thermal stress can increase the initial connecting strength, but reduce ultimate connecting strength due to the changes of the finalKey Words: Space plane; Thermal protection; Thermal load; Strength0引言引起的熱載:另一方面是由于載荷傳遞引起的力載。兩空天飛機熱防護系統(tǒng)是保證空天飛機在發(fā)射、飛者相互耦合,所以導致熱防護系統(tǒng)的連接區(qū)往往成為損行以及返回過程中不會因為氣動加熱而破壞并可重復傷易發(fā)區(qū)域,國外已報道了多起由于隔熱結(jié)構(gòu)脫落引起使用的保護系統(tǒng),它的設(shè)計與制造是空天飛機研制的的航天器的損毀事故2。因此,對于連接區(qū)在熱載和力關(guān)鍵技術(shù)之—凹?？仗祜w機熱防護系統(tǒng)與機體結(jié)構(gòu)之間載耦合條件下的強度分析成為影響熱防護系統(tǒng)設(shè)計的的相互連接由連接結(jié)構(gòu)實現(xiàn),主要用于安裝固定隔熱關(guān)鍵因素。本文針對蜂窩面板式熱防護系統(tǒng)與機體連接結(jié)構(gòu)和傳遞隔熱結(jié)構(gòu)的載荷,包括膠接連接和杋楲連結(jié)枃的熱力耦合強度分析進行計算硏究,對于指導空天接兩大類飛機熱防護系統(tǒng)設(shè)計具有參考意義。熱防護系統(tǒng)除了承受局部氣動載荷之外,還具有」定承受和傳遞機體總體載荷的能力,因此在機械連接區(qū)1蜂窩面板熱防護結(jié)構(gòu)及其連接往往呈現(xiàn)出復雜的載荷狀況:一方面是由于溫度的提升空天飛機上應用的熱防護系統(tǒng)可分為主動和被動收稿日期:2012-09-27中國煤化工作者簡介:彭小波(1972-),男,博士研究生,研究員,研究方向為空天飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計與CNMHG導彈與航天運載技術(shù)202年兩大類,且它們各自又包括若干種熱防護結(jié)構(gòu)形式。2結(jié)構(gòu)熱載分析模型與邊界條件典型金屬蜂窩面板熱防護結(jié)構(gòu)及其與杋體的螺栓連接熱防護系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)的熱載分析是計算空天飛機結(jié)構(gòu)如圖1所示再入過程中連接區(qū)結(jié)構(gòu)的溫度場以及由溫度引起的結(jié)構(gòu)熱應力。由于連接區(qū)是金屬與復合材料混合結(jié)構(gòu),損傷以復合材料為主,因此復合材料構(gòu)件的熱載及熱內(nèi)部結(jié)構(gòu)RTv密封墊/氈應力分析為本文研究的重點,其內(nèi)容包括:建立分析外部的模型、獲取邊界條件、溫度場計算和熱應力分析等。蜂窩結(jié)構(gòu)螺栓內(nèi)部蜂窩結(jié)構(gòu)2.1熱載分析模型由圖2中的連接結(jié)構(gòu)建立的有限元模型見圖3。圖1金屬蜂窩面板的螺栓連接結(jié)構(gòu)連接通道套筒由圖1可以看出,金屬蜂窩面板隔熱結(jié)構(gòu)由上下蜂窩面板和中間填充的纖維隔熱層組成。上表面蜂窩復合材料板螺栓連接件面板為鎳基合金,厚度92mm,上下蓋板厚度01mm圖3連接結(jié)構(gòu)熱載分析模型蜂窩芯壁厚0.05mm,芯高9mm,芯尺寸6mm;下表面蜂窩面板結(jié)構(gòu)尺寸與上表面蜂窩面板一致,其材料為鈦合金。內(nèi)部纖維層材料為氧化鋁纖維,纖維層由圖3可以看出,熱載分析模型中分別用三維實中間等距布置反射屏,纖維隔熱層總厚度為50.8mm,體單元模擬螺栓杄和金屬蜂窩結(jié)構(gòu)的連接套筒,連接其中各材料參數(shù)可參考文獻[3]。套筒和螺栓的材料為鈦合金。在模型中將連接套筒固蜂窩面板主要靠釬焊將外表面、側(cè)壁、內(nèi)表面、定,螺栓杄與連接套筒以及代表蒙皮的復合材料板之間定義接觸邊界條件,復合材料板左端受到拉伸的位螺栓通道孔等各部分焊接而成,面板與機體由螺栓連移載荷,由于接觸的作用,復合材料板上的力經(jīng)由螺接,邊緣處由 Nomex氈實施密封。蜂窩面板隔熱結(jié)構(gòu)栓連接件傳遞給隔熱結(jié)構(gòu),并在其內(nèi)部平衡。與機體的連接結(jié)構(gòu)如圖2所示。模型熱邊界條件為:a)蒙皮內(nèi)、外表面的等效對Incone617蜂窩夾層板流邊界條件;b)連接通道的上下表面的溫度條件,其先進Sa隔熱氈中上表面取金屬蜂窩結(jié)構(gòu)上表面的溫度值,下表面取中心薄箔的鈦合金多層板金屬蜂窩下表面的溫度值;c)螺栓溫度邊界條件,其室溫固化硅膠和 Nomex氈頂面溫度與金屬蜂窩上表面溫度保持一致,此時金屬第2代高溫合金Inconel67蜂窩金屬熱防護系統(tǒng)機體蜂窩面板的一部分熱流量將經(jīng)螺栓傳遞給復合材料圖2蜂窩面板熱防護結(jié)構(gòu)域機體連接模型板;d)螺栓與復合材料板、螺栓與連接件套筒之間的接觸傳熱模式包括固體接觸熱傳導和輻射熱傳導,其中結(jié)構(gòu)表面的發(fā)射率均取為0.8與隔熱結(jié)構(gòu)相連接的機體結(jié)構(gòu)主要是蒙皮、隔框2.2蒙皮對流邊界分析或支架。為減輕空天飛機的結(jié)構(gòu)質(zhì)量,其結(jié)構(gòu)材料選蒙皮結(jié)構(gòu)熱邊界條件分為內(nèi)、外兩部分,其中外用輕質(zhì)耐高溫復合材料,主要包括:樹脂基復合材料、金屬基復合材料、碳基復合材料和陶瓷基復合材料等。部熱邊界條件為隔熱結(jié)構(gòu)底部經(jīng)隔熱氈傳遞的熱流其中聚酰亞胺樹脂基復合材料可用于制造航空航天飛量:內(nèi)部邊界條件為艙內(nèi)的空氣對流傳熱和輻射傳熱,行器中各種耐高溫結(jié)構(gòu)部件,由于其具有較高的工作這兩種傳熱模式均可用等效的對流傳熱表示溫度,例如:HT3/BMP316碳纖維增強聚酰亞胺樹脂a)蒙皮外表面等效熱流?；牧系挠行Чぷ鳒囟瓤梢赃_到310℃。因此,作根據(jù)傅里葉定律,蒙皮外表面等效熱流量可按式為空天飛機機體結(jié)構(gòu)的基材可用于蒙皮、隔框等構(gòu)件(1)計算本文中的機體結(jié)構(gòu)均采用HT3/BMP316碳纖維增強聚(T酰亞胺樹脂基材料。式中K為隔中國煤化工為隔熱氈厚度7為復合材料林HCNMHG氈上表面溫度第6期彭小波空天飛機熱防護系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)熱載與強度分析利用式(1)計算蒙皮上表面等效熱流量需要確定2.3螺栓接觸熱邊界條件隔熱氈上表面溫度,由于隔熱氈與蜂窩隔熱結(jié)構(gòu)底部接觸傳熱用于描述連接結(jié)構(gòu)中螺栓與復合材料層面板緊密貼合,因此取隔熱氈上表面溫度和蜂窩面板合板、螺栓與連接通道套筒之間的熱傳導過程。根據(jù)隔熱結(jié)構(gòu)底部面板溫度一致。接觸狀態(tài)不同及接觸面間的熱傳導模式不同,對流邊b)蒙皮內(nèi)表面等效熱流界條件的計算公式也不同蒙皮內(nèi)表面等效熱流量按式(1)計算,其對流換a)完全接觸。熱系數(shù)的取值根據(jù)文獻[5]中關(guān)于封閉艙內(nèi)壁在各種對完全接觸是指界面間距dd。此時兩界面的熱傳導模式包括輻射傳熱和與環(huán)境的對流傳熱鎳基合金蜂窩蓋板由于在高空中空氣密度非常稀薄,因此本文忽略纖維隔熱層了螺栓連接件與螺栓孔壁熱接觸中與空氣相關(guān)的對流鈦合金蜂窩蓋板換熱,只考慮其中的固體傳熱和輻射傳熱。鋁板纖維隔熱層3熱防護系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)溫度與熱應力3.1連接結(jié)構(gòu)溫度場計算圖4蜂窩面板隔熱結(jié)構(gòu)瞬態(tài)傳熱分析模型由于接觸熱傳導與結(jié)構(gòu)的位移以及接觸狀態(tài)相圖4中隔熱結(jié)構(gòu)的上邊界施加再入過程中的溫度關(guān),因此在進行傳熱分析時,首先要為此結(jié)構(gòu)施加外載。在復合材料板左端拉伸0.8mm的變形條件下,取邊界條件,隔熱結(jié)構(gòu)的內(nèi)邊界條件的處理參考了文獻圖5中底部蜂窩面板最高溫度對連接結(jié)構(gòu)進行溫度場[6]中 Karman內(nèi)部結(jié)構(gòu)的模擬方式,以厚度為133mm內(nèi)部結(jié)構(gòu)的熱容以體現(xiàn)內(nèi)部結(jié)構(gòu)對計算,所得連接結(jié)構(gòu)整體溫度場分布如圖6所示隔熱結(jié)構(gòu)溫度分布的影響,最下方的邊界溫度值保持為機艙內(nèi)部的溫度利用有限容積方法進行蜂窩蓋板式隔熱結(jié)構(gòu)整體熱傳導瞬態(tài)計算,空天飛機再入過程中底部蜂窩面板圖6連接結(jié)構(gòu)整體溫度場分布溫度變化如圖5所示在圖6的分布中,最高溫度值位于螺栓和套筒的上表面溫度值上表面,最低溫度值位于復合材料板下表面。從圖6中溫度梯度的分布可以看岀熱流量經(jīng)過螺栓連接件傳001令下表面溫度值遞給復合材料板,再通過復合材料板與艙內(nèi)對流換熱傳出的過程。其中復合材料板的最高溫度位于孔邊與5001000150020002500螺栓接觸的位置再入時間/s.2連接結(jié)構(gòu)熱應力分析圖5再入過程中隔熱結(jié)構(gòu)底部蜂窩面板溫度變化在同等載中國煤化工場分布,計算螺栓孔邊各單CNMHG方向應力,并導彈與航天運載技術(shù)202年且與無溫度時的結(jié)果對比,結(jié)果如圖7所示受壓時,其纖維微觀屈曲,基體破壞,分層和其它類3000型的損傷常呈現(xiàn)三維破壞模式。熱載下45°層纖維方向應力2000熱載下90°層纖維方向應力當采用數(shù)值方法模擬損傷累積過程時,首先需要1000判定材料是否發(fā)生損傷;其次引入用于定量描述損傷-1000的變量,并將此變量與材料的宏觀力學行為相關(guān)聯(lián),無熱載90°層纖維方向應力2000無熱載45°層纖維方向應力即建立損傷的本構(gòu)關(guān)系和實施材料退化;最后由結(jié)構(gòu)3000載下0°層纖維方向應力400L熱載Q層纖線方向應力破壞的準則確定是否破壞。4.2準靜態(tài)完全熱力耦合算法孔邊各點位置角/()采用損傷累積方法計算熱載和力載耦合時復合材a)纖維方向應力料結(jié)構(gòu)強度需要在復合材料板上施加溫度載荷的同時無熱載90°層基體方向應力對結(jié)構(gòu)施加相應的機械載荷,在此過程中結(jié)構(gòu)變形和無熱載45°層基體方向應力溫度場相互影響,屬于完全熱-力耦合問題。如果在結(jié)載下90°層基體方向應力構(gòu)變形過程中將每個狀態(tài)之間的轉(zhuǎn)化都視為一個平穩(wěn)0過渡過程,這類熱力耦合問題又可稱為準靜態(tài)熱-力耦合。在準靜態(tài)的熱力耦合分析中可以采用交替策略進曾載下45°層基體方向應力,150無熱載0°層基體方向應力行分析,即在同一個增量步中完成一次結(jié)構(gòu)計算和200熱載下0°層基體方向應力次熱傳導計算1502004.3熱載對連接強度的影響分析孔邊各點位置角/(°)應用損傷累積方法計算圖6中連接結(jié)構(gòu)的單釘擠b)基體方向應力壓強度,結(jié)構(gòu)的應力計算和熱傳導計算可采用同一網(wǎng)圖7復合材料板孔邊各層纖維方向和基體方向應力格模型,復合材料板和螺栓連接件之間通過接觸實現(xiàn)載荷和熱量的傳遞。復合材料板和螺栓的上下表面對由圖7可見,由于復合材料板的整體溫度低和流熱量經(jīng)等效后由 DFLUX子函數(shù)施加。由于熱應力HT3/BMP316材料的纖維方向膨脹系數(shù)較小的原因的存在,采用損傷累積方法所得的位移載荷曲線與無各層纖維方向的應力值變化都較小,而基體方向的應熱載時的位移載荷曲線不同,其對比如圖8所示。力變化相對明顯。其中熱載對90°層和45°層的影響1400最大,主要是因為這兩層的徑向應力主要以基體方向有熱載的壓縮應力為主,纖維和基體方向的應力是大多數(shù)復無熱載合材料失效判據(jù),依據(jù)它們判斷是否發(fā)生材料失效。由此可見,熱應力會導致這兩層提前出現(xiàn)基體的壓剪飾200損傷0.20.40.60.81拉伸位移/mm4空天飛機熱防護系統(tǒng)連接強度分析圖8熱載作用與無熱載時的位移載荷曲線41機械連接結(jié)構(gòu)強度分析理論熱防護系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)包括金屬蜂窩面板、連接件由圖8可知,由于連接結(jié)構(gòu)中心高、兩邊低的溫以及復合材料蒙皮,其中復合材料蒙皮的損傷是連接度梯度,使得在連接孔附近存在一定的膨脹擠壓應力結(jié)構(gòu)失效的主要因素,因此本文重點介紹復合材料蒙這種類似于過盈配合的影響使得初始破壞載荷不會有皮的強度分析。漸進損傷累積方法是計算復合材料結(jié)明顯的降低,表明中心高、兩邊低的溫度梯度有利于構(gòu)極限強度常用的方法,損傷累積方法認為損傷對材保持結(jié)構(gòu)的初始破壞載荷水平。但是當載荷水平較高料性能的影響及結(jié)構(gòu)失效過程就是損傷的累積過程。時,其極限強度明顯下降,其主要原因是熱應力的作該過程可分為:損傷產(chǎn)生、損傷擴展、局部破壞和最用使得基體壓縮損傷尚未在墊圈內(nèi)區(qū)域充分擴展便已后結(jié)構(gòu)破壞等階段。擠壓破壞是復合材料蒙皮的主要發(fā)展到墊圈外區(qū)域,而墊圈外區(qū)域單元一旦損傷,由破壞模式,擠壓破壞過程復雜,影響參數(shù)眾多,包括于無側(cè)壓支持丨中國煤化工從而導致結(jié)構(gòu)鋪向角、墊圈尺寸及側(cè)壓影響等。復合材料層合板在連接強度的降CNMHG(下轉(zhuǎn)第9頁)第6期張志勇等非理想約束的艦載柔性發(fā)射系統(tǒng)動力學建模與仿真1500.0不利于姿控專業(yè)的初始起控1000.0d)3排滑塊的定向方案設(shè)計中,前、后排滑塊與中排滑塊外輪廓尺寸偏差不宜過大,為防止前滑塊出-5000箱后中滑塊碰撞過于劇烈而導致結(jié)構(gòu)設(shè)計困難1000.0參考文獻2000.0]李積德.船舶耐波性[M]哈爾濱:哈爾濱工程大學岀版社,2007[2]張延教.高等動力學[M]南京:南京理工大學出版社,2003圖8前排滑塊Z向接觸力曲線[3]洪嘉振,倪純雙.變拓撲多體系統(tǒng)動力學的全局仿真凹.力學學報1996,28(5):633-6374結(jié)論[4]邱吉寶,等.計算結(jié)構(gòu)動力學[M.合肥:中國科學技術(shù)大學出版社艦載導彈發(fā)射過程中,動基座和工藝間隙對彈體初始擾動及發(fā)射安全的影響不能忽略,需要給予足夠(趙經(jīng)文,等結(jié)構(gòu)有限元分析M北京:科學出版社,01的重視。非理想約束的艦載柔性發(fā)射系統(tǒng)動力學仿真[6]董富祥,洪嘉振。多體系統(tǒng)動力學碰撞問題研究綜述[力學進展研究表明:a)艦載發(fā)射條件下,海況是彈體初始俯仰、偏航 7 Hertz H. On the contact of solids- on the contact of rigid elastic solids and擾動的主導因素;hardness[C]. Miscellaneous papers (Translated by dE Jones and GAb)變結(jié)構(gòu)系統(tǒng)可以通過預定義約束的策略實現(xiàn)動Schott ), Macmillan, London, 1896: 146-183力學全局仿真,再現(xiàn)真實的物理現(xiàn)象,進而推動不同[8] Hunt K H, Crossley F R. Coefficient of restitution interpreted as damping定向方案中拋落物與折疊舵的干涉仿真研究:vibro impact[J] Journal of Applied Mechanics, 1975(7): 440-445c)定向器的工藝配合間隙會引起彈體出箱滾轉(zhuǎn),(上接第4頁)參考文5結(jié)論1]馬忠輝,可重復使用運載器熱防護系統(tǒng)性能分析研究[D].西北本文以空天飛機熱防護系統(tǒng)與機體復合材料蒙業(yè)大學博士論文,200皮連接結(jié)構(gòu)為研究對象,利用有限容積方法和有限元[21王欣,RL結(jié)構(gòu)受熱時的影響分析及熱源的判斷[D]西北工業(yè)大方法分析連接結(jié)構(gòu)溫度場分布,基于漸進損傷累積理學碩士論文,200論和熱力耦合有限元分析技術(shù)計算連接結(jié)構(gòu)在熱應(3]侯赤,空天飛機機體復合材料機械連接結(jié)構(gòu)損傷與強度分析D]力和熱載下的連接強度,可得出如下結(jié)論西北工業(yè)大學博士論文,2010a)構(gòu)建蜂窩蓋板式隔熱結(jié)構(gòu)的層狀熱傳導分析[4中國航空研究院.復合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計手冊!北京:航空工業(yè)出模型,利用等效的宏觀熱傳導特性替代各層材料的微版社,2001觀傳熱模式,以沿厚度方向的溫度分析為目標,用一[5]鐘奇,劉強,航天器密封艙流動和傳熱的數(shù)值研究門字航學報維有限容積法計算了再入過程中隔熱結(jié)構(gòu)底部溫度2002,23(5)b)對于隔熱結(jié)構(gòu)與機體蒙皮的連接區(qū),建立連[6] Daryabeigiκ. Design of high temperature multilayer insulation(D接結(jié)構(gòu)細節(jié)有限元分析模型,以隔熱結(jié)構(gòu)底部溫度和Charlottesville: University of virginia, 2000.機艙內(nèi)部對流換熱為邊界條件計算連接區(qū)的溫度場[7 Yi Xiao. Takashi ishikawa, Bearing strength and failure behavior of分布。bolted composite joints (part I: Experimental investigation)[J])采用熱力耦合有限元分析方法,計算溫度場Composites Science and Technology, 2005, 65下連接結(jié)構(gòu)的熱應力和連接強度,結(jié)果表明熱應力的[8]馬玉娥、可重復使用運載器熱防護系統(tǒng)熱/力耦合數(shù)值計算研存在可以提高連接初始損傷強度,但由于改變了最終究[D]西北工業(yè)大學博士論文,2005損傷模式,因此會導致極限強度的降低,中國煤化工CNMHG