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与流程

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。

技术实现要素：

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；

步骤(8)、根据步骤(5)所筛选的工况对施加边界条件的热防护单元进行结构力学静力响应分析，所施加载荷包括温度载荷以及表面压强载荷；

步骤(9)、提取冷结构边界处的曲率以及远离冷结构表面的热防护单元边界处的横向位移，包括各层材料的横向位移和离冷结构表面位置；

步骤(10)、对热防护单元每个典型静力工况的边界上每个节点进行冷热匹配分析，当该点曲率大于零和小于零的情况，即蒙皮出现内凹和外凸的情况分别采用如下判别式进行冷热匹配分析：

其中，d间隙为两个热防护单元之间的间隙，d横向为热防护上表面的侧向位移，膨胀方向为正，d2为1/2热防护下表面长度加上1/2热防护之间间隙，h为热防护单元高度。

作为优选，蒙皮不同变形情况下的曲率变形不同；

在力热耦合作用下，冷热结构的变形分为如由结构载荷主导的蒙皮内凹工况和由温度载荷主导的蒙皮外凸工况。

作为优选，要对热防护瓦发生碰撞工况进行校核，一方面要考虑防热结构单元边缘处冷结构的曲率，一方面要考虑热防护单元顶部边缘处的横向位移；冷结构的曲率会使得热防护单元顶部边缘产生刚体位移，刚体位移与柔性位移综合作用会导致两隔热瓦相撞。对于结构载荷主导的蒙皮内凹工况，计算极限工况下的曲率，热防护瓦发生碰撞时的冷热结构时，热防护单元所受载荷为对称载荷，蒙皮冷结构对应的曲率中心设为o，1/2热防护单元加上一半间隙所对应弧长的圆心夹角为θ→0，则有如下方程

d2-d1≈θ(r-r)(1)

其中，d1为1/2热防护上表面变形后的长度，d2为1/2热防护下表面长度加上1/2热防护之间间隙，r为冷结构曲率半径，r为冷结构曲率圆心到热防护上表面边缘距离。其中，由几何关系

其中，d间隙为两个热防护单元之间的间隙，d横向为热防护上表面的侧向位移，膨胀方向为正，联立以上各式，可得极限状态时，有

作为优选，在挑选温度载荷工况时，同时考虑温度最高时刻工况和温度梯度最大载荷工况。

作为优选，可利用位移法将热防护单元的边界条件处理为简支，然后通过曲率和横向位移来校核冷热匹配情况

本发明有益效果：本发明的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了分步解耦的力热耦合分析方法，在保证精度的同时提高的分析的效率。在计算不同热防护单元之间干涉情况时采用了位移法，通过冷结构处的曲率和热防护单元表面的横向位移进行校核，降低了建模难度。可对冷结构表面内凹和外凸的情况进行分别校核，精细化了冷热匹配分析的流程。

附图说明

图1为冷热结构变形示意图；

图2为冷热结构曲率计算示意图；

图3为典型热防护单元示意图；

图4为典型再入气动热载；

图5为典型螺接冷、热结构各层界面温度时间历程；

图6为外凸工况侧向位移变形图；

图7为内凹工况侧向位移变形图；

图8为内凹工况“1”号曲线曲率和额定曲率曲线图；

图9为内凹的工况热防护单元边界曲率和额定曲率曲线图；

图10为针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法流程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

如图4所示，针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法，其特征在于实现步骤如下：

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、应变隔离垫等；冷结构承载结构一般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，一般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。

步骤(8)、根据步骤(5)所筛选的工况对施加边界条件的热防护单元进行结构力学静力响应分析。所施加载荷包括温度载荷以及表面压强载荷。

步骤(9)、提取冷结构边界处的曲率以及远离冷结构表面的热防护单元边界处的横向位移，包括各层材料的横向位移和离冷结构表面位置。

步骤(10)、对热防护单元每个典型静力工况的边界上每个节点进行冷热匹配分析。当该点曲率大于零和小于零的情况，即蒙皮出现内凹和外凸的情况分别采用如下判别式进行冷热匹配分析：

其中，d间隙为两个热防护单元之间的间隙，d横向为热防护上表面的侧向位移，膨胀方向为正，d2为1/2热防护下表面长度加上1/2热防护之间间隙，h为热防护单元高度。

蒙皮不同变形情况下的曲率变形不同

在力热耦合作用下，冷热结构的变形分为如图1a)所示由结构载荷主导的蒙皮内凹工况和如图1b)所示由温度载荷主导的蒙皮外凸工况。

要对热防护瓦发生碰撞工况进行校核，一方面要考虑防热结构单元边缘处冷结构的曲率，一方面要考虑热防护单元顶部边缘处的横向位移。冷结构的曲率会使得热防护单元顶部边缘产生刚体位移，刚体位移与柔性位移综合作用会导致两隔热瓦相撞。对于情况a)，为计算极限工况下的曲率，热防护瓦发生碰撞时的冷热结构示意图如图2a)所示，热防护单元所受载荷为对称载荷，蒙皮冷结构对应的曲率中心设为o，1/2热防护单元加上一半间隙所对应弧长的圆心夹角为θ→0，则有如下方程

d2-d1≈θ(r-r)(1)

其中，d1为1/2热防护上表面变形后的长度，d2为1/2热防护下表面长度加上1/2热防护之间间隙，r为冷结构曲率半径，r为冷结构曲率圆心到热防护上表面边缘距离。其中，由几何关系

其中，d间隙为两个热防护单元之间的间隙，d横向为热防护上表面的侧向位移，膨胀方向为正，联立以上各式，可得极限状态时，有

在挑选温度载荷工况时，同时考虑了温度最高时刻工况和温度梯度最大载荷工况。

该方法可以利用位移法将热防护单元的边界条件处理为简支，然后通过曲率和横向位移来校核冷热匹配情况，避免了构建全局模型，简化了计算流程。

首先对热防护单元在整个进入大气层期间进行瞬态温度响应分析。其次，提取热防护单元各层材料温度-时间曲线和温度梯度-时间曲线，并筛选出对结构冷热匹配影响较大的温度载荷工况。再次，将上一步得到的各个温度载荷工况的温度场施加在结构有限元模型上，同时施加结构载荷，对其进行结构有限元分析。最后，提取结构有限元分析结果，包括冷结构表面曲率和热防护表面横向位移，对结构冷热匹配性能进行校核。

以上仅是本发明的具体步骤，对本发明的保护范围不构成任何限制；其可扩展应用于结构刚度校核领域，凡采用等同变换或者等效替换而形成的技术方案，均落在本发明权利保护范围之内。

实施例：

为了更充分地了解该发明的特点及其对工程实际的适用性，本发明针对拟建的典型热防护单元，如图3所示。该热防护单元采用螺栓将各热防护层和冷结构进行连接，包括c-c盖板、氧化铝、高低温隔热材料、应变隔离垫、冷结构和套筒、螺栓。尺寸参数如表1所示。

表1典型螺接冷、热结构尺寸参数

各层热属性和结构材料属性如表2和表3所示，冷结构材料属性如表4所示。

表2各层热属性

表3各层结构属性

表4蒙皮冷结构的力学性能参数

首先进行温度场分析，典型再入气动热载如图4所示，得到各个层界面的温度-时间历程，如图5所示。

可知热力耦合分析的严酷工况均发生在结构温度最高时刻。鉴于典型螺接冷、热结构由6层构成，这里分别提取每层结构温度最高的时刻的结构温度场，依次作为热力耦合分析的输入热载，开展下述热力耦合分析。

为方便对比下述热力耦合工况分析结果，这里先进行了仅有气动压力作用下的结构工况分析，气动压力取值分别考虑0pa、10000pa、20000pa、30000pa。

挑选外凸最严重工况和内凹最严重工况，外凸工况最严峻的状态是只受温度载荷，在温度载荷作用下热防护单元向外膨胀，当采用c-c盖板最高温度时刻温度场加载时侧向位移最大，在该载荷作用下，热防护单元的侧向位移变形云图如图6所示，从图中可以看出蒙皮冷结构为外凸，侧向位移小于0.5mm，热防护单元之间不会发生碰撞。对于蒙皮内凹工况，即结构载荷工况。对于只施加结构载荷的工况，侧向位移如图7所示，选取其中“1”号曲线上节点侧向位移进行校核，“1”号曲线上各点侧向位移决定的额定曲率和热防护底面的曲率如图8所示，从图中可以看出热防护顶部的侧向位移所决定的曲率最低，使得冷热结构刚度最不安全，因此校核热防护顶端的曲率，即曲线“2”上的冷热刚度匹配，在不同结构载荷条件下“2”号曲线上各点侧向位移所决定的额定曲率和“2”号曲线所对应底部边界曲率如图9所示。冷结构边界上的变形未达到额定曲率，该热防护单元在该载荷工况下满足冷热匹配需求。

综上所述，本发明提出了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。首先对热防护单元在整个进入大气层期间进行瞬态温度响应分析。其次，提取热防护单元各层材料温度-时间曲线和温度梯度-时间曲线，并筛选出对结构冷热匹配影响较大的温度载荷工况。再次，将上一步得到的各个温度载荷工况的温度场施加在结构有限元模型上，同时施加结构载荷，对其进行结构有限元分析。最后，提取结构有限元分析结果，包括冷结构表面曲率和热防护表面横向位移，对结构冷热匹配性能进行校核。

本发明的针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法是通过第一次场分析的结果作为第二次场分析的载荷来实现两种场的耦合。在耦合场之间的相互作用是低度非线性的情况下，两个分析之间相对独立，间接耦合法更加灵活和有效。例如，许多问题需要用到结构的耦合(温度引起的热膨胀)，但结构对热耦合是可以忽略的，小的应变将不对初始的热分析结构产生影响。在实际问题中，间接耦合比直接耦合要更方便一些，因为单场分析使用单场单元，计算迭代次数低。在间接耦合分析过程中，整个模型使用一个数据库。数据库中包含所有的物理分析所需的节点和单元。对于每个单元或实体模型图元，定义一套属性编号，包括单元类型号，材料编号，实常数编号及单元坐标编号。所有这些编号在所有物理分析中是不变的。但在每个物理环境中，每个编号对应的实际的属性是不同的。

以上为本发明较佳的实施方式，本发明所属领域的技术人员还能够对上述实施方式进行变更和修改，因此，本发明并不局限于上述的具体实施方式，凡是本领域技术人员在本发明的基础上所作的任何显而易见的改进、替换或变型均属于本发明的保护范围。