高速飞行器热防护结构非均匀热流载荷反演方法

为准确掌握高速飞行器热防护结构服役时承担的非均匀气动热载荷,提出了一种基于共轭梯度理论的非均匀热流载荷的反演方法.以隔热瓦结构为例,开展了2类典型非均匀热流载荷下的数值仿真研究.通过引入一阶样条曲线插值表征非均匀热流的时变规律,降低了待反演参数数量.分析了反演方法的可行性以及温度测量偏差等因素对反演精度的影响.研究结果表明:非均匀热流时变规律的样条线表征方法可以将反演参数数量缩减到4个,极大地提升了反演效率;提出的反演方法可以精确反演结构非均匀热流载荷的时间和空间分布特性,对于含噪声的测量数据,该方法由于采用了插值重构的表征方法而体现出较好的抗噪性能.

基于振动测量的热防护结构脱粘损伤检测方法

针对典型飞行器热防护结构脱粘损伤现场快速无损检测的需求,提出了一种基于敲击测量频响函数的脱粘损伤识别方法。首先,利用有限元方法建立了含脱粘损伤的热防护结构有限元模型并进行了振动特性分析,分析了脱粘损伤引起的结构局部刚度下降规律以及频响函数对脱粘损伤的敏感性;其次,确定了脱粘损伤识别的特征频率范围,给出了一个脱粘损伤指标;最后,采用力锤与激光多普勒测振仪对含脱粘的热防护结构进行了测量。实验结果表明,当脱粘面积达到60%时,脱粘损伤指标比健康件增加了1倍以上,当脱粘面积达到80%时,脱粘损伤指标为健康件的5倍以上,验证了所提出的方法能够有效识别出热防护结构的脱粘损伤。

温度梯度下钛合金热防护结构的导波特性研究

目的实现可重复使用钛合金热防护结构的导波健康监测。方法针对钛合金热防护结构,提出热–力–电多物理场耦合导波传播建模仿真分析方法,研究温度梯度下钛合金热防护结构中导波的传播特性,以及在温度梯度和裂纹损伤耦合作用下导波的传播特性。结果20~500℃的温度梯度会导致钛合金结构中导波的群速度降低、幅值衰减降低,裂纹损伤使得钛合金结构中导波的群速度、幅值降低,且损伤越大,影响越明显。裂纹扩展至20 mm时,S0模式群速度降低了1.5%,A0模式群速度降低了2%。结论此模型可为大范围的温度梯度条件下,钛合金热防护结构上传感器优化布置以及导波监测方法的研究提供指导。

基于SiC气凝胶的热防护结构隔热性能分析及优化

针对高速飞行器长航时会面临非烧蚀型大面积热防护的问题,以SiC气凝胶作为隔热层的轻质防隔热一体化结构,考虑隔热材料热导率的温度相关性,建立瞬态传热模型。采用有限差分法中的Crank-Nicolson方法,计算并讨论了不同条件下结构的隔热性能,并与隔热层为陶瓷纤维隔热毡的结构进行对比,分析了SiC气凝胶在结构中的隔热特性及优势。进而对SiC气凝胶的厚度尺寸进行优化,求解在满足约束条件下SiC气凝胶的最小厚度。结果表明使用SiC气凝胶的热防护结构,在相同结构厚度下隔热能力提升约40%,在隔热效果相同时厚度降低约65%。通过与有限元分析软件的对比,证明了厚度优化设计的数值解法的准确性。

抗事故包装箱热防护结构的设计及其性能分析

对抗事故包装箱的火灾环境条件进行了研究 ,初步确定了抗事故包装箱的设计模型 ,提出了一种可用于分析评价抗事故包装箱防火 (或高温 )性能的理论模型 。

气动压力对柔性热防护结构隔热性能的影响

提出"等效导热热阻"这一参数来反映柔性热防护结构的隔热性能,用石英灯辐射加热和机械加压的方式来模拟柔性热防护结构服役过程中的的气动热/压环境,根据所做热试验的结果数据研究了在一定温度下,气动压力对柔性热防护结构等效导热热阻的影响规律。结果表明:随着气动压力的增大,柔性热防护结构的隔热性能呈非线性下降趋势,因此在对柔性热防护结构设计时,必须考虑其服役过程中表面气动压力对其隔热性能的影响。

航天器金属热防护结构非灰体隔热层传热计算

为了计算多层隔热结构(由多个反射屏和非灰体半透明纤维隔热层构成)中瞬时耦合辐射和传导的热传递,构建了多层隔热结构的瞬时耦合辐射和传导热传递的数值模型,并且分别采用有限体积法和有限差分法求解能量方程和辐射传递方程(Radiativetransferequation,RTE),而光谱的散射和吸收系数以及相函数则由米(Mie)理论求得,从而在更广泛的范围内为金属热防护系统的隔热纤维材料提供了广阔的选择余地。

高超声速飞行器热防护结构参数优化及对比分析

高超声速飞行器对结构性能、热防护性能以及结构重量有很高的要求。为了获得最小的结构重量,文章从热防护的角度进行了优化分析:分别选择铝合金和先进复合材料作为蒙皮,在不同的热载荷条件下,对多种热防护结构(TPS)建立一维传热模型,并进行了结构尺寸优化,得到了单位面积TPS的最小重量;分析飞行器再入过程中的温度载荷、再入时间以及蒙皮材料可承受的最高温度对热防护结构最小重量的影响。ANSYS仿真分析结果表明:温度对TPS的单位面积最小重量有显著影响,LI900刚性陶瓷隔热瓦和先进金属蜂窝夹层防热结构有重量优势;采用复合材料蒙皮的TPS可使重量大幅减轻;飞行器再入时间和再入初始温度对刚性陶瓷隔热瓦重量的影响大于对金属盖板式隔热结构。

基于等效热传导的金属热防护结构尺寸优化设计

基于金属热防护结构的等效热传导理论,采用有限元分析软件建立了等效模型,运用热传导分析求解器开展瞬态热传导分析。结果表明:建立的等效热传导模型可以准确地模拟金属蜂窝的温度场分布情况,相差不超过2.0%。采用等效模拟方法,对金属热防护结构的几何尺寸,包括上下壁板厚度、蜂窝芯壁厚、蜂窝芯高度以及蜂窝内切圆直径等设计变量开展尺寸优化设计,获得了满足温度等约束条件的最优解。优化后金属热防护结构重量下降了40%,减重效果明显。

含相变材料热防护结构一体化设计与试验

利用相变材料储热密度大、比热容高等优势,设计了一种含相变材料的新型一体化热防护结构(PCM-ITPS),并通过数值计算分析了其隔热特性。结果表明,在一体化热防护结构底板处铺设相变材料可吸收热短路效应导入的过量热载,改善结构的隔热性能。然后设计并制备PCM-ITPS试验件,通过隔热性能测试试验对结构隔热特性进行验证。在此基础上进行热应力分析验证其承载性能,并以结构参数为设计变量,隔热和承载性能要求为约束条件,实现了PCM-ITPS结构的轻量化设计,优化后PCM-ITPS方案相对传统ITPS方案减重23.35%。以上工作为促进热防护系统的设计-制造一体化进程提供必要的理论储备与技术支持。

低温风洞电动推杆热防护结构设计及传热分析

为解决低温风洞中电动推杆的热防护问题,设计了使其能够在低温风洞高温工况(323 K)和低温工况(110 K)下正常工作的热防护结构。采用数值模拟方法校核了热防护结构强度及刚度,分析了电机发热功率,冷却气体流量和加热片加热功率等因素对推杆元件温度的影响。结果表明:低温风洞内压力达到极值0.35 MPa时,由厚度5 mm,材料S30408不锈钢制成的圆筒形热防护结构最大变形量为0.397 mm,最大应力为160.62 MPa;冷却气体流量大于等于0.005 kg/s时,高温和低温工况下电机最高温度均不大于418 K的允许工作温度;当加热功率达到500 W时,缸杆端部各考察截面温度均高于263 K;在高温工况和加热功率为500 W的低温工况下,冷却气体流量为0.005 5kg/s时,缸体、缸杆均能维持在263—313 K的工作温度,且高温工况最大温升与温差分别为3.62、2.81 K,低温工况最大温降与温差分别为4.94、6.82 K,满足温度稳定性与均匀性要求。

基于实测应变的典型热防护结构位移场实时重构

为了保证使役环境下高速飞行器结构的安全性,以高速飞行器典型热防护结构为对象,对其实时变形重构方法进行研究.将分布式光纤光栅应变测量技术与基于改进Ko位移理论的重构算法相结合,实现了基于实测应变数据的结构全场位移重构和演示.以四点弯加载工况下的典型热防护结构位移场重构为例,开展了数值仿真研究,验证了算法的精度;并进一步开展了典型热防护结构的四点弯试验,结合MATLAB程序和LabVIEW数据采集系统,实现了变载荷工况下结构底部金属板位移场的实时重构演示,并利用局部测点的实测位移验证了重构位移场的精度.试验结果表明:在非固支工况下,改进Ko位移理论能够重构出典型热防护结构全场位移,验证了基于改进Ko位移理论的重构算法在非固支工况下结构变形实时重构研究中的有效性和准确性.

航天器突起物热防护结构的瞬态温度场有限元分析

通过对某类航天器突起物在高超音速飞行受气动加热时的防热结构进行研究 ,利用ANSYS软件强大的前、后处理功能 ,建立有限元分析模型 ,计算出突起物的温度场分布。该数值模拟方法可用于计算传导和辐射耦合问题。计算结果表明 ,适当增加面板厚度和增大隔热材料在平面内的热传导系数是提高防热结构利用效率的方法之一。

多层热防护结构烧蚀传热模型研究

多层热防护结构由防热层与隔热层等多层热防护材料组成,在气动热作用下存在复杂的烧蚀与传热过程。为准确预示多层热防护结构温度响应特性,建立了气动热环境下防热材料烧蚀模型,提出了烧蚀导致的变厚度多层结构传热数值计算方法,研究了气动热环境下多层热防护结构温度分布随时间变化规律,分析了多层热防护结构厚度分布对防热效果的影响。研究表明,提出的模型能准确预示多层热防护结构烧蚀与传热过程,热量传导至承力结构后,隔热层内温度梯度大于防热层内温度梯度,在满足隔热层温度、烧蚀裕度以及工艺要求前提下,增大隔热层厚度能提高热防护性能。

基于超声导波的返回舱热防护结构烧蚀层厚度监测方法

为实时监测航天器返回舱烧蚀层厚度,文章基于超声导波在双层板结构中的传播特性研究发现导波波速与烧蚀层厚度相关,故提出依据导波波速变化对结构烧蚀层厚度损失进行表征的方法,以及根据导波频散曲线和厚度敏感曲线选择适当的监测模态和频率的方法,可以实现烧蚀层厚度的高效率、高精度实时在线监测。有限元仿真和实验结果均验证了该烧蚀层厚度监测方法的有效性。

C/SiC刚性热防护结构热力耦合分析

高超声速飞行器热防护问题复杂,是弹道参数、外部流场、气动加热、结构温度场、结构变形响应等多物理场的耦合。为提高飞行器结构温度场预估精度,开展气动加热与结构温度场的耦合分析方法研究,基于气动加热工程算法,对典型C/SiC刚性非烧蚀式防热结构进行气动加热与温度场耦合分析。结果表明作用在结构上的净热流密度低于气动加热工程计算得到的冷壁热流密度,设计热防护系统时必须考虑气动加热/结构温度之间的耦合作用。

新型树脂基复材热防护结构制造技术研究

采用石墨薄膜与BMP350聚酰亚胺复材共固化制备热防护结构,由于石墨薄膜需在3000℃条件下制备,导致其表面基本不含极性官能团,与复材复合困难;本文基于石墨薄膜表面处理技术和界面控制技术优化,较好地制备了树脂基复材热防护结构典型平板件。无损检测、石墨薄膜与复材结合强度试验和单面热冲击测试结果表明:热防护结构无损检测合格,满足设计要求的气流冲刷试验,拉脱破坏发生在薄膜本体,通过400℃、547 h和800℃、30 min热冲击。

刚性陶瓷瓦热防护结构力学性能及疲劳寿命研究进展

重复使用航天器(RLV)再入过程面临严重的气动加热,热防护系统是有效隔绝气动加热,并保证航天器安全运行的重要结构。再入过程中航天器的不同部位,面临的气动加热程度不同,基于轻量化及可靠性设计目标,复合材料薄壳结构、刚性陶瓷瓦、柔性隔热毡材料分别用于重复使用航天器的前缘、机身和翼舵面热防护系统。重复使用航天器的热防护系统缺乏有效的重复使用性能评估方法直接限制了重复使用航天器的应用。本文对国内外刚性陶瓷瓦、应变隔离垫及刚性陶瓷瓦热防护系统的力学性能和疲劳特性的研究进行了总结,并给出刚性陶瓷瓦热防护系统力学性能好疲劳特性研究的关键问题和发展方向,为我国重复使用航天器热防护系统重复使用性的评估提供技术支撑。

热冲击载荷下一种热防护结构隔热性能试验研究

介绍了一种防热结构的热冲击试验方法,探讨了封闭腔热试验的合理性,给出了热试验过程中的具体操作过程,获得了真实可靠的试验数据。试验结果表明,空气夹层对于提升热防护结构的隔热效果显著,且空气层厚度与结构底板温升的降低成正比例关系。热防护结构表面热载荷越严酷,单位厚度的空气层对结构底板的温升抑制越显著。底板厚度越大,单位空气层厚度对于其温升的抑制越低。该规律可以为高效热防护结构的设计提供试验依据。

一体化热防护结构防热特性研究

针对高超声速飞行器热防护性能不足的问题,对大面积防热区域提出一体化热防护结构设计方案,通过建立热传递有限元模型,对一体化热防护结构进行热传递分析。结果表明,一体化热防护结构具有良好的防热性能。采用最优拉丁超立方方法对结构设计参数进行试验设计,分析结构设计参数对热防护性能的敏感度,为一体化热防护结构的设计提供依据。