高超声速飞行器结构热防护技术研究

在科学技术的发展带动下,中国航空航天技术日趋成熟,高超声速飞行器的研制也因其前景广阔而成为热门专业。但就目前而言,动力技术与热防护技术二者互相制约的技术难题还亟待解决。本文联系实际,对高超声速飞行器防热机理以及相应技术进行详细剖析,并对未来前景进行预测,希望能给有关行业提供借鉴。

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。

基于自适应径向基网络的热防护结构可靠性评估

针对复杂载荷下热防护结构可靠性评估效率低、分析精度差等问题,该文提出一种基于自适应径向基神经网络的可靠性评估方法。通过引入非线性收敛因子,对传统灰狼优化算法进行改进;采用改进后的灰狼算法优化径向基神经网络的中心点个数和扩展常数,建立精确预示热防护结构应力响应的自适应径向基网络模型;开展热防护结构的仿真和试验研究。结果表明:通过引入非线性收敛因子,大幅提高了灰狼算法的优化性能;该文提出的自适应径向基网络可以在小样本条件下建立高精确的代理模型;基于该文方法获得的可靠性分析结果与蒙特卡罗仿真结果、试验结果具有较好的一致性。

基于SiO_(2)气凝胶的消防机器人一体化防火隔热结构设计优化

围绕消防机器人工作时机体外表面热防护问题,建立以SiO_(2)气凝胶为隔热材料的一体化热防护结构。通过设置热防护结构传热模型,利用ANSYS软件模拟计算一体化结构在不同工况下的温度分布,以此分析防火隔热性能和传热机理;并对不同的隔热材料进行比较,使用最优拉丁超立方方法对一体化热防护结构进行敏感性分析,在满足约束的前提下选用遗传算法对结构进行厚度优化设计。结果表明:以SiO_(2)气凝胶作为隔热材料相比于其他隔热材料,防火隔热性能更好。其与隔热性能比较接近的玻璃纤维相比,同一厚度下隔热能力提升57%,同时面密度和厚度优化分别增加了9.1%和8.3%,且机体结构冷面温度最大值降低56.5%,一体化热防护结构防火隔热性能提升明显。

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。

波音公司高超声速飞行器材料结构热防护技术发展态势分析

以专利为视角,分析美国波音公司在高超声速飞行器材料结构热防护技术方面的专利布局特点及发展态势,总结其在相关领域的有效经验,并提出针对我国高超声速技术发展方面的启示与建议。

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 。

热防护系统结构完整性试验评估技术研究进展

重复使用飞行器兼具航空、航天飞行器的特点,具有快速、机动等优势,是目前国际航空航天领域的重要发展方向。热防护系统作为可重复使用飞行器的重要组成部分,再入阶段起到防隔热作用,保证飞行器内部冷结构以及仪器设备的正常工作。飞行器单次飞行任务涵盖发射、分离、在轨、再入、着陆等过程,需要经历复杂的空天服役环境,每次飞行都会对热防护系统造成不同程度的损伤,例如防热瓦涂层开裂、防热瓦脱落、连接松动、间隙发生变化等。热防护系统的结构完整性直接决定了飞行器的飞行安全和可重复性,需要在飞行器研制阶段开展热防护系统结构完整性的设计与试验评估。本文对国内外热防护系统结构完整性试验评估所涉及的试验体系、试验项目、标准规范等进行总结,给出了热防护系统结构完整性评估面临的关键技术问题和发展方向,为我国热防护系统的强度校核、环境适应性考核及试验验证提供技术支撑。

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。

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。

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。

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。

MF-1模型飞行试验结构与热防护关键问题研究

MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求,将"#"字形加强筋结构优化为"米"字形,有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生;针对4片尾翼安装偏角的控制要求,通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法,确保了总安装偏角(代数和)小于7′,有效抑制了弹体滚转;针对表面精度控制要求,提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案,有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明,MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明,MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功,但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差,从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象,凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。

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。

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。

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。

考虑瞬态温度和应力约束的承载隔热多功能结构拓扑优化

一体化热防护结构通常处于严酷的非稳态热环境,热载荷作用的时间效应(即瞬态热效应)明显.为了避免瞬态热分析的巨大计算消耗,以往的一体化热防护结构优化设计研究通常将瞬态传热等效为相同热边界条件下的稳态传热,将稳态传热分析的温度场作为设计热载荷.然而,已有的研究表明稳态传热无法准确等效瞬态传热的作用效果,瞬态热效应对结构设计结果具有重要影响.文章研究了考虑瞬态热效应的一体化热防护结构优化设计问题,建立一种考虑瞬态温度和应力约束的一体化热防护结构拓扑优化方法.该方法以SIMP(solid isotropic material with penalization)法为基础,构建两种针对一体化热防护结构的热弹性结构拓扑优化模型:(1)考虑材料体积分数、最大应力和底面最大温度约束,以最小化结构应变能为目标的刚度设计模型;(2)考虑最大应力和底面最大温度约束,以最小化材料体积分数为目标的轻量化设计模型.通过求解瞬态热力耦合方程获得结构的热力耦合静力分析结果;通过响应量在空间和时间域的凝聚积分函数表征结构响应在时域内的最大值,并以此构建相应的约束和目标函数;采用伴随法推导约束和目标函数的灵敏度表达式.通过3个数值算例验证了本方法的有效性.数值算例结果表明,在瞬态传热条件下,本方法能够准确反映瞬态热效应对一体化热防护结构设计结果的影响;相比于基于稳态热分析的设计结果,考虑瞬态热效应的设计结果具有更优的性能.

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。