空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)是保證空天飛機(jī)在發(fā)射、飛行以及返回過(guò)程中不會(huì)因?yàn)闅鈩?dòng)加熱而破壞并可重復(fù)使用的保護(hù)系統(tǒng),它的設(shè)計(jì)與制造是空天飛機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)之一。空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)與機(jī)體結(jié)構(gòu)之間的相互連接由連接結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn),主要用于安裝固定隔熱結(jié)構(gòu)和傳遞隔熱結(jié)構(gòu)的載荷,包括膠接連接和機(jī)械連接兩大類(lèi)。
熱防護(hù)系統(tǒng)除了承受局部氣動(dòng)載荷之外,還具有一定承受和傳遞機(jī)體總體載荷的能力,因此在機(jī)械連接區(qū)往往呈現(xiàn)出復(fù)雜的載荷狀況:一方面是由于溫度的提升引起的熱載;另一方面是由于載荷傳遞引起的力載。兩者相互藕合,所以導(dǎo)致熱防護(hù)系統(tǒng)的連接區(qū)往往成為損傷易發(fā)區(qū)域,國(guó)外已報(bào)道了多起由于隔熱結(jié)構(gòu)脫落引起的航天器的損毀事故。因此,對(duì)于連接區(qū)在熱載和力載藕合條件下的強(qiáng)度分析成為影響熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素。本文針對(duì)蜂窩面板式熱防護(hù)系統(tǒng)與機(jī)體連接結(jié)構(gòu)的熱力藕合強(qiáng)度有限元分析進(jìn)行計(jì)算研究,對(duì)于指導(dǎo)空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有參考意義?仗祜w機(jī)上應(yīng)用的熱防護(hù)系統(tǒng)可分為主動(dòng)和被動(dòng)兩大類(lèi),且它們各自又包括若干種熱防護(hù)結(jié)構(gòu)形式。典型金屬蜂窩面板熱防護(hù)結(jié)構(gòu)及其與機(jī)體的螺栓連接結(jié)構(gòu)如圖所示。
由圖可以看出,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。上表面蜂窩面板為鎳基合金,厚度9.2 mm,上下蓋板厚度0.1 mm蜂窩芯壁厚0.05 mm,芯高9 mm,芯尺寸6 mm;下表面蜂窩面板結(jié)構(gòu)尺寸與上表面蜂窩面板一致,其材料為欽合金。內(nèi)部纖維層材料為氧化鋁纖維,纖維層中間等距布置反射屏,纖維隔熱層總厚度為50.8 mm,其中各材料參數(shù)可參考文獻(xiàn)。
蜂窩面板主要靠釬焊將外表面、側(cè)壁、內(nèi)表面、螺栓通道孔等各部分焊接而成,面板與機(jī)體由螺栓連接,邊緣處由Nomex氈實(shí)施密封。蜂窩面板隔熱結(jié)構(gòu)與機(jī)體的連接結(jié)構(gòu)如圖所示。
與隔熱結(jié)構(gòu)相連接的機(jī)體結(jié)構(gòu)主要是蒙皮、隔框或支架。為減輕空天飛機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量,其結(jié)構(gòu)材料選用輕質(zhì)耐高溫復(fù)合材料,主要包括:樹(shù)脂基復(fù)合材料、金屬基復(fù)合材料、碳基復(fù)合材料和陶瓷基復(fù)合材料等。其中聚酞亞胺樹(shù)脂基復(fù)合材料可用于制造航空航天飛行器中各種耐高溫結(jié)構(gòu)部件,由于其具有較高的工作溫度,例如:HT3/BMP316碳纖維增強(qiáng)聚酞亞胺樹(shù)脂基材料的有效工作溫度可以達(dá)到310℃。因此,作為空天飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的基材可用于蒙皮、隔框等構(gòu)件。本文中的機(jī)體結(jié)構(gòu)均采用HT3/BMP316碳纖維增強(qiáng)聚酞亞胺樹(shù)脂基材料。
熱防護(hù)系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)的熱載分析是計(jì)算空天飛機(jī)再入過(guò)程中連接區(qū)結(jié)構(gòu)的溫度場(chǎng)以及由溫度引起的結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力。由于連接區(qū)是金屬與復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu),損傷以復(fù)合材料為主,因此復(fù)合材料構(gòu)件的熱載及熱應(yīng)力分析為本文研究的重點(diǎn),其內(nèi)容包括:建立分析模型、獲取邊界條件、溫度場(chǎng)計(jì)算和熱應(yīng)力分析等。
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