空天飞机热防护系统连接结构热载与强度分析

2012年第6期导弹与航天运载技术No.62012总第323期MISSILES AND SPACE VEHICLESSum No 323文章编号:1004-7182(2012)06-00010空天飞机热防护系统连接结构热载与强度分析彭小波(西北工业大学航空学院,西安,710072)摘要:针对空天飞机热防护系统与杋体的连接结构进行结枃热载与强度计算,依据典型的金属蜂窝面板隔热结枃形式建立连接结构的三维精细有限元模型,详细分析连接区的热边界条件,包括连接件和被逹接复合材料蒙皮的对流换热边界与接触传热边界;以再入过程中空夭飞杋表面气动加热为输入计算连接区的温度场分布,分析由温度所引起的结构热应力;结合复合材料损伤累积算法和准静态完全热力耦合分析技术,计算连接结枃中复合材料蒙皮的挤压强度。结果表明热应力的存在可以提高连接初始损伤强度,但由于改变了最终损伤模式,会导致极限强度的降低关键词:空天飞机;热防护;热載;强度中图分类号:V47文献标识码: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引言引起的热载:另一方面是由于载荷传递引起的力载。两空天飞机热防护系统是保证空天飞机在发射、飞者相互耦合,所以导致热防护系统的连接区往往成为损行以及返回过程中不会因为气动加热而破坏并可重复伤易发区域,国外已报道了多起由于隔热结构脱落引起使用的保护系统,它的设计与制造是空天飞机研制的的航天器的损毁事故2。因此,对于连接区在热载和力关键技术之—凹。空天飞机热防护系统与机体结构之间载耦合条件下的强度分析成为影响热防护系统设计的的相互连接由连接结构实现,主要用于安装固定隔热关键因素。本文针对蜂窝面板式热防护系统与机体连接结构和传递隔热结构的载荷,包括胶接连接和杋楲连结枃的热力耦合强度分析进行计算硏究,对于指导空天接两大类飞机热防护系统设计具有参考意义。热防护系统除了承受局部气动载荷之外,还具有」定承受和传递机体总体载荷的能力,因此在机械连接区1蜂窝面板热防护结构及其连接往往呈现出复杂的载荷状况:一方面是由于温度的提升空天飞机上应用的热防护系统可分为主动和被动收稿日期:2012-09-27中国煤化工作者简介:彭小波(1972-),男,博士研究生,研究员,研究方向为空天飞行器的结构设计与CNMHG导弹与航天运载技术202年两大类,且它们各自又包括若干种热防护结构形式。2结构热载分析模型与边界条件典型金属蜂窝面板热防护结构及其与杋体的螺栓连接热防护系统连接结构的热载分析是计算空天飞机结构如图1所示再入过程中连接区结构的温度场以及由温度引起的结构热应力。由于连接区是金属与复合材料混合结构,损伤以复合材料为主,因此复合材料构件的热载及热内部结构RTv密封垫/毡应力分析为本文研究的重点,其内容包括:建立分析外部的模型、获取边界条件、温度场计算和热应力分析等。蜂窝结构螺栓内部蜂窝结构2.1热载分析模型由图2中的连接结构建立的有限元模型见图3。图1金属蜂窝面板的螺栓连接结构连接通道套筒由图1可以看出,金属蜂窝面板隔热结构由上下蜂窝面板和中间填充的纤维隔热层组成。上表面蜂窝复合材料板螺栓连接件面板为镍基合金,厚度92mm,上下盖板厚度01mm图3连接结构热载分析模型蜂窝芯壁厚0.05mm,芯高9mm,芯尺寸6mm;下表面蜂窝面板结构尺寸与上表面蜂窝面板一致,其材料为钛合金。内部纤维层材料为氧化铝纤维,纤维层由图3可以看出,热载分析模型中分别用三维实中间等距布置反射屏,纤维隔热层总厚度为50.8mm,体单元模拟螺栓杄和金属蜂窝结构的连接套筒,连接其中各材料参数可参考文献[3]。套筒和螺栓的材料为钛合金。在模型中将连接套筒固蜂窝面板主要靠钎焊将外表面、侧壁、内表面、定,螺栓杄与连接套筒以及代表蒙皮的复合材料板之间定义接触边界条件,复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,面板与机体由螺栓连移载荷,由于接触的作用,复合材料板上的力经由螺接,边缘处由 Nomex毡实施密封。蜂窝面板隔热结构栓连接件传递给隔热结构,并在其内部平衡。与机体的连接结构如图2所示。模型热边界条件为:a)蒙皮内、外表面的等效对Incone617蜂窝夹层板流边界条件;b)连接通道的上下表面的温度条件,其先进Sa隔热毡中上表面取金属蜂窝结构上表面的温度值,下表面取中心薄箔的钛合金多层板金属蜂窝下表面的温度值;c)螺栓温度边界条件,其室温固化硅胶和 Nomex毡顶面温度与金属蜂窝上表面温度保持一致,此时金属第2代高温合金Inconel67蜂窝金属热防护系统机体蜂窝面板的一部分热流量将经螺栓传递给复合材料图2蜂窝面板热防护结构域机体连接模型板;d)螺栓与复合材料板、螺栓与连接件套筒之间的接触传热模式包括固体接触热传导和辐射热传导,其中结构表面的发射率均取为0.8与隔热结构相连接的机体结构主要是蒙皮、隔框2.2蒙皮对流边界分析或支架。为减轻空天飞机的结构质量,其结构材料选蒙皮结构热边界条件分为内、外两部分,其中外用轻质耐高温复合材料,主要包括:树脂基复合材料、金属基复合材料、碳基复合材料和陶瓷基复合材料等。部热边界条件为隔热结构底部经隔热毡传递的热流其中聚酰亚胺树脂基复合材料可用于制造航空航天飞量:内部边界条件为舱内的空气对流传热和辐射传热,行器中各种耐高温结构部件,由于其具有较高的工作这两种传热模式均可用等效的对流传热表示温度,例如:HT3/BMP316碳纤维增强聚酰亚胺树脂a)蒙皮外表面等效热流。基材料的有效工作温度可以达到310℃。因此,作根据傅里叶定律,蒙皮外表面等效热流量可按式为空天飞机机体结构的基材可用于蒙皮、隔框等构件(1)计算本文中的机体结构均采用HT3/BMP316碳纤维增强聚(T酰亚胺树脂基材料。式中K为隔中国煤化工为隔热毡厚度7为复合材料林HCNMHG毡上表面温度第6期彭小波空天飞机热防护系统连接结构热载与强度分析利用式(1)计算蒙皮上表面等效热流量需要确定2.3螺栓接触热边界条件隔热毡上表面温度,由于隔热毡与蜂窝隔热结构底部接触传热用于描述连接结构中螺栓与复合材料层面板紧密贴合,因此取隔热毡上表面温度和蜂窝面板合板、螺栓与连接通道套筒之间的热传导过程。根据隔热结构底部面板温度一致。接触状态不同及接触面间的热传导模式不同,对流边b)蒙皮内表面等效热流界条件的计算公式也不同蒙皮内表面等效热流量按式(1)计算,其对流换a)完全接触。热系数的取值根据文献[5]中关于封闭舱内壁在各种对完全接触是指界面间距dd。此时两界面的热传导模式包括辐射传热和与环境的对流传热镍基合金蜂窝盖板由于在高空中空气密度非常稀薄,因此本文忽略纤维隔热层了螺栓连接件与螺栓孔壁热接触中与空气相关的对流钛合金蜂窝盖板换热,只考虑其中的固体传热和辐射传热。铝板纤维隔热层3热防护系统连接结构温度与热应力3.1连接结构温度场计算图4蜂窝面板隔热结构瞬态传热分析模型由于接触热传导与结构的位移以及接触状态相图4中隔热结构的上边界施加再入过程中的温度关,因此在进行传热分析时,首先要为此结构施加外载。在复合材料板左端拉伸0.8mm的变形条件下,取边界条件,隔热结构的内边界条件的处理参考了文献图5中底部蜂窝面板最高温度对连接结构进行温度场[6]中 Karman内部结构的模拟方式,以厚度为133mm内部结构的热容以体现内部结构对计算,所得连接结构整体温度场分布如图6所示隔热结构温度分布的影响,最下方的边界温度值保持为机舱内部的温度利用有限容积方法进行蜂窝盖板式隔热结构整体热传导瞬态计算,空天飞机再入过程中底部蜂窝面板图6连接结构整体温度场分布温度变化如图5所示在图6的分布中,最高温度值位于螺栓和套筒的上表面温度值上表面,最低温度值位于复合材料板下表面。从图6中温度梯度的分布可以看岀热流量经过螺栓连接件传001令下表面温度值递给复合材料板,再通过复合材料板与舱内对流换热传出的过程。其中复合材料板的最高温度位于孔边与5001000150020002500螺栓接触的位置再入时间/s.2连接结构热应力分析图5再入过程中隔热结构底部蜂窝面板温度变化在同等载中国煤化工场分布,计算螺栓孔边各单CNMHG方向应力,并导弹与航天运载技术202年且与无温度时的结果对比,结果如图7所示受压时,其纤维微观屈曲,基体破坏,分层和其它类3000型的损伤常呈现三维破坏模式。热载下45°层纤维方向应力2000热载下90°层纤维方向应力当采用数值方法模拟损伤累积过程时,首先需要1000判定材料是否发生损伤;其次引入用于定量描述损伤-1000的变量,并将此变量与材料的宏观力学行为相关联,无热载90°层纤维方向应力2000无热载45°层纤维方向应力即建立损伤的本构关系和实施材料退化;最后由结构3000载下0°层纤维方向应力400L热载Q层纤线方向应力破坏的准则确定是否破坏。4.2准静态完全热力耦合算法孔边各点位置角/()采用损伤累积方法计算热载和力载耦合时复合材a)纤维方向应力料结构强度需要在复合材料板上施加温度载荷的同时无热载90°层基体方向应力对结构施加相应的机械载荷,在此过程中结构变形和无热载45°层基体方向应力温度场相互影响,属于完全热-力耦合问题。如果在结载下90°层基体方向应力构变形过程中将每个状态之间的转化都视为一个平稳0过渡过程,这类热力耦合问题又可称为准静态热-力耦合。在准静态的热力耦合分析中可以采用交替策略进曾载下45°层基体方向应力,150无热载0°层基体方向应力行分析,即在同一个增量步中完成一次结构计算和200热载下0°层基体方向应力次热传导计算1502004.3热载对连接强度的影响分析孔边各点位置角/(°)应用损伤累积方法计算图6中连接结构的单钉挤b)基体方向应力压强度,结构的应力计算和热传导计算可采用同一网图7复合材料板孔边各层纤维方向和基体方向应力格模型,复合材料板和螺栓连接件之间通过接触实现载荷和热量的传递。复合材料板和螺栓的上下表面对由图7可见,由于复合材料板的整体温度低和流热量经等效后由 DFLUX子函数施加。由于热应力HT3/BMP316材料的纤维方向膨胀系数较小的原因的存在,采用损伤累积方法所得的位移载荷曲线与无各层纤维方向的应力值变化都较小,而基体方向的应热载时的位移载荷曲线不同,其对比如图8所示。力变化相对明显。其中热载对90°层和45°层的影响1400最大,主要是因为这两层的径向应力主要以基体方向有热载的压缩应力为主,纤维和基体方向的应力是大多数复无热载合材料失效判据,依据它们判断是否发生材料失效。由此可见,热应力会导致这两层提前出现基体的压剪饰200损伤0.20.40.60.81拉伸位移/mm4空天飞机热防护系统连接强度分析图8热载作用与无热载时的位移载荷曲线41机械连接结构强度分析理论热防护系统连接结构包括金属蜂窝面板、连接件由图8可知,由于连接结构中心高、两边低的温以及复合材料蒙皮,其中复合材料蒙皮的损伤是连接度梯度,使得在连接孔附近存在一定的膨胀挤压应力结构失效的主要因素,因此本文重点介绍复合材料蒙这种类似于过盈配合的影响使得初始破坏载荷不会有皮的强度分析。渐进损伤累积方法是计算复合材料结明显的降低,表明中心高、两边低的温度梯度有利于构极限强度常用的方法,损伤累积方法认为损伤对材保持结构的初始破坏载荷水平。但是当载荷水平较高料性能的影响及结构失效过程就是损伤的累积过程。时,其极限强度明显下降,其主要原因是热应力的作该过程可分为:损伤产生、损伤扩展、局部破坏和最用使得基体压缩损伤尚未在垫圈内区域充分扩展便已后结构破坏等阶段。挤压破坏是复合材料蒙皮的主要发展到垫圈外区域,而垫圈外区域单元一旦损伤,由破坏模式,挤压破坏过程复杂,影响参数众多,包括于无侧压支持丨中国煤化工从而导致结构铺向角、垫圈尺寸及侧压影响等。复合材料层合板在连接强度的降CNMHG(下转第9页)第6期张志勇等非理想约束的舰载柔性发射系统动力学建模与仿真1500.0不利于姿控专业的初始起控1000.0d)3排滑块的定向方案设计中,前、后排滑块与中排滑块外轮廓尺寸偏差不宜过大,为防止前滑块出-5000箱后中滑块碰撞过于剧烈而导致结构设计困难1000.0参考文献2000.0]李积德.船舶耐波性[M]哈尔滨:哈尔滨工程大学岀版社,2007[2]张延教.高等动力学[M]南京:南京理工大学出版社,2003图8前排滑块Z向接触力曲线[3]洪嘉振,倪纯双.变拓扑多体系统动力学的全局仿真凹.力学学报1996,28(5):633-6374结论[4]邱吉宝,等.计算结构动力学[M.合肥:中国科学技术大学出版社舰载导弹发射过程中,动基座和工艺间隙对弹体初始扰动及发射安全的影响不能忽略,需要给予足够(赵经文,等结构有限元分析M北京:科学出版社,01的重视。非理想约束的舰载柔性发射系统动力学仿真[6]董富祥,洪嘉振。多体系统动力学碰撞问题研究综述[力学进展研究表明:a)舰载发射条件下,海况是弹体初始俯仰、偏航 7 Hertz H. On the contact of solids- on the contact of rigid elastic solids and扰动的主导因素;hardness[C]. Miscellaneous papers (Translated by dE Jones and GAb)变结构系统可以通过预定义约束的策略实现动Schott ), Macmillan, London, 1896: 146-183力学全局仿真,再现真实的物理现象,进而推动不同[8] Hunt K H, Crossley F R. Coefficient of restitution interpreted as damping定向方案中抛落物与折叠舵的干涉仿真研究:vibro impact[J] Journal of Applied Mechanics, 1975(7): 440-445c)定向器的工艺配合间隙会引起弹体出箱滚转,(上接第4页)参考文5结论1]马忠辉,可重复使用运载器热防护系统性能分析研究[D].西北本文以空天飞机热防护系统与机体复合材料蒙业大学博士论文,200皮连接结构为研究对象,利用有限容积方法和有限元[21王欣,RL结构受热时的影响分析及热源的判断[D]西北工业大方法分析连接结构温度场分布,基于渐进损伤累积理学硕士论文,200论和热力耦合有限元分析技术计算连接结构在热应(3]侯赤,空天飞机机体复合材料机械连接结构损伤与强度分析D]力和热载下的连接强度,可得出如下结论西北工业大学博士论文,2010a)构建蜂窝盖板式隔热结构的层状热传导分析[4中国航空研究院.复合材料结构设计手册!北京:航空工业出模型,利用等效的宏观热传导特性替代各层材料的微版社,2001观传热模式,以沿厚度方向的温度分析为目标,用一[5]钟奇,刘强,航天器密封舱流动和传热的数值研究门字航学报维有限容积法计算了再入过程中隔热结构底部温度2002,23(5)b)对于隔热结构与机体蒙皮的连接区,建立连[6] Daryabeigiκ. Design of high temperature multilayer insulation(D接结构细节有限元分析模型,以隔热结构底部温度和Charlottesville: University of virginia, 2000.机舱内部对流换热为边界条件计算连接区的温度场[7 Yi Xiao. Takashi ishikawa, Bearing strength and failure behavior of分布。bolted composite joints (part I: Experimental investigation)[J])采用热力耦合有限元分析方法,计算温度场Composites Science and Technology, 2005, 65下连接结构的热应力和连接强度,结果表明热应力的[8]马玉娥、可重复使用运载器热防护系统热/力耦合数值计算研存在可以提高连接初始损伤强度,但由于改变了最终究[D]西北工业大学博士论文,2005损伤模式,因此会导致极限强度的降低,中国煤化工CNMHG