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技术

本发明专利技术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，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，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。

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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，本专利技术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专利技术有益效果：本专利技术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专利技术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专利技术，并不用于限定本专利技术。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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法，其特征在于，实现步骤如下：/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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：/n...

【技术特征摘要】
1.一种针对高超声速飞行器热防护单元冷热匹配的校核方法，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：

【专利技术属性】
技术研发人员：石庆贺，韩文钦，杨梅，杨亮，
申请(专利权)人：江苏理工学院，
类型：发明
国别省市：江苏;32