【技术实现步骤摘要】
一种基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设计方法
[0001]本专利技术属于工程热物理
，特别涉及一种基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设计方法。
技术介绍
[0002]随着高超声速飞行器以高马赫数飞行时，动能在前缘驻点处转化为内能，使头部区域温度急剧升高(Bull JD,Rasky DJ,Tran HK,et al.Material Response of Diboride Matrix Composites to Low Pressure Simulated Hypersonic Flows.NASA CP
‑
3235 1994；Part 2(5):653
‑
673.)。由于高超声速飞行器存在严重的气动加热，飞行器前缘的材料必须满足热防护要求。与传统材料相比，陶瓷基复合材料(CMC)具有优异的耐温性和高温力学性能，在高超声速应用中具有显著优势。然而，CMC在超高温(>2000K)环境中的氧化使其力学性能迅速下降。因此，热防护设计对高超音...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：将前缘模型导入Comsol Multiphysics软件，对前缘模型进行各向异性热物性参数赋值并进行网格划分，对前缘模型外表面给热流密度边界条件，底部给定温边界条件开展温度场的有限元计算，获得初始条件下前缘部件的温度场以及热流密度场；步骤二：根据步骤一中获取的温度场以及热流密度场特征，将前缘结构划分为不同的区域，得到前缘热疏导模型；步骤三：将步骤二得到的前缘热疏导模型导入Comsol Multiphysics软件，对所述前缘热疏导模型不同区域进行热物性参数赋值，并重复步骤一的操作，同时使得热物性参数在一定范围内变化，即可得到一组前缘温度与对应温度下区域热物性之间的数据样本；步骤四：根据步骤三得到的前缘温度与各区域热物性之间的数据样本，通过线性回归的方法，建立起前缘温度多变量线性回归优化模型，通过该模型可以得到在一定导热系数范围内，每个区域导热系数该如何配置，才能使得前缘部件温度最低；步骤五：根据三维正交机织材料的介观机织结构特征，建立一个适用于三维正交机织陶瓷基复合材料不同机织结构各向异性导热系数计算的通用计算公式；步骤六：根据步骤四中所述多变量线性回归优化模型得到的最优导热系数配置，几何步骤五的导热系数通用计算公式，即可得到不同区域的材料机织介观结构，实现前缘热防护设计和材料介观结构的一体化协同设计，以降低前缘部件的温度。2.根据权利要求1所述的基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设计方法，其特征在于，步骤四中前缘温度多变量线性回归优化模型如下式：征在于，步骤四中前缘温度多变量线性回归优化模型如下式：ε＝(ε1…
ε
n
)
T
β＝(β
0 β1…
β
m
)
T
＝(β0…
β
xx
‑
i β
yy
‑
i β
zz
‑
i
…
)
T
,i＝1,2,
…
,6其中T表示前缘最高温度，β表示各变量的回归系数，ε为残差，En为n介单位矩阵，X表示变量值矩阵，σ2为平方差。3.根据权利要求2所述的基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设计方法，其特征在于，所述各变量的回归系数值为：4.根据权利要求1所述的基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设
计方法，其特征在于，步骤五中三维正交机织陶瓷基复合材料不同机织结构各向异性导热系数计算的通用计算公式，如下式：v
mrve,m
＝1
‑
v
mrve,f
λ
mrve,a
＝λ
m
v
mrve,m
+λ
f，a
v
mrve,f
λ
p1,x
＝λ
mrve,a
λ
p2,x
＝λ
mrve,t
λ
p3,x
＝λ
m
λ
p1,y
＝λ
mrve,t
λ
p2,y
＝λ
mrve,a
λ
p3,y
＝λ
mm
...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵陈伟，毛军逵，屠泽灿，陈雄斌，简辉，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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