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救孝蒲
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1 南京航空航天大学学报第卷第期年月! "# $%& '# % $ '$% % $ ' ( )*) +) 热防护系统损伤容限分析黄杰姚卫星南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京 ) 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京 ) 摘要建立了含初始矩形损伤的热防护系统,-#. / %# % $&$%#.,01 气动热分析的数值模型分析结果表明损伤区域侧壁出现了很高的热流密度峰值并且迎风面侧壁峰值高于背风面而损伤区域底部热流密度却很低利用分析获得的热流密度建立了含损伤和无损伤,01 的有限元传热分析模型分析结果表明损伤的存在导致防热瓦最高温度急剧上升超过其材料能承受的极限温度防热瓦首先失效而损伤对机体最高温度影响较小最后进行了,01 损伤容限分析在防热瓦极限温度约束下外部热流密度最大值从. 增加到. 矩形损伤宽度最大容许值从.. 减小到 ).. 而弧形损伤宽度最大容许值从 * ).. 减小到.. 即随着外部热流密度最大值增加损伤宽度的最大容许值降低并且相同外部热流密度水平下弧形损伤宽度的最大容许值大于矩形损伤关键词热防护系统初始损伤数值模型热流密度传热分析损伤容限分析中图分类号文献标志码 ' 文章编号 +)+2+! :#&; % & 6.# % 1 # # % # # $#+'6" #6 #$,# - & -% #- #! "# $%& '# % $ '$% % $ ) - 1% %#:#&; % & # - $ 6 % # - 1% % #$! "# $%& '# % $ '$% % $ ) - ",-#.#.6# $#$% $-#6%$%6&%-# # 6&. -# % %-#. / %# + % $&$%#.,014%- % # % 6. #,-#--/# -# % 5 //# $ %-#$6#4 $ %-#6. # # 6%-#/# -# % $6#$ # %# %- %- % %-# ##4 6$6# % %-#-# % 5 %-# %. 6. # # $"# & 4,-# %## #.# %-# %% $ # &$$.6# $ %-#. / %# % $&$%#.$4%- 64%-%6. # ##$% $-#6 &$ %-#-# % 5 %#6 "#,-#6. # #$ %$$-4%- %%-#. 5..%#./# % # % # $#$$- / & 6%#5 ##6$%-# %. %#%#./# % # %- %% # # $%-# # $ %-#% # $% & %%-#6. # - $ % # # # %-#. 5..%#./# % # $% % # &6. #% # # &$$ %-#,01$ 6 %#6,-# $$ #46%- # % 6. # #6 #$...% ).. 6%- % 6. # #6 #$.* )..%.. 4-# %-#. 5.." # #5+ %# -# % 5 # $#$.. %. 6# %-# %. %#%#./# % # % #,-$ $ $%-#. 5.." # #5%# -# % 5 # $#$%-# $$ #46%- 6. # # #6 #$ 6%-# $$ #46%- %-# 6. #$ # %# %- %- % %-# # % 收稿日期 + + 修订日期 ++ 通信作者姚卫星男教授博士生导师 & #6 引用格式黄杰姚卫星热防护系统损伤容限分析南京航空航天大学学报 2+ 7!' 8# 9' #5. #% # # &$$ %-#. / %# % $&$%#.! "# $%& '# + % $ '$% % $2+

2 南京航空航天大学学报第卷 6. # 6# %-#$.##5%# -# % 5 #"# # $% %-#. / %# % $&$%#.,01 % 6. #.#.6# -# % 5-# % % $ # &$$6. #% # # &$$ 航天飞机轨道器在发射再入阶段受到气动加 +* 热的作用为保证内部机体结构在可承受的温度范围内需要在机体表面附加热防护系统,-#. / %# % $&$%#.,01 +) 其中陶瓷防热瓦是应用最广泛的防热结构之一它通过应变隔离垫 1% $ % / 61(0 粘接在机体表面此类型的,01 通常由涂层防热瓦及 1(0 构成其平面形状通常为矩形由于防热瓦为低强度脆性材料在飞行前可能会存在初始损伤损伤可能会导致下一次飞行过程中防热瓦或机体过热防热瓦或机体结构温度超过其材料所能承受的极限温度造成,01 的失效或机体结构的软化对轨道器造成灾难性的后果故有必要研究防热瓦损伤情况下其损伤区域内部的气动热问题和进行,01 的损伤容限分析由于损伤区域形状为腔体而腔体的主要研究工作集中在空腔的流动特性和气动噪声只有少量的学者对空腔内的气动加热问题进行研究 + 等人研究了高超声速来流情况下矩形空腔的流动特性在空腔内部存在均匀中心无黏漩涡的假设下根据方腔流动控制方程利用线性近似理论给出了空腔内部热流密度分布的近似计算公式 #% 利用风洞试验研究了马赫数为的情况下不同宽深比的空腔内部热流密度分布结果表明空腔内部热流密度随空腔宽度的增加而上升而对 2 腔体的三维效应不敏感 0.# 等人研究了类锥形的腔体区域热流密度分布情况结果表明腔体区域的热流密度最大值明显高于腔体外部的壁面但学者并未研究,01 的传热问题和损伤容限问题无法判别损伤存在时防热瓦和机体是否安全本文采用数值分析方法研究飞行器迎风面含损伤,01 的损伤区域内的热流密度分布情况利用此热流密度进行含损伤,01 的结构传热分析研究损伤对防热瓦和机体最高温度的影响给出了危险部位在以上研究的基础上进行,01 的损伤容限分析得出损伤区域的最大容许尺寸 & 气动热和结构传热控制方程不考虑体积力和内热源情况下在直角坐标系下的流体动力学 +1 方程的积分形式为 " 6 6 式中为守恒变量为无黏通量 " 为黏性通量在无体积热源的假设下结构瞬态热传导的控制方程为!" " # $ # " $ $ " % #% % 式中为结构材料密度! 为材料比热容 # # $ 和 # % 分别为材料 * 个方向的导热系数其中比热容和导热系数一般为温度的函数针对本文热防护系统的热分析问题其外表面边界条件为壁面热流密度 & # 和壁面热辐射量 & 6 其表达式分别为 ' " 4 & # $% & 6 " 4 '" % * 式中 " 为壁面法向温度梯度为壁面热辐射率玻尔兹曼常数 ). : " 4 为壁面温度 " % 为大气环境温度 ' 含损伤! 的热分析 ' & 损伤区域气动热分析航天飞机轨道器再入过程中常常采用大迎角以降低驻点处的热流密度值由于飞行器迎风面的热流密度大于背风面的热流密度即轨道器迎风面气动加热问题更严重故本文研究轨道器迎风面含损伤,01 的热控问题迎风面局部,01 的来流条件如图所示即轨道器迎风面,01 存在负迎角来流条件图,01 局部来流情况 ; #% 6%,01 为了研究含损伤,01 的外表面及损伤区域热流密度分布规律本文建立了二维数值分析模型假设损伤区域形状为矩形如图所示模型左端右端和上端分别为远场边界条件而,01 外表面及损伤区域表面均为等温壁面划分了结构网格损伤区域局部网格如图所示网格类型为二维四边形单元网格量为万个为了保证壁面热流密度的计算精度壁面第一层网格高度需要控制在 $< 范围内模型中来流马

第期黄杰等热防护系统损伤容限分析赫数 ) 飞行高度 ). 来流压强 2)0 来流温度 " :,01 局部迎角 = 壁面为等温壁面 " 4 : 损伤区域宽度 *.. 损伤区域深度.. 分析时空间离散格式采用二阶精度的 '!1 < 格式湍流模型采用 11, 模型图 * 损伤区域内的流线图 *1% #. # 6.

为无损伤,01 外表面热流密度值图为损伤区域侧壁迎风面和背风面的相对热流密度沿深度方向的分布情况根据损伤区域的热流密度分布情况可得如下结论损伤区域侧壁气动加热远高于损伤区域底部底部相对热流密度在量级之间损伤区域侧壁上端出现了热流密度峰值且高热流密度区域集中在上端较小的区域内背风面侧壁的相对热流密度峰值为

的热分析将以上分析获得的损伤区域相对热流密度乘以再入过程中防热瓦外表面热流密度值即可得到损伤区域热流密度随时间变化的情况建立了二图损伤区域相对热流密度沿宽度和深度方向分布 ># %"#-# % 5"$ 46%- 66#/%- 6. # # 维传热分析的有限元模型如图所示损伤区域位于,01 中部其中防热瓦宽度.

3 第期黄杰等热防护系统损伤容限分析赫数 ) 飞行高度 ). 来流压强 2)0 来流温度 " :,01 局部迎角 = 壁面为等温壁面 " 4 : 损伤区域宽度 *.. 损伤区域深度.. 分析时空间离散格式采用二阶精度的 '!1 < 格式湍流模型采用 11, 模型图 * 损伤区域内的流线图 *1% #. # 6. # # 图模型边界条件及损伤区域局部网格 6 & 6% $.6# 6.#$- 6. # # 分析获得了损伤区域内的流线图如图 * 所示可以观察到此区域为漩涡区是典型的开式空腔流动提取了损伤区域侧壁和底部的热流密度 & 图展示了损伤区域侧壁和底部的相对热流密度 && 沿宽度方向的分布情况其中 &. 为无损伤,01 外表面热流密度值图为损伤区域侧壁迎风面和背风面的相对热流密度沿深度方向的分布情况根据损伤区域的热流密度分布情况可得如下结论损伤区域侧壁气动加热远高于损伤区域底部底部相对热流密度在量级之间损伤区域侧壁上端出现了热流密度峰值且高热流密度区域集中在上端较小的区域内背风面侧壁的相对热流密度峰值为左右而迎风面侧壁的相对热流密度峰值超过了 * 即迎风面侧壁气动加热比背风面侧壁更严重 ' ' 含损伤! 的热分析将以上分析获得的损伤区域相对热流密度乘以再入过程中防热瓦外表面热流密度值即可得到损伤区域热流密度随时间变化的情况建立了二图损伤区域相对热流密度沿宽度和深度方向分布 ># %"#-# % 5"$ 46%- 66#/%- 6. # # 维传热分析的有限元模型如图所示损伤区域位于,01 中部其中防热瓦宽度.. 损伤区域宽度 *.. 损伤区域深度.. 防热瓦厚度.. 应变隔离垫厚度 *.. 铝合金机体结构厚度为 *.. 含损伤,01 热分析的边界条件包括防热瓦外表面热流 & 防热瓦外表面热辐射损伤区域热流 & 及其损伤区域自身的腔体热辐射不考虑,01 侧边热辐射即,01 侧边为绝热边界防热瓦应变隔离垫以及铝合金机体的导热系数 # 比热容! 以及密度如表所示轨道器再入过程中防热瓦外表面热流密度以及大气环境温度随时间变化情况如图 ) 所示其中防热瓦外表面具有高辐射率的涂层其热辐射系数而损伤区域涂层脱落导致其辐射系数降低为 ) 结构初始温度为

南京航空航天大学学报第卷图二维传热分析的有限元模型 %## #.# %.6# -# %% $ # &$$ 表 &! 各部件热力学参数部件 " &%! #!. : :.

而无损伤防热瓦最高温度为 2 2 即损伤存在时防热瓦最高温度急剧升 " ' % % 状态部件最高温度最高温度时刻 $ 无损伤含损伤防热瓦 2 2 机体 * 防热瓦 )2 * 机体 * *)2 从表中可知两种情况下防热瓦最高温度时刻相同

图 ) 热流密度和大气环境温度随时间变化情况 ) 7# % 5 6. # %%#./# % #"$ ## % & %.# 图防热瓦和机体温度随时间变化情况,#./# % #$ $ #$ %% # 6$% % # " & 4%- ## % &%.

4 南京航空航天大学学报第卷图二维传热分析的有限元模型 %## #.# %.6# -# %% $ # &$$ 表 &! 各部件热力学参数部件 " &%! #!. : :. * 防热瓦 1(0 ) 机体 2 由分析结果可知防热瓦最高温度出现在损伤区域迎风面侧壁上端而机体最高温度出现在机体表面最右端表展示了含损伤和无损伤,01 的防热瓦和机体最高温度及最高温度出现的时刻表 ' 防热瓦和机体最高温度及时刻图和 *)2$ 时含损伤,01 温度场,#./# % # # 6,014%-6. # %$ 6*)2$ 图为再入过程中含损伤和无损伤情况下防热瓦和机体最高温度位置的温度随时间变化情况可观察到 $ 之前防热瓦最高温度位置的温度随时间变化曲线与图 ) 中的外部热流密度曲线相似由表中的结果可知含损伤的防热瓦最高温度达到了 )2 * 而无损伤防热瓦最高温度为 2 2 即损伤存在时防热瓦最高温度急剧升 " ' % % 状态部件最高温度最高温度时刻 $ 无损伤含损伤防热瓦 2 2 机体 * 防热瓦 )2 * 机体 * *)2 从表中可知两种情况下防热瓦最高温度时刻相同这是由于防热瓦外表面的最高温度时刻由外部热流密度决定图 ) 中的外部热流密度相同则防热瓦最高温度时刻也相同而含损伤时机体最高温度时刻降低这是因为损伤造成防热材料的减少外部热量能更快地传递至机体图为 $ 和 *)2$ 时刻含损伤,01 的温度云图图 ) 热流密度和大气环境温度随时间变化情况 ) 7# % 5 6. # %%#./# % #"$ ## % & %.# 图防热瓦和机体温度随时间变化情况,#./# % #$ $ #$ %% # 6$% % # " & 4%- ## % &%.# 高含损伤,01 的机体最高温度为 * 而无损伤,01 机体最高温度为即分析模型中的损伤形式对机体结构最高温度影响较小甚至含损伤时机体结构最高温度会有轻微的下降损伤造成防热瓦最高温度急剧上升而机体表面最高温度变化较小的原因在于损伤区域热流密度分布情况由图可知损伤区域侧壁具有很高的热流密度峰值尤其是迎风面侧壁的相对热流密度超过了 * 这将造成防热瓦迎风面侧壁的上端防热瓦最高温度位置承受巨大的气动热载荷持续的气动加热会造成此部位温度急剧上升而损伤区域底部的相对热流密度很小在量级之间损伤区域侧壁上端的高热流密度和底部

第期黄杰等热防护系统损伤容限分析 * 的低热流密度造成了含损伤,01 总体气动加热量与无损伤,01 相当这就解释了含损伤,01 的机体最高温度与无损伤情况相比时变化较小的原因以上分析说明了损伤存在时机体最高温度变化较小但这并不能说明含损伤,01

损伤容限分析 ( & 损伤区域敏感性分析实际上防热瓦损伤区域的宽度深度和形状并不唯一如图 2 所示在进行,01 损伤容限分析之前需要进行防热瓦最高温度对这些影响因素的敏感性分析剔除敏感性低的参数提取高敏感性参数进行,01 损伤容限分析

从图中可知随着损伤宽度的增加损伤区域迎风面侧壁的相对热流密度峰值明显升高即损伤区域宽度对此相对热流峰值影响显著属于高敏感性参数图为不同损伤深度情况下损伤区域相对热流密度的分布情况从图中可观察到损伤区域深度对其迎风面侧壁相对热流密度峰值影响非常小

5 第期黄杰等热防护系统损伤容限分析 * 的低热流密度造成了含损伤,01 总体气动加热量与无损伤,01 相当这就解释了含损伤,01 的机体最高温度与无损伤情况相比时变化较小的原因以上分析说明了损伤存在时机体最高温度变化较小但这并不能说明含损伤,01 是安全的因为损伤存在时防热瓦最高温度达到了 )2 * 一般情况下防热瓦能承受的极限温度不超过故防热瓦首先失效进而会导致整个,01 的失效 (! 损伤容限分析 ( & 损伤区域敏感性分析实际上防热瓦损伤区域的宽度深度和形状并不唯一如图 2 所示在进行,01 损伤容限分析之前需要进行防热瓦最高温度对这些影响因素的敏感性分析剔除敏感性低的参数提取高敏感性参数进行,01 损伤容限分析由以上分析结果可知防热瓦最高温度主要由损伤区域迎风面侧壁的热流密度峰值决定故问题转化为此热流密度峰值的敏感性分析图损伤区域相对热流密度随宽度和深度变化情况 ># %"#-# % 5" & 4%-6 # # %46%-$ 66#/%-$ 6. # # 图 2 损伤区域影响因素 23 # % % $ 6. # # 为了研究损伤区域宽度深度和形状对损伤区域迎风面侧壁热流密度峰值的影响建立了相应的气动热数值分析模型分析获得了不同损伤宽度下损伤区域侧壁和底部的相对热流密度分布情况如图所示从图中可知随着损伤宽度的增加损伤区域迎风面侧壁的相对热流密度峰值明显升高即损伤区域宽度对此相对热流峰值影响显著属于高敏感性参数图为不同损伤深度情况下损伤区域相对热流密度的分布情况从图中可观察到损伤区域深度对其迎风面侧壁相对热流密度峰值影响非常小可忽略不计故损伤区域深度属于低敏感性参数分析获得了弧形损伤区域内的流线图如图所示从图中可观察到此区域内流动状态为漩涡流动且漩涡层层相套构成一个中心漩涡区图为矩形和弧形损伤区域表面的相对热流密度分布情况可观察到弧形损伤区域迎风面侧壁的相对热流密度峰值明显低于矩形损伤故损伤区域形状属于高敏感性因数图弧形损伤区域内的流线图 1% #. # 6. # # 图不同损伤区域形状下的相对热流密度 ># %"#-# % 5" & 4%-6 # # %$- /#$ 6. # # ( '! 损伤容限分析由以上敏感性分析结果可知损伤区域的宽度和形状对损伤区域迎风面侧壁热流密度峰值影响较大损伤深度对其影响很小故本文研究在矩形和弧形损伤情况下损伤区域宽度的最大容限值

6 南京航空航天大学学报第卷考虑不同外部热流密度情况如图 * 所示外部热流密度最大值热流密度曲线直线段的值取和. 分析获得了不同外部热流密度水平下防热瓦相对最高温度值随矩形和弧形损伤区域宽度的变化情况如图所示其中防热瓦相对最高温度值 ". 5 ". 5 式中 ". 5 为含损伤防热瓦的最高温度 ". 5 为无损伤情况下防热瓦的最高温度图 * 不同水平的热流密度曲线 *7# % 5 "#$ 6 # # % #"# $ * 利用,01 损伤容限曲线即可获得对应的损伤宽度即损伤区域的最大容许宽度值 %. %# 分析获得了防热瓦极限温度为时不同外部热流密度水平下无损伤防热瓦的最高温度及其比值如表 * 所示利用图中的损伤容限曲线即可获得与对应的最大容许宽度值 %. %# 如表所示由表中数据可知外部热流密度最大值从. 增加到. 矩形损伤区域的最大容许宽度从.. 减小到 ).. 而弧形损伤区域的最大容许宽度从 * ).. 减小到.. 即随着外部热流密度最大值增加损伤区域宽度的最大容许值降低此外相同外部热流密度情况下弧形损伤宽度的最大容许值大于矩形损伤这是因为相同损伤宽度下弧形损伤区域迎风面侧壁的热流密度峰值低于矩形损伤区域当初始损伤宽度小于以上损伤宽度的最大容许值时可以在不更换防热瓦的情况下进行下一次飞行反之则必须更换防热瓦否则下次飞行过程中防热瓦最高温度会超过其允许的极限温度造成防热瓦失效表 ( 无损伤情况下防热瓦最高温度及比值 " ( $ % % &. 5. ". 5 2* * ) * ) 表 ) 损伤宽度最大容许值图不同损伤形状下的,01 损伤容限曲线 "#$ 6. #% # # &$$,01 + 6# 6 # # %6. #$- /#$ 从图中可得以下结论随着损伤区域宽度的增加防热瓦相对最高温度值升高不同外部热流密度水平下具有相同损伤形状的防热瓦相对最高温度曲线重合度很高可视为一条曲线将其定义为,01 损伤容限曲线且矩形损伤的损伤容限曲线与弧形损伤不同利用图中的矩形和弧形损伤情况下的损伤容限曲线即可获得不同外部热流密度水平下的损伤宽度最大容许值其求解步骤为计算无损伤情况下防热瓦最高温度值 ". 5 计算防热瓦极限温度 " %. %# 与 ". 5 的比值 " ) % "$ % % &. 5. 矩形 %. %#.. ) ) ) 弧形 %. %#.. * ) 2 * ) 结论本文通过数值方法研究了含损伤,01 损伤区域内的热流密度分布情况分析了含损伤,01 的危险部位最后进行了,01 的损伤容限分析获得以下结论损伤区域侧壁上端出现了很高的热流密度峰值且迎风面侧壁的热流密度峰值大于背风面侧壁但损伤区域底部热流密度却很低损伤宽度的最大容许值与外部热流密度水平和损伤形状相关外部热流密度越高损伤宽度的最大容许值越低并且相同外部热流密度情况下弧形损伤宽度的最大容许值大于矩形损伤

7 第期黄杰等热防护系统损伤容限分析参考文献 7!' 8;(09'?,-#. / %# % $&$%#. / &$$ $ $# & / #6 6+ $% % %-#..#.#%-6 ' % '$+ % % )*)+* >' 7 '13: >! ' ', '# 6&. -# % % % $% # #6$% + % #$ %- % # % 6 & &# $ '('' 2 *)+)) *( 83> 8 > #@. 6 &+ &# # # %$ %-# # 6&. -# % -&/# $ 4 "# 6# "#- #$,-#./-&$ $ 6 7# %, $ # 2222+) ;9 ( :, # % &+ $#6%-#. / %# % $&$+ %#.$A?+**4 #6"#- # #/% + 1/ # % 6> #%$22**2+ 7!' 89'?;(0! # % %&6&. %-# #% &$$ #. %-#. / %# % $&$%#.$ /# % %.#%-6 ' % '$% + % + ) 黄杰姚卫星陈炎等热防护系统分区协调耦合推进方法宇航学报 *2 +* 7!' 8#9' # #% + "$ 6 % / #6. -.#%-6 %-# +. / %# % $&$%#. '$% % $ *2 +*!>88>' >' >3 7'> ', ' '.6# $%# 6&$#/ %#6 4 # % "+ %#$ %-->#& 6$. # 0 ##6 $ %-# 2) 7# %, $ # 6 6 # - $( $%%%# 0 ' %1% 6! "# $%&2)2+2 (3,( 8 ' > 35/#.# % "#$% % -# % % $ # 6$% % $ 6##/ "%#$ -&/# $ $#/ %#6 4> '1', '; 3> 830!;1 3,,( '#%./% % $$#$$.# % %-#. / %# % $&$%#.6. ##5/# # #66 1,1+ + 1/ # % 6 > #%$2))+ ) ;(! 1 '$#@# %'!1 '!1 < +./% % 0-&$ $22)2*)+ * 3,3> >,4+#@ % #66&+"$ $%&% + # #.6# $ # ## // % $ '('' 22*2+) 编辑夏道家

图物理模型

图物理模型熊可嘉王伟张万平同济大学汽车学院上海奇瑞汽车有限公司安徽芜湖采用算法紊流模型考虑了自然对流换热的影响应用整体求解法计算气固耦合传热问题讨论了固体壁面间辐射对计算的影响结果表明固壁辐射对处于低流速区域的壁面温度有较大影响不应忽略进回风口的布置不仅影响车室内气流速度和温度的具体数值大小而且决定了整个流场和温度场的分布结构轿车热舒适性计算固壁辐射图物理模型

南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第 卷 6. # 6# %-#$.##5%# -# % 5 #"# # $% %-#. / %# % $&$%#.,01 % 6. #.#.6# -# % 5-# % % $ # &$$6. #% # # &$$ 航天飞机轨道器在发射 再入阶段受到气动加 +*

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