再入飞行器冷热结构一体化设计及分析

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1、瑚造技术研究航天制造技术再入飞行器冷热结构一体化设计及分析王兆伟孙国岭姚星合吴勇军屈强(中国运载火箭技术研究院研发中心，北京100076)摘要：针对多层热结构存在的热短路和连接方式复杂问题，设计了防／隔热双层热结构与冷结构一体化。在典型服役环境条件下，采用有限元法对热结构组件与冷结构进行了强度和热匹配分析，计算发现气动力对组件强度影响不大；惯性力作用下，组件的薄弱环节是螺钉和隔热层；再入热环境条件下，连接件位置出现应力集中现象。完成的强度及热匹配分析结果可应用于再入飞行器冷热结构一体化设计。关键词：多层热结构一体化设计；强度分析；热匹配分析IntegrativeDesign

2、andAnalysisofReentryThermalProtectionandStructureSystemWangZhaoweilSunGuolin92YaoXinghelWuYongjunlQuQian91(1．ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnologyR&DCenter,Beijing100076；2．TheChineseLiberationArmy’SRepresentativeOfficeatCapitalSpaceflightMachineryCompany,Beijing100076)Abstract：Toavoidtheco

3、mplicatedjointandthermalshortproblemsinmulti-layertypethermalprotectionstructures，adouble—layerthermalprotectionsystemwithintegratedcoldandhotstructuredesignwasobtained．Numericalsimulationmodelswereestablishedinordertoobtainmechanicalresponseandconductthermalcompatibilityanalysisbasedonthe

4、typicalserviceenvironment．Resultsfoundthattheeffectofaerodynamicloadonthedesignedthermalstructurescanbeignored．Underinertialforce．theweaknesspointsaretheinsulationstructuresandbolts．Thekeyloadwhichcouldcausethefailureofthethermalstructureswasfoundtobethethermalloadduringthereentryprocess．T

5、hemaximumstressfordouble—layerthermalstructureiSimpactedbythenon-metallicbolts．Resultsobtainedcanbeusedinreentryvehiclesthermalandcoldstructureintegrativedesign．Keywords：integrativedesignofmulti—layerthermalstructure；mechanicalanalysis；compatibilityanalysis1引言多层热结构组件将防热与隔热设计思路结合，将防热层、隔热层通过

6、机械连接或粘接方式与冷结构相连，适用于飞行器振动载荷不高的区域，其难点在于连接技术，包括冷热结构之间的连接和各层热结构元件之间的连接，以及异种材料之间的热匹配[1’2】。以气动力和再入热环境为设计条件，完成了一种多层热结构组件方案，开展了相应的冷热结构一体化强度分析。2冷热结构一体化设计模型及分析方法2．1设计模型本文设计的防／隔热双层结构，防热面板和隔热层之间采用非金属连接件(C／C与C／SiC材料)机械连接。单块组件尺寸为200mmx200mm(如图1所示)。在Ansys中对每个部件分别进行有限元网格划分，并根据各部件的具体位置及承载要求设置网格密度(如图2所示)。在进

7、行强度分析时，考虑到组件中冷结构蒙皮和隔热层之间有柔性隔离垫，可以缓解蒙皮对热结构的热应变，所以底部不施加约束条件。作者简介：王兆伟(1981-)，博士，材料学专业；研究方向：热防护系统设计。收稿日期：2015-09—23稍造技术研宪2015年12月第6期图1多层热结构组件几何模型；_二_l图2多层热结构组件有限元模型2．2分析方法2．2．1温度场分析根据Fourier定律和能量守恒定律，建立多层热结构组件无内热源的三维稳态导热控制方程：伊詈=昙(以豢)+专h茜]+鲁(五笔)“’伊百2瓦卜瓦J+面卜瓦J+瓦卜瓦J⋯