空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結構的熱分析

2006年6月強度與環(huán)境Jue.2006第33卷第2期STRUCTURE ENVIRoNMENT ENGIneeringVol 33. No. 2空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結構的熱分析沈玲玲呂國志姚磊江(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安710072)摘要:可重復使用的空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結構的熱分析可為結構設計、選材等提供參考依據。本文針對全CSiC復合材料襟翼結構,考慮傳導與輻射耦合換熱,建立了其再入過(guò)程熱分析旳有限元模型。由有限元計算結果的分析發(fā)現:輻射換熱在整個(gè)溫度場(chǎng)中起主導作用,并且對于采用防熱一結構一體化設計的可重復使用的空天飛行器,CSiC是比較理想的結構材料。關(guān)鍵詞:空天飛行器;熱分析;有限元;輻射;C/SiC中圖分類(lèi)號:V214文獻標識碼:A文章編號:1006-3919(2006)020017-06Thermal analysis of the primary hot structure fory space vehicleSHEN Ling-ling LV Guo-zhi YAO Lei-jiang(Aviation School, North Western Polytechnical University, Xi'an 710072, China)Abstract: The thermal analysis of the primary hot structure is necessary to the structure design and materialselection for re-entry space vehicle. The finite element model, considering the coupled conduction-radiationheat transfer, was established for the thermal analysis of the all-ceramic body flap. It is found that theadiation heat transfer has dominant influence on the temperature distribution. It could be conclude that thecarbon fiber reinforced silicon carbide (C/SiC)is an ideal material for the primary hot structure of re-entryKey words:re-entry space vehicle; thermal analysis; finite element; radiation; C/Sic1前言可重復使用空天飛行器是新一代天地往返運輸系統的發(fā)展方向,對于降低空間運輸成本具有重要的意義?？仗祜w行器設計中,防熱結構與材料是其中的關(guān)鍵技術(shù)之一。防熱一結構一體化設計,要求未來(lái)空天飛行器的關(guān)鍵熱結構能夠同時(shí)滿(mǎn)足防熱和承載的需要,即要求材料在高溫下仍具有良好的性能。新型的碳纖維增韌碳化硅基(CSiC復合材料在高溫下具有較高的比收稿日期:2005-07-20;修回日期:2005-08-12基金項目:航空基金(04B53012)和國家自然科學(xué)基金(10372081中國煤化工作者簡(jiǎn)介:沈玲玲(1980-),女,碩土,研究方向:人機環(huán)境;(71CNMHG53信箱18強度與環(huán)境2006年強度、良好的斷裂韌性、疲勞性能及抗蠕變能力,在髙溫下服役不需要另外的熱防護措施,能夠節約結構重量,提高重復使用能力和性能。因此C/SiC陶瓷基復合材料成為可重復使用空天飛行器關(guān)鍵熱結構的主要候選材料之一?？仗祜w行器再入大氣層時(shí),強烈的氣動(dòng)加熱所產(chǎn)生的溫度很高,而且持續時(shí)間也很長(cháng),因此為了保證空天飛行器關(guān)鍵結構的安全,必須進(jìn)行結構的熱分析。結構熱分析的意義主要體現在兩點(diǎn):一為預測溫度分布,為結構防熱設計、結構設計、選材、許用值等提供參考依據;二為材料、構件及結構的驗證試驗設計提供依據國外已有很多國家對再入空天飛行器的熱分析作了很多相關(guān)的研究。美國NASA對x38襟翼結構的熱分析中,考慮了所有面上的局部熱流量,襟翼內部三維熱輻射交換,也包括了伴隨著(zhù)陶瓷基復合材料(CM)結構內部正交各向異性熱傳導造成的運載器底部與外部空間的輻射交換。由此計算出由于氣動(dòng)加熱,迎風(fēng)面溫度在t=1200s時(shí)達到最高。而在國內對這方面的研究還很少,尤其是對空天飛行器熱分析考慮輻射的研究。所以,本文在借鑒國外相關(guān)資料的基礎上,對相關(guān)課題中給出的襟翼結構進(jìn)行有限元熱分析,著(zhù)重考慮輻射換熱的影響。2襟翼結構本文選取的研究對象是空天飛行器的典型關(guān)鍵熱結構——襟翼。襟翼結構的主要功能之一是再入時(shí)增加空天飛行器的阻力以降低再入過(guò)程中的飛行速度,因此除了氣動(dòng)載荷外,襟翼承受的超高溫環(huán)境對結構材料也提岀了很高的要求。因此襟翼選用耐髙溫的CSiC復合材料原襟翼結構一般較復雜,為便于計算分析和比較,在有限元建模時(shí)簡(jiǎn)化了模型,忽略操縱接頭、懸掛接頭、角盒等的影響,其它結構如蒙皮、梁、肋片都按實(shí)際情況模擬,如圖1所示。蒙皮(背風(fēng)面)右側面蒙皮(迎風(fēng)面)肋片圖1襟翼結構的簡(jiǎn)化模型簡(jiǎn)化的襟翼結構模型迎風(fēng)面蒙皮尺寸:670mm×500nm;背風(fēng)面蒙皮:680mm×50Omm梁:86mm×50omm;右側面:2omm×50omm。該模型有兩個(gè)封閉腔。在背風(fēng)面蒙皮上有個(gè)操縱接頭與機身相連,梁上有兩個(gè)懸掛接頭也與機身連接,在簡(jiǎn)化模型中忽略。3襟翼熱分析3.1假設條件在對襟翼結構進(jìn)行熱分析前作如下假設中國煤化工CNMHG第33卷第2期沈玲玲等空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結構的熱分析(1)二維CSiC復合材料具有正交各向異性特性。但由于缺乏各個(gè)方向的材料數據,故在有限元模型中對于C/SiC復合材料定義為各向同性材料;(2)各向同性的灰體介質(zhì),熱輻射率取為0.85。(3)等溫假設:單元溫度表面相等同時(shí)不考慮沿厚度方向的溫度變化。(4)表面輻射熱流量為常數。3.2襟翼結構熱傳遞熱傳遞有三種基本方式:傳導、對流和輻射。傳統飛行器的熱分析一般不考慮輻射,而對于這種采用防熱一結構一體化設計的可重復使用的空天飛行器,由于再入過(guò)程中受到強烈的氣動(dòng)加熱,這時(shí)輻射傳熱幾乎占主導作用,所以本文的熱分析主要考慮有對流邊界存在的傳導和輻射的耦合換熱。具體而言,襟翼結構存在如下幾種熱傳遞方式:(1)襟翼迎風(fēng)面給定一個(gè)較高的熱流密度,在迎風(fēng)面和背風(fēng)面形成旳封閉腔內考慮輻射。(2)迎風(fēng)面和背風(fēng)面突出的部分形成的一個(gè)半封閉腔也考慮輻射換熱3)迎風(fēng)面,背風(fēng)面,肋片以及右側面考慮對外部空間的輻射。梁是與機身相連,所以不考慮對外輻射。(4)考慮襟翼背風(fēng)面、肋片、梁及右側面結構的熱傳導。(5)背風(fēng)面,肋片以及右側面也有對外部空間的對流換熱。梁與機身相連,也不考慮對外界的對流。3.3襟翼結構有限元模型考慮結構的對稱(chēng)性,又由于結構所受的氣動(dòng)加熱也是均勻分布在迎風(fēng)面上的,為了簡(jiǎn)化計算,提高運算速度,本文只取結構的一半模型進(jìn)行有限元分析。由于輻射計算方程是非線(xiàn)性的,它的輻射角系數計算對硬盤(pán)空間的要求很高,如果網(wǎng)格密度過(guò)粗,計算精度可能達不到要求,而網(wǎng)格過(guò)細,往往計算時(shí)間很長(cháng),有時(shí)還由于硬件問(wèn)題無(wú)法計算下去。為了選取一個(gè)合適的網(wǎng)格密度,對襟翼結構分別取了網(wǎng)格長(cháng)度為0.2m,0.lm,0.075m.0.05m,0025m,0.02m,0.0lm進(jìn)行有限元計算,比較發(fā)現網(wǎng)格密度取為02m-0025m時(shí)計算精度逐漸提高,而且計算時(shí)間也能接受。當取為0.025m-0.0m時(shí)計算精度幾乎沒(méi)有明顯提高了,但是計算時(shí)間非常久,考慮綜合因素,對襟翼結構的網(wǎng)格密度取為0.025m。襟翼有限元模型如圖2所示。圖2襟翼有限元模型34計算分析根據文獻[3]腔內傳熱主要是個(gè)傳導和輻射耦合的換熱過(guò)程,其方程可表示為中國煤化工PcS=V (KVT )+V(q)+2CNMHG20強度與環(huán)境2006年其中p表示材料的密度,對于CSC為21gcm3;c表示比熱容,對于CSC為1000(kgK)2;k表示熱傳導系數;τ表示溫度;t表示時(shí)間;q表示熱輻射流量;Q表示內熱源在熱分析中,ρ取為零,無(wú)內熱源,襟翼只考慮受到強烈的氣動(dòng)加熱,在迎風(fēng)面形成一個(gè)較高的隨時(shí)間變化的熱流密度,熱流密度取為250kw/m?-700kwm3,如圖3。襟翼結構的C/SiC復合材料的熱傳導系數K由實(shí)驗測得,隨溫度的變化而變化,其曲線(xiàn)如圖4所示。令,E3瓣業(yè)乘X時(shí)間(s)圖3熱流密度隨時(shí)間變化曲線(xiàn)圖4熱傳導系數隨溫度變化曲線(xiàn)對流邊界條件滿(mǎn)足牛頓公式q=hT-T。)式中φ是熱流密度:;h是對流換熱系數,對流系數的確定很重要,由傳導和對流的導熱公式假定了一個(gè)數值,然后用小型的有限元模型進(jìn)行驗證,最后得出對流系數為500比較合適;T是襟翼結構壁面溫度;。是空間環(huán)境溫度。襟翼結構表面與外部空間的輻射換熱邊界條件滿(mǎn)足方程q=o View(E T-a Tm)式中σ是 Stefan- Boltzmann常數,通常取為5668×10°w/m3k;iew灰體與空間的輻射換熱角系數,根據角系數定義,這里的vew取為1.0;e是熱輻射率;α.是吸收率,(通常情況下ε=αx,);T是空間環(huán)境溫度這里取為20C。4結果分析與討論空天飛行器再入過(guò)程中,襟翼結構受到強烈旳氣動(dòng)加熱,熱載荷現象嚴重。本文采用PATRANINASTRAN進(jìn)行有限元分析,分別計算了襟翼結構在不考慮輻射、僅受傳導和對流邊界影響時(shí)的溫度分布以及考慮輻射、三種傳熱方式同時(shí)存在的溫度分布,通過(guò)對比兩者的結果分析輻射對空天飛行器傳熱的影響。圖5,圖7是有限元模型的溫度分布圖,圖6,圖8繪制了溫度最高的節點(diǎn)在不同時(shí)間下的溫度變化曲線(xiàn)。中國煤化工CNMHG第33卷第2期沈玲玲等空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結構的熱分析30000287+00圖5不考慮輻射迭代結束time=870s的溫度分布圖6不考慮輻射節點(diǎn)434溫度變化曲線(xiàn)9394037對aFrMB1300Nd562X時(shí)間(s圖7考慮輻射迭代結束time=972.5s的溫度分布圖8考慮輻射節點(diǎn)562溫度變化曲線(xiàn)對上面四圖進(jìn)行分析得出不考慮輻射時(shí),襟翼迎風(fēng)面的最高溫度大致在蒙皮中心位置,竟達到40700°C,這于實(shí)際情況嚴重不符。而在背風(fēng)面溫度幾乎達到了環(huán)境溫度,最低是28°C。由圖6看出,最高溫度節點(diǎn)隨熱流密度的増加持續上升,當熱流密度逐漸降低時(shí),溫度還是繼續增加,直到熱流密度為零?？紤]輻射,襟翼迎風(fēng)面溫度達到基本不變時(shí)最高溫度是130°C,由圖7可以看岀,溫度最高點(diǎn)的位置位于迎風(fēng)面上,但由于輻射的存在,最高溫度比圖5中最高溫度低了很多,這說(shuō)明輻射傳熱更有利于熱量傳遞。在背風(fēng)面溫度也達到了最低,但并不是如圖5那樣都達到最低,背風(fēng)面接近中肋一側的溫度沿著(zhù)橫向位置到邊肋一側,溫度逐漸下降,最低達到49°C。由圖8對溫度最高點(diǎn)的溫度變化進(jìn)行分析,該點(diǎn)溫度從t-0s時(shí)隨著(zhù)熱流密度的增加溫度急速上升,在t=200s時(shí)熱流密度最大為700kw/m2時(shí),溫度達到了最大值1720°C,而后隨著(zhù)熱流密度逐漸下降至250kw/m2,該點(diǎn)溫度也持續降低最后基本達到不變。這個(gè)狀態(tài)下的溫度比不考慮輻射的溫度要小很多,與實(shí)際情況還比較吻合。NASA蘭利研究中心對高速民用運輸機的機翼也做過(guò)類(lèi)中國煤化工部考慮和CNMHG強度與環(huán)境2006年不考慮輻射做了相應的比較。比較的結果與本文的結論也很類(lèi)似?？紤]輻射和不考慮輻射對溫度的分布有很大影響,而考慮輻射的機翼內部溫度與實(shí)際情況接近S。5結論本文建立了空天飛行器關(guān)鍵熱結構——襟翼再入過(guò)程熱分析有限元模型,考慮了有對流邊界存在的傳導與輻射的耦合換熱,為防熱設計,結構熱環(huán)境分杬,選材等提供參考依據,尤其是對可重復使用空天飛行器襟翼用αSiC復合材料體系提供了依據。通過(guò)對比兩種不同邊界載荷條件的換熱發(fā)現,在空天飛行器再入過(guò)程中關(guān)鍵熱結構的熱分析,必須考慮輻射的影響。參考文獻[1] H Pfeiffer. Ceramic body flap for X-38 and crv 2 Int Symp[J]. Atmospheric Re-entry Vehicles and SystemsArcachon. March 26-29. 2001[2]A Muhlratzer, H Pfeiffer All-ceramic body flaps for re-entry spacecraft[J]. SAMPE Journal 2002,38(4): 22-29[3] Jih-Run Tsai. Thermal analytical formulations in various satellite development stages[J]. 8th AlAA/ASME JointThermophysics and Heat Transfer Coference June 2002: 24-26[4] Dana C. Gould. Radiation heat transfer between diffuse-gray surfaces using higher order finite elements]. AIAAhermophysics Conference June 2000: 19-22[5] Dana C. Gould. Thermal analysis of a high-speed aircraft wing using P-Version finite elements[J]. AIAA 2001-0369(上接第16頁(yè))參考文獻[1 W.P. Schonberg, H.J. Evans, J.E. Williamsen, R L. Boyer &G.s. Nakayama. Uncertainty considerations for ballisticlimit equations[C]. Proceedings of the 4European Conference on Space Debris, 2005[2] Kinslow, R High-velocity impact phenomena[M]. New York. Academic Press, 1970[3] Cruz Banuelos, Jose Santiago. Ballistic limit equation for hypervelocity impact on composite-orthotropicmaterials:(dissertation)[D]. Rice University, 20044]余同希.塑性力學(xué)[M]第1版北京:高等教育出版社,1989[5] Angel and Smith. Critical response of shielded plates subjected to hypervelocity impact [J]. Int Impact Engng,1993,14:25-35[6] Christiansen, E L. Advanced meteoroid and debris shield concept [J]. AlAA/NASA/DOD Orbital Debris1991中國煤化工CNMHG