發(fā)布時間：2020-11-21 06:45

　　 回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)是高速飛行器的關(guān)鍵部件,以導(dǎo)彈天線罩為代表,常被安裝在飛行器頭部最前端,起到防熱、承載和保護內(nèi)部電子設(shè)備的作用,已成為國內(nèi)外研究的熱點�；剞D(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)伴隨飛行器在高速運動過程中,不僅外表面承受著巨大的氣動熱沖擊,使其具有較大溫度梯度,造成結(jié)構(gòu)的承載能力下降;另一方面,內(nèi)部結(jié)構(gòu)在橫向氣動載荷作用下產(chǎn)生的機械應(yīng)力與溫度梯度產(chǎn)生的熱應(yīng)力疊加時,將對其結(jié)構(gòu)與功能產(chǎn)生較大的破壞作用。因此,在回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)交付前,必須在地面進行熱、力學(xué)性能試驗。本文主要以當(dāng)前航空航天領(lǐng)域防熱、承力一體化結(jié)構(gòu)為背景,以數(shù)值模擬為主要方法,結(jié)合回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)真實飛行條件下的力熱聯(lián)合試驗加載技術(shù)的科研項目,開展相關(guān)研究。本文首先通過Ansys軟件,對回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)飛行器熱力耦合場下的力學(xué)性能進行分析,并對試驗加載系統(tǒng)中的核心元件“仿型橡膠皮囊”進行靜力加載分析;然后,以熱強度試驗為基礎(chǔ),完成了熱強度試驗平臺設(shè)計;最后,對試驗平臺標(biāo)校和試驗狀態(tài)下的調(diào)試用水冷測試模型進行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化。通過本文研究得到以下結(jié)論:(1)在熱力耦合場下,回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)上輻射加熱單元區(qū)域與非輻射加熱區(qū)域的交界位置出現(xiàn)最大等效應(yīng)力,整體結(jié)構(gòu)的尖端出現(xiàn)最大位移。溫度載荷是影響回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變的主要因素。在保證結(jié)構(gòu)完整性的情況下,回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)的最大安全載荷為1.0MPa。(2)仿型橡膠皮囊擬靜力加載應(yīng)力分布均勻,滿足試驗需求。在皮囊內(nèi)壓0.4MPa的工況下,仿型橡膠皮囊最大應(yīng)力0.08MPa,最大變形0.08mm。仿型橡膠皮囊擬靜力加載的運用,為熱力耦合試驗橫向氣動力載荷等效模擬提供了新方法。(3)設(shè)計并搭建了回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)飛行器熱強度試驗平臺,完成了熱強度試驗前的首要工作。試驗平臺劃分為試驗工裝系統(tǒng)、試驗加載系統(tǒng)和試驗測控系統(tǒng)三個部分,分別負責(zé)設(shè)備搭載、載荷加載和數(shù)據(jù)采集的工作,經(jīng)調(diào)試后的熱強度試驗平臺滿足試驗需求。(4)在試驗平臺標(biāo)校和試驗狀態(tài)下,完成了調(diào)試用水冷測試模型的結(jié)構(gòu)優(yōu)化。經(jīng)優(yōu)化的冷卻水道具備對模型的冷卻能力,且隨著水流流速逐漸增大,冷卻能力逐漸增加。
【學(xué)位單位】：中北大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2020
【中圖分類】：V215;V415
【部分圖文】：

中北大學(xué)學(xué)位論文12進行熱力耦合試驗時，內(nèi)部連接環(huán)底部配有12個沿圓周均勻分布的螺栓孔，用于與試驗平臺進行固定連接。熱載荷加載區(qū)域為大端底部軸向無量綱長度為0至0.18且環(huán)向角度為360°的范圍（黑色輻射加熱單元）內(nèi)，接受石英燈燈組紅外線熱輻射，等效模擬飛行器氣動熱作用。均布載荷加載區(qū)域為大端底部軸向無量綱長度為0.18至0.55且環(huán)向角度為180°的范圍（紅棕色均布載荷加載單元）內(nèi)，接受皮囊所施加的均布載荷，等效模擬飛行器靜力載荷。2.4.2建立回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)有限元模型有限元仿真分析是針對真實物理模型的簡化求解分析，因此在有限元仿真分析前，將真實物理模型作適當(dāng)?shù)暮喕�，是有限元仿真分析的關(guān)鍵之一。由于回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)上各加載單元不完全對稱，在有限元建模時不易簡化，所以分別建立回轉(zhuǎn)體各局部結(jié)構(gòu)，通過布爾運算功能，將各局部結(jié)構(gòu)進行粘結(jié)，最終得到回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)有限元模型如圖2-4所示。圖2-4回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)有限元模型Figure2-4FiniteElementModelofRotationalBodyStructure定義單元類型時，采用熱分析實體單元，進行瞬態(tài)熱輻射的有限元分析。具體選擇ThermalSolid，Brick8node70，8節(jié)點三維六面體單元。2.4.3定義材料屬性及劃分網(wǎng)格（1）定義材料屬性根據(jù)實際試驗中回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)的材料，對其設(shè)置相應(yīng)的屬性，如表2-2所示。（2）劃分網(wǎng)格劃分自由網(wǎng)格時打開單元尺寸控制，網(wǎng)格全局單元尺寸設(shè)置為0.01，生成具有18715個節(jié)點、87557個單元的有限元計算模型。每個節(jié)點具有1個溫度自由度，具體網(wǎng)格劃分如圖2-5所示。

中北大學(xué)學(xué)位論文13表2-2回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)飛行器材料屬性Table2-2MaterialPropertiesofRotationalBodyStructureAircraft材料屬性回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)內(nèi)部連接環(huán)λ(W·m-1·K-1)1.511C(J·kg-1·K-1)8171648α(K-1)2×10-61.6×10-6μ0.090.3E(Pa)7.6×10102×1010σ(W·m-2·K-4)5.67×10-8—x0.85—注：1）λ為導(dǎo)熱系數(shù)、C為比熱容、α為熱膨脹系數(shù)、μ為泊松比、E為彈性模量、σ為斯蒂芬玻爾茲曼常數(shù)、x為表面發(fā)射率。圖2-5回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Figure2-5GridDiagramofRotationalBodyStructure2.4.4溫度場分析前處理將石英燈組對受熱區(qū)域的熱輻射，假設(shè)為空間對該輻射面的均勻溫度載荷。對回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)的熱載荷加載區(qū)域進行輻射加熱，設(shè)置加熱時間為550秒，在起始時溫度為室溫25℃，當(dāng)加熱時間為550秒時溫度達850℃，對應(yīng)熱輻射源的溫度曲線如圖2-6所示。選擇瞬態(tài)分析，進行求解。2.4.5靜力場分析前處理轉(zhuǎn)換單元類型。選擇ThermaltoStructural，系統(tǒng)自動將單元類型轉(zhuǎn)變?yōu)镾tructuralSolid，Brick8node185，8節(jié)點三維六面體單元。刪去*.rth格式文件加載，對均布載荷單元施加靜力載荷，進行求解靜力常對回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)的均布載荷加載區(qū)域進行均布載荷

中北大學(xué)學(xué)位論文1511.7MPa。螺栓孔邊緣的應(yīng)力約為20.3MPa，說明在熱應(yīng)力作用下螺栓孔處出現(xiàn)應(yīng)力集中。內(nèi)部連接環(huán)內(nèi)側(cè)邊緣的應(yīng)力為15.0MPa。內(nèi)外壁應(yīng)力最大值所在位置都位于大端尾端邊緣，但不會導(dǎo)致回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)發(fā)生整體性結(jié)構(gòu)破壞�；剞D(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)從大端尾部到尖端，內(nèi)外壁的應(yīng)力逐漸降低，外壁應(yīng)力變化梯度高于內(nèi)壁，其中外壁應(yīng)力最大值為11.9MPa，內(nèi)壁應(yīng)力最大值為3.5MPa。圖2-7溫度場分布云圖（溫度單位：開爾文）Figure2-7DistributionCloudChartofTemperatureField(TemperatureUnit:K)從圖2-8（b）可看出，回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)從大端尾部到尖端，內(nèi)外壁的位移先逐漸增大，后逐漸減小并趨于穩(wěn)定，且外壁位移變化梯度遠高于內(nèi)壁。其中外壁位移最大值為0.09mm，位于輻射加熱單元區(qū)域與非輻射加熱單元區(qū)域的分界位置，說明在輻射加熱作用下，該處最容易發(fā)生破裂。此外該溫度場下，回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)尖端位移為0.04mm。（a）熱應(yīng)力分布云圖(a)DistributionCloudChartofThermalStress
【參考文獻】

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2 閻滿存;余勇;李家壘;石艷霞;;高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱力耦合試驗與評估技術(shù)進展[J];飛航導(dǎo)彈;2015年02期

3 邵騫;馬利娜;;結(jié)構(gòu)強度試驗中真空吸盤技術(shù)研究與應(yīng)用[J];科學(xué)技術(shù)與工程;2014年10期

4 李術(shù)才;王琦;李為騰;李智;王洪濤;江貝;張紅軍;;柔性均布壓力加載裝置在模型試驗中的應(yīng)用研究[J];巖土力學(xué);2014年01期

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8 吳大方;潘兵;鄭力銘;王岳武;牟朦;朱林;李松年;;高超聲速飛行器材料與結(jié)構(gòu)氣動熱環(huán)境模擬方法及試驗研究[J];航天器環(huán)境工程;2012年03期

9 吳大方;潘兵;高鎮(zhèn)同;牟朦;朱林;王岳武;;超高溫、大熱流、非線性氣動熱環(huán)境試驗?zāi)�擬及測試技術(shù)研究[J];實驗力學(xué);2012年03期

10 顧昊;劉元云;吳秉橫;張漠杰;;高超音速導(dǎo)彈天線罩用陶瓷基材料的研究進展[J];材料導(dǎo)報;2012年S1期

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2 蔣友娣;高超聲速飛行器氣動熱和表面瞬態(tài)溫度計算研究[D];上海交通大學(xué);2008年

本文編號：2892690