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高超聲速飛行器熱結構分析與評價方法 版權信息
- ISBN：9787030697585
- 條形碼：9787030697585 ; 978-7-03-069758-5
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
高超聲速飛行器熱結構分析與評價方法 內容簡介
高超聲速飛行會帶來顯著的氣動加熱問題，因此在高溫環境下能夠完成承載功能的熱結構是高超聲速飛行的關鍵技術之一。針對熱結構開展分析與評價，研究人員旨在建立高溫服役環境下熱結構及其力學行為的分析模型與預測方法，為熱結構的設計、考核提供量化的基本依據。這一研究領域的基礎是高溫固體力學，又與材料科學、計算力學、應用數學密切相關。本書圍繞這一主題，側重于準靜態熱載荷/力載荷下熱結構行為的建模分析，介紹其基本框架和要點，并對材料損傷失效、多場耦合、不確定性量化及模型有效性等重點問題展開論述。 本書既可以供專業從業人員閱讀，也可作為高等院校和研究所航空航天類、力學類、能源與動力工程（發動機方向）等相關專業研究生的參考書。
高超聲速飛行器熱結構分析與評價方法 目錄
目錄
叢書序
前言
第1章熱結構的概念與特性1
1.1高超聲速飛行器熱結構概念1
1.1.1服役環境與載荷2
1.1.2一般的設計要求3
1.1.3熱結構材料5
1.2典型飛行器及其熱結構的發展歷程6
1.2.1早期的高速飛行器及其熱結構7
1.2.2天地往返飛行器及其熱結構9
1.2.3吸氣巡航飛行器及其熱結構14
1.2.4助推滑翔飛行器及其熱結構19
1.3熱結構的關鍵特性22
參考文獻23
第2章熱結構建模與分析的基本方法25
2.1熱結構建模分析的要求25
2.2熱力耦合分析理論28
2.2.1守恒方程28
2.2.2傳熱分析29
2.2.3熱應力分析32
2.2.4耦合方法33
2.3熱結構有限元建模分析要點33
2.3.1有限元建模分析流程34
2.3.2常用單元的選取方法37
2.3.3復合材料熱結構分析要點39
2.3.4常見的建模與分析誤區43
2.4建模分析難點與方法進展45
2.4.1熱結構建模分析的難點45
2.4.2建模分析方法的主要進展47
參考文獻48
第3章復合材料熱結構損傷與失效分析方法50
3.1損傷失效力學理論與數值方法50
3.1.1損傷力學方法51
3.1.2斷裂力學方法54
3.2宏觀尺度非線性損傷與失效分析61
3.2.1拉壓雙模量模型61
3.2.2基于熱力學的損傷模型68
3.2.3唯象強度判據79
3.3跨尺度建模與多尺度方法82
3.3.1漸進均勻化基本原理85
3.3.2協同多尺度分析框架90
3.3.3宏觀和細觀跨尺度關聯關系92
3.3.4基于SCA求解加速策略102
3.4分析案例106
3.4.1CSiC T形接頭損傷演化分析106
3.4.2CC開孔板的拉伸破壞多尺度分析112
參考文獻117
第4章高超聲速多場耦合行為與分析120
4.1氣動熱力環境與熱防護材料的耦合行為122
4.1.1共軛傳熱與材料熱物性123
4.1.2材料表面催化效應123
4.1.3材料表面氧化效應125
4.1.4材料表面燒蝕126
4.1.5材料表面輻射128
4.2高超聲速流動傳熱與材料響應數值分析方法128
4.2.1空間耦合方案與策略129
4.2.2時間耦合方案與策略130
4.3高超聲速流動傳熱與響應耦合影響因素分析132
4.3.1催化效應的影響132
4.3.2氧化層對耦合傳熱的影響136
4.4典型熱結構的復雜耦合機制影響案例139
參考文獻150
第5章熱結構分析的不確定性量化153
5.1不確定性量化的任務153
5.1.1不確定性來源154
5.1.2不確定性量化156
5.2不確定性的表征157
5.2.1不確定性的表征理論157
5.2.2小樣本下的不確定性表征161
5.3不確定性傳播方法163
5.3.1MonteCarlo模擬165
5.3.2多項式混沌展開法166
5.3.3多層級問題170
5.4參數靈敏度分析171
5.5高效數值計算策略174
5.5.1不確定性降維174
5.5.2代理模型建模180
5.5.3多置信度方法190
5.6案例：開孔板應變響應不確定性量化192
參考文獻200
第6章熱結構分析的驗證與確認202
6.1模型有效性及驗證與確認203
6.2驗證與確認的基本框架205
6.2.1V&V方法框架205
6.2.2不確定性下的確認度量207
6.2.3熱結構模型確認208
6.3基于貝葉斯理論的模型修正210
6.3.1貝葉斯理論210
6.3.2模型修正方法框架211
6.4后驗參數求解214
6.4.1后驗參數估計214
6.4.2MCMC算法216
6.5應用案例分析220
參考文獻223
第7章熱結構失效與可靠性評價225
7.1熱結構的可靠性分析225
7.2失效概率與可靠度分析方法227
7.2.1基于抽樣的可靠度分析方法228
7.2.2基于極限狀態方程展開的可靠度分析方法231
7.2.3可靠度計算程序及算例分析237
7.3非概率可靠度量化方法238
7.3.1區間運算規則239
7.3.2非概率可靠度的求解240
7.4不確定性條件下的結構優化244
7.4.1極值法245
7.4.2和方根法246
7.4.3不確定性方法247
7.5應用案例250
7.5.1一體化熱防護系統可靠性優化250
7.5.2擴張段的非概率可靠度分析254
參考文獻257
第8章典型熱結構分析與評價案例258
8.1航天飛機翼前緣熱力耦合分析258
8.1.1層級式建模與分析策略260
8.1.2組合件熱力耦合分析263
8.1.3局部面板熱力耦合分析267
8.1.4局部開裂分析與失穩判據271
8.2熱防護CSiC連接結構損傷分析283
8.2.1CSiC材料力學行為的隨機性模擬285
8.2.2CSiC異型件的損傷分析290
8.2.3不確定性量化及模型確認294
8.3梯度噴注支板不確定性分析與設計299
8.3.1超高溫陶瓷噴注支板可靠性分析299
8.3.2功能梯度層合復合材料結構噴注支板設計與可靠性分析304
參考文獻309
第9章不足、趨勢與展望311
9.1面臨的不足與挑戰311
9.2分析方法發展趨勢314
9.3展望： 數字孿生技術316
參考文獻319
叢書序
前言
第1章熱結構的概念與特性1
1.1高超聲速飛行器熱結構概念1
1.1.1服役環境與載荷2
1.1.2一般的設計要求3
1.1.3熱結構材料5
1.2典型飛行器及其熱結構的發展歷程6
1.2.1早期的高速飛行器及其熱結構7
1.2.2天地往返飛行器及其熱結構9
1.2.3吸氣巡航飛行器及其熱結構14
1.2.4助推滑翔飛行器及其熱結構19
1.3熱結構的關鍵特性22
參考文獻23
第2章熱結構建模與分析的基本方法25
2.1熱結構建模分析的要求25
2.2熱力耦合分析理論28
2.2.1守恒方程28
2.2.2傳熱分析29
2.2.3熱應力分析32
2.2.4耦合方法33
2.3熱結構有限元建模分析要點33
2.3.1有限元建模分析流程34
2.3.2常用單元的選取方法37
2.3.3復合材料熱結構分析要點39
2.3.4常見的建模與分析誤區43
2.4建模分析難點與方法進展45
2.4.1熱結構建模分析的難點45
2.4.2建模分析方法的主要進展47
參考文獻48
第3章復合材料熱結構損傷與失效分析方法50
3.1損傷失效力學理論與數值方法50
3.1.1損傷力學方法51
3.1.2斷裂力學方法54
3.2宏觀尺度非線性損傷與失效分析61
3.2.1拉壓雙模量模型61
3.2.2基于熱力學的損傷模型68
3.2.3唯象強度判據79
3.3跨尺度建模與多尺度方法82
3.3.1漸進均勻化基本原理85
3.3.2協同多尺度分析框架90
3.3.3宏觀和細觀跨尺度關聯關系92
3.3.4基于SCA求解加速策略102
3.4分析案例106
3.4.1CSiC T形接頭損傷演化分析106
3.4.2CC開孔板的拉伸破壞多尺度分析112
參考文獻117
第4章高超聲速多場耦合行為與分析120
4.1氣動熱力環境與熱防護材料的耦合行為122
4.1.1共軛傳熱與材料熱物性123
4.1.2材料表面催化效應123
4.1.3材料表面氧化效應125
4.1.4材料表面燒蝕126
4.1.5材料表面輻射128
4.2高超聲速流動傳熱與材料響應數值分析方法128
4.2.1空間耦合方案與策略129
4.2.2時間耦合方案與策略130
4.3高超聲速流動傳熱與響應耦合影響因素分析132
4.3.1催化效應的影響132
4.3.2氧化層對耦合傳熱的影響136
4.4典型熱結構的復雜耦合機制影響案例139
參考文獻150
第5章熱結構分析的不確定性量化153
5.1不確定性量化的任務153
5.1.1不確定性來源154
5.1.2不確定性量化156
5.2不確定性的表征157
5.2.1不確定性的表征理論157
5.2.2小樣本下的不確定性表征161
5.3不確定性傳播方法163
5.3.1MonteCarlo模擬165
5.3.2多項式混沌展開法166
5.3.3多層級問題170
5.4參數靈敏度分析171
5.5高效數值計算策略174
5.5.1不確定性降維174
5.5.2代理模型建模180
5.5.3多置信度方法190
5.6案例：開孔板應變響應不確定性量化192
參考文獻200
第6章熱結構分析的驗證與確認202
6.1模型有效性及驗證與確認203
6.2驗證與確認的基本框架205
6.2.1V&V方法框架205
6.2.2不確定性下的確認度量207
6.2.3熱結構模型確認208
6.3基于貝葉斯理論的模型修正210
6.3.1貝葉斯理論210
6.3.2模型修正方法框架211
6.4后驗參數求解214
6.4.1后驗參數估計214
6.4.2MCMC算法216
6.5應用案例分析220
參考文獻223
第7章熱結構失效與可靠性評價225
7.1熱結構的可靠性分析225
7.2失效概率與可靠度分析方法227
7.2.1基于抽樣的可靠度分析方法228
7.2.2基于極限狀態方程展開的可靠度分析方法231
7.2.3可靠度計算程序及算例分析237
7.3非概率可靠度量化方法238
7.3.1區間運算規則239
7.3.2非概率可靠度的求解240
7.4不確定性條件下的結構優化244
7.4.1極值法245
7.4.2和方根法246
7.4.3不確定性方法247
7.5應用案例250
7.5.1一體化熱防護系統可靠性優化250
7.5.2擴張段的非概率可靠度分析254
參考文獻257
第8章典型熱結構分析與評價案例258
8.1航天飛機翼前緣熱力耦合分析258
8.1.1層級式建模與分析策略260
8.1.2組合件熱力耦合分析263
8.1.3局部面板熱力耦合分析267
8.1.4局部開裂分析與失穩判據271
8.2熱防護CSiC連接結構損傷分析283
8.2.1CSiC材料力學行為的隨機性模擬285
8.2.2CSiC異型件的損傷分析290
8.2.3不確定性量化及模型確認294
8.3梯度噴注支板不確定性分析與設計299
8.3.1超高溫陶瓷噴注支板可靠性分析299
8.3.2功能梯度層合復合材料結構噴注支板設計與可靠性分析304
參考文獻309
第9章不足、趨勢與展望311
9.1面臨的不足與挑戰311
9.2分析方法發展趨勢314
9.3展望： 數字孿生技術316
參考文獻319
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高超聲速飛行器熱結構分析與評價方法 節選
第1章熱結構的概念與特性 1.1高超聲速飛行器熱結構概念 通常來說，在高溫下完成力學承載功能的結構稱為熱結構。高超聲速飛行器的熱結構主要包括兩類，即處于發動機高溫內流場的高溫結構和位于飛行器外流場內的飛行器表面熱防護結構。 發動機內的典型熱結構包括以下幾部分： 火箭發動機的噴管結構，具體包括接頭、喉襯、噴管等；超燃沖壓發動機的進氣口、燃燒室、噴油支板、噴管等；渦輪發動機內的高溫渦輪葉片、導向葉片、燃燒室內壁等。 表面熱結構包括大面積熱防護面板、機翼前緣與頭錐結構、控制面結構等，既承擔防熱功能又承擔結構載荷。相比于防隔熱+冷結構概念，熱結構體積效率高，常用于空間狹小且承載需求較為突出的結構部位。 本書的研究重點為具有承載、維型功能的非/微燒蝕熱防護結構。當然，隨著熱防護結構效率要求的提高，材料與結構的界限也日趨模糊，材料與結構呈現為一體化趨勢，材料不再是均質各向同性的，即便從宏觀的尺寸看，材料也可能是由內部多種材料及結構組成的集成體，如增韌單片纖維增強抗氧化復合材料（toughened unipiece fibrous reinforced oxidationresistant composite， TUFROC）［1］。熱結構本身除了具備結構性的承載功能以外，同時兼具材料的防隔熱性能和其他功能。 相比于服役溫度條件在室溫附近的冷結構，熱結構的*本質特點在于： 高溫服役環境使得材料力學性能劣化并且產生明顯的熱應力效應。進一步深入理解熱結構的特點，可以從結構概念的服役環境與載荷、一般設計要求及熱結構材料三個層面出發。1.1.1服役環境與載荷 與一般的飛行器結構類似，熱防護結構在整個壽命周期內需要經歷地面環境、發射或起飛環境、近空間環境等。這些環境會在結構系統中形成慣性過載、低頻瞬態載荷、沖擊載荷、隨機振動與噪聲載荷等。與一般飛行器結構的典型區別是，熱載荷帶來溫升與溫度梯度，也是主要的設計載荷。從熱載荷的來源區分，發動機熱結構與表面防熱結構有明顯的不同： 火箭發動機、超燃沖壓發動機、渦輪發動機以及上述發動機的組合動力發動機目前主要依賴燃料化學能，其中存在化學能向熱能的中間轉化，引起溫度升高；大氣層內，在高超聲速飛行器表面，來流通過激波壓縮或黏性阻滯減速，導致大量動能轉變成熱能。 高溫除了對結構產生嚴重的加熱作用外，氣體混合物會在高溫環境下發生能量激發、離解、電離、電子激發等復雜的物理化學反應，與表面材料發生強烈的非線性耦合作用。在高溫、超高溫條件下，表面材料很容易與環境中的氧氣發生氧化、燒蝕；在發動機內流場中，還存在顆粒物侵剝蝕等，會使熱結構外形發生變化，直接影響飛行器綜合性能，甚至導致飛行失敗。與此同時，高速飛行條件下邊界層內、發動機燃燒內流場的非定常擾動會都形成顯著的氣動噪聲載荷，激勵結構振動，相應的熱結構需要經歷熱/力/噪聲/振動的耦合載荷，給熱結構設計與分析帶來顯著的挑戰。 熱防護結構的技術能力對飛行器的性能、彈道以及氣動外形都有著決定性的影響，輻射平衡溫度和暴露時間是熱防護結構設計的兩個關鍵因素［2］，圖1.1給出了不同溫度、不同熱載荷條件下的幾種典型熱防護結構方案。 圖1.1熱載荷與高超聲速飛行器結構特征之間的關系［35］ 1.1.2一般的設計要求 熱結構的*核心功能是在高溫下承載，并保持結構強度。從功能、性能及約束三方面分析，其設計要求通常應包括以下內容。 1） 功能要求 在服役環境下，熱防護結構應能夠耐受飛行環境（防熱），并使得結構內部的溫度低于有效載荷及其他結構系統的服役溫度（隔熱）。 對于可重復使用的熱防護結構，需要維持穩定的氣動外形，對于燒蝕型熱防護結構而言，需要維持穩定的燒蝕，保持飛行器的氣動特性不發生改變（維形）。 對于防熱/承載一體化結構，需要在高溫下實現結構承載、提供構型（承載）。 功能結構，如紅外窗口還要求窗口的溫度與應變均勻，動密封結構需要保證控制面反復移動的密封結構保持良好的回彈與密封特性。 圖1.2熱防護系統的功能特點總之，熱防護結構既要耐受氣動熱環境（防熱），又要維持結構內部溫度不高于有效載荷的耐溫極限（隔熱）；熱防護結構既是一種功能系統，更是一種集防熱、隔熱、結構承載與維形、載荷傳遞等多功能于一體的結構系統。熱防護系統的功能特點見圖1.2。 2） 性能要求 為保證熱防護結構能夠承受飛行器在各種工況下，如地面操作、運輸、飛行、返回著陸等過程中的熱、力、噪聲與振動載荷，則要求熱防護結構自身具有足夠的剛度、強度與穩定性。其中，強度要求指結構不因過大的應力產生結構破壞；剛度要求指結構不產生有害變形；穩定性要求指結構在壓縮載荷下不發生屈曲失穩。 3） 設計約束 熱防護結構設計中*重要的約束即結構質量、體積等所體現的結構效率，以及結構可靠性。對于承載式熱防護結構，其材料應能夠在服役溫度下保持良好的力學性能與抗氧化性。熱防護結構還需要滿足環境相容性，即在飛行環境中面臨潮濕、雨蝕、鹽霧等環境，保證結構功能的完整性。與此同時，在結構設計中還要考慮熱防護結構的可維護性、可生產性等因素。 熱結構設計應滿足一般機械結構的強度、剛度設計基本原則，但相比于一般的機械結構，熱防護結構通常需要經歷極端的熱、慣性、噪聲、振動耦合載荷或環境，其結構設計與分析面臨一些特殊問題，包括以下幾個方面。 （1） 熱應力問題突出。極端熱環境會引起結構顯著的溫升與熱梯度，冷熱結構之間、不同結構之間的變形失配會在結構中引起顯著的熱應力。一般來說，結構的熱應力與飛行條件所確定的準靜態載荷是熱防護結構強度設計的主要載荷，且結構熱環境引起的應力通常要大于慣性載荷引起的應力。 （2） 多場耦合載荷作用效應明顯。高速飛行環境存在明顯的氣動噪聲，為了減重，熱防護結構采用薄壁結構，對氣動載荷和結構振動尤為敏感，在大量的應力循環下結構可能出現疲勞劣化。熱載荷下結構的溫升會引起材料剛度性能的變化，同時引起熱應力等內應力，會引起結構模態特性產生變化，與此同時噪聲載荷存在寬頻特征，這些因素都使得熱/振動/噪聲耦合載荷下結構的響應分析與設計存在明顯的困難。 （3） 結構設計與環境載荷存在耦合。熱防護結構位于飛行器表面，直接暴露于高超聲速流場環境中。熱防護結構的表面變形、催化、氧化等熱物理、化學特性會影響流場的流動特性，進而引起環境熱載荷的變化。熱防護結構材料的損傷演化與載荷路徑密切相關，尤其是在瞬態載荷條件下，熱防護結構響應的準確分析尤為困難。 （4） 隔熱性能與承載性能通常存在矛盾。提高結構隔熱性能，通常需要采用低密度、低導熱材料，減少冷熱結構之間的連接，以降低結構的等效熱導率。而提升結構的承載能力，往往需要運用密度相對較高、高溫下承載性能較好的材料。在進行結構設計時，需要平衡結構的隔熱性能與承載性能。 （5） 輕量化與高可靠性要求苛刻。減少結構重量意味著增加飛行器的有效載荷，熱防護結構占據了飛行器的整個外表面，對重量十分敏感。與此同時，往往在飛行器氣動外形確定后開展熱防護設計，即從外表面向內開展結構設計，因為所能利用的容積空間有限，所以體積效率也是熱防護結構設計關注的重要目標。與此同時，高速飛行環境的不確定性因素較多，對熱防護結構的可靠性要求也較高。 總之，熱防護結構的設計是在可靠性、輕量化及服役能力之間的平衡，不同熱防護結構方案之間的一個簡易設計原則是： 在完成目標情況下選擇*輕、構型*簡單的設計。1.1.3熱結構材料 高超聲速飛行器熱結構的演變對材料的性能提出了越來越高的要求。結構設計通常需要高剛度、薄尺寸的材料，可以加工成復雜、組合的結構。而熱結構設計通常需要高強度、低密度的材料，在更高的溫度下能夠保持理想的屬性。 熱防護結構主要涉及三類材料，即防熱材料、隔熱材料及高溫承載材料。其中，防熱材料起到抵御高超聲速飛行環境下的高溫、氧化、剝蝕，維持表面形貌不變或按要求變化，包括高輻射涂層材料、燒蝕防熱材料、抗氧化復合材料等；隔熱材料一般具有較低的熱導率、熱擴散系數、密度，在高溫下吸收、阻止進入結構內部的熱量，如纖維隔熱氈與隔熱瓦、氣凝膠材料等；高溫承載材料通常在高溫下具備良好的剛度、強度等力學承載性能，如高溫合金、熱結構復合材料、超高溫陶瓷等。 本書關注的重點是高溫承載材料。圖1.3給出了聚合物、金屬、陶瓷三大類結構材料服役溫度與比強度的包絡線，從圖中可以看出，在高于1200℃的高溫環境下，保持輕質高強特性的材料主要有C/C、C/SiC和SiC/SiC等。碳化基體和陶瓷基體具有高耐熱性，碳纖維、碳化硅纖維具有高強度、高剛度及耐熱性，在高于大多數金屬合金的熔化溫度時，二者結合所形成的熱結構復合材料的力學性能接近保持原來的水平。 圖1.3結構材料的有效性能與溫度關系 圖1.4陶瓷基復合材料拉伸損傷過程 1輕微或無附加損傷；2橫向絲束內部斷裂；3交互絲束斷裂且部分開裂；4開裂且微裂紋生長；5纖維斷裂 熱結構復合材料通常采用長纖維預制體，C、SiC或碳陶基體的引入通常需要在高溫下進行，常用的制備工藝包括樹脂浸漬裂解、化學氣相沉積、反應熔融滲入等。由于上述制備工藝特點，熱結構復合材料基體的填充性比樹脂基復合材料基體差很多，通常存在大量的孔洞、缺陷等。高溫制備后回到室溫時，由于材料收縮、基體與纖維之間膨脹系數存在差異，基體中還會產生很多橫向微裂紋。正是由于微結構的復雜性，熱結構復合材料行為表現出非線性、多尺度損傷失效的特征（圖1.4），且依賴于外載荷及其具體路徑，材料性能的離散性較為明顯。 1.2典型飛行器及其熱結構的發展歷程 一般認為，大于馬赫數5速度飛行的飛行器稱為高超聲速飛行器。一代飛行器，一代材料，熱防護系統是高速、高超聲速飛行器所必需的關鍵子系統，熱防護結構的發展與飛行器的發展休戚相關，二者相輔相成、相互促進［6］。 自1940年開始，各類高速/高超聲速飛行器研究經歷了幾個興衰階段。1947年，美國X1的飛行速度*次超越聲速。1963年，美國X15實現馬赫數6.7速度飛行。2004年，X43A實現馬赫數9.6的自主飛行。2010年，X51A計劃驗證了碳氫燃料超燃沖壓發動機結合主動冷卻技術的長時間飛行能力。2019年10月27日，X37B完成了第5次長期在軌飛行。高超聲速技術*終聚焦在助推滑翔、高超巡航、天地往返三個主要技術方向。圖1.5梳理了近年來國外主要高超聲速空天飛行器的試飛和發展計劃［7］。飛行器主結構材料從鋁合金、高溫合金向輕質復合材料方向發展，熱防護技術也從熱結構+隔熱，到可部分重復使用熱防護+冷結構，向可重復使用防/隔熱/結構一體化方向發展，主/被動結合熱防護技術也得到了較大發展。
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