金屬蜂窩夾芯結構性能研究與多層隔熱結構優(yōu)化設計.pdf

1、金屬熱防護系統克服了陶瓷熱防護系統本征脆性、吸濕及抗沖擊能力差的缺陷，具有大尺寸、可重復使用、全壽命周期成本低的突出優(yōu)勢，是可重復使用航天器次高溫區(qū)大面積被動防熱首選防熱系統。金屬熱防護系統主要由三部分組成：金屬蜂窩夾芯蓋板結構、多層反射隔熱結構和筒狀連接結構，該系統的結構可靠性和綜合隔熱能力關系到全機熱防護系統的使用壽命和運載器的安全飛行，故本文的研究工作主要是針對熱防護系統典型金屬蜂窩夾芯蓋板結構進行常溫和高溫下的力學性能和微觀組織

2、的研究，利用有限元法分析結構在熱力耦合作用下的溫度場、應力場和位移場，分析金屬熱防護系統子結構—多層反射隔熱結構隔熱性能的主要影響因素及隔熱效率，優(yōu)化設計多層反射隔熱結構。
　　首先研究了金屬蜂窩夾芯蓋板結構的常溫和高溫力學性能，及高溫合合金材料的原始組織結構以及在高溫時效過程中演變規(guī)律，通過實驗研究確定：該結構具有優(yōu)良的高溫力學性能，在900℃的高溫，極限拉伸強度為9.3Mpa，最大延伸率為36％，可以有效地吸收能量，延緩熱防護

3、系統的失效過程；在900℃時效30個小時過程中，釬焊區(qū)中的脆性相及金屬間化合物逐漸減少，固溶體逐漸長大，直到釬焊區(qū)完全變?yōu)楣倘荏w，可見金屬蜂窩夾芯結構在長時間高溫條件下，組織結構的變化有利于結構的力學性能的提高。
　　利用有限元分析軟件Ansys11.0來研究金屬熱防護系統在熱力耦合作用下的溫度場、應力場和位移場。由于結構具有幾何、材料和載荷的對稱性特征，故建立了金屬熱防護系統的四分之一有限元分析模型。為了保證分析精度，建立的有限

4、元模型完全模擬出系統結構的真實細節(jié)。采用間接法進行熱力耦合分析，即先通過瞬態(tài)熱分析研究結構的瞬態(tài)溫度變化，然后在結構分析中把溫度作為熱載荷施加在有限元模型上。具體分析步驟為：首先根據石墨平板爐熱評價的試驗條件對金屬熱防護系統進行有限元分析，然后把計算結果與實驗數據進行比較，在一定誤差范圍內驗證了計算模型的正確性；其次采用航天器再入實際載荷條件，建立相同的有限元物理模型分析了結構金屬熱防護系統的瞬態(tài)溫度場、最大變形量及最大應力。最后得出本

5、文研究的金屬熱防護結構可以滿足使用要求，在溫度載荷和壓力的耦合作用下，可以有效地阻擋熱量向機體的傳遞，在整個升溫歷程中，機體溫度只升高了6.8℃，金屬熱防護結構與陶瓷防熱瓦之間應至少預留3.1mm的膨脹空間，整體結構最大等效應力為93.5MPa，遠小于材料屈服應力590MPa，最大應力點發(fā)生在連接柱與蜂窩夾芯蓋板結構的相交處。
　　分析了多層反射隔熱結構的隔熱機理，以及影響多層反射隔熱結構隔熱性能的主要影響因素和多層反射隔熱結構的

6、隔熱效率，利用Matlab語言編程求解多層反射隔熱結構能量控制方程，采用正交設計四因素三水平方法安排算例，并采用極差和方差分析方法和顯著性分析對計算結果進行綜合分析，得到影響結構隔熱性能的主要因素為：屏間隔熱纖維層的密度和反射屏的發(fā)射率，反射屏個數對隔熱性能也有一定的影響，反射屏間距對隔熱性能的影響不大。得到最優(yōu)多層反射隔熱結構的組成形式為屏間纖維氈密度為96kg/m3、反射屏的間距為3mm、反射屏的個數為4、反射屏的發(fā)射率為0.05，