一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，1)根据高超声速飞行器前舱热防护系统分布局特征，建立热防护系统三维几何模型；2)提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立；3)基于飞行器全弹道再入过程飞行工况，综合考虑热传导和热辐射效应，实现全弹道过程中热防护系统瞬态热分析；4)考虑材料分散性，以材料导热系数和发射率为不确定输入参数，基于区间顶点分析方法，完成弹道过程中热防护系统全弹道温度边界分析。本发明准确、高效预测高超声速飞行器严酷再入环境中前舱热防护系统温度边界，为结构后续的可靠性合理评估与不确定优化设计奠定基础。

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器热分析领域，特别涉及一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法。

背景技术

高超声速飞行器热防护系统是用来保护高超声速飞行器在气动加热环境中免遭烧毁和过热的结构。高速飞行器包括了运载火箭、航天飞船、和其他一些可达临近空间的飞行器。热防护结构是通过隔热和散热措施，来保持高超声速飞行器内壁温度在运行的可承受范围内。对于目前各国正在研制的高超声速航天飞行器而言，热防护系统是关键部件之一，可以保护飞行器在复杂的气动加热环境中安全承载、免遭烧毁和过热。由于不同的飞行器在工作环境中所面临的气动加热情况不同，因此为其服务的防热系统的类型和方案也不相同。

目前，热防护系统可分为烧蚀类和高超声速这两类热防护系统。烧蚀防热系统的机理是利用防热材料在高温下热解后的气化产物对边界的质量引射效应来散热。其最大的优点是安全可靠，适应外部加热变化的能力强，并可承受高热流。其缺点是一次性使用，成本大，并会发生烧蚀变形。而高超声速热防护系统在起飞及再入过程中不发生相变及质量的丢失，同时还能起到承载作用，保护机体内的设备及燃料免受微流星体和空间碎片撞击，在雷雨等恶劣天气也能够安全地完成飞行任务。因此，目前学者们主要研究的对象为拥有诸多优点的高超声速的热防护系统。

高超声速飞行器再入过程中环境恶劣，周围的空气受到压缩并产生巨大的摩擦作用，使飞行器的动能大部分转化为热能。因此，高超声速防热是高超声速技术的难点之一，防热的解决与否关系到高超声速技术的成败。热防护系统的热分析正是基于气动热分析与结构热力学分析来预测高超声速飞行器的温度分布，并为其防热结构选材与设计提供参考依据。

热传导、热辐射是热防护系统的主要传热方式。在传统的热防护系统设计中，材料导热系数、发射率等影响热传导和热辐射的主要参数通常被作为确定量处理，这在一定程度上简化了分析过程，降低了计算工作量，然而由于未能合理考虑不确定性因素的影响，得到的结果通常与实际情况不符。实际问题中，由于生产、制造、测量等过程中的不确定性，使得材料参数往往存在一定的分散性，导热系数和发射率不可避免地具有不确定性。如何准确预计 材料参数分散性对于热传导问题的影响是热防护系统未来精细化设计的必要前提。

另一方面，针对高超声速飞行器热防护系统前舱结构而言，热防护系统的布局一般为头部和迎风面采用碳/碳隔热材料，温度较低的背风面采用柔性隔热毡，其它区域采用刚性陶瓷防热瓦。可知，热防护系统中存在众多材料种类，各类材料参数的不确定性相互耦合传递，不确定效应益发显著。因此，准确预测考虑材料传导系数和发射率不确定性下的高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道热特性界限具有重要的实际工程意义和理论探讨价值。

传统的温度场区间上下界计算方法包括区间泰勒展开、区间摄动展开和蒙特卡洛模拟等方法。其中区间泰勒展开、区间摄动展开应用于热辐射等强非线性问题中存在精度不足的问题，蒙特卡洛模拟存在计算量过大，工程实际问题难以应用的缺陷。因此，寻找一种准确、高效的瞬态温度场边界预测方法，并将其推广并应用于热防护系统等复杂工程对象，是未来高超声速飞行器热防护系统精细化设计中亟待攻克的关键技术之一。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，可以准确、高效预测高超声速飞行器严酷再入环境中前舱热防护系统温度边界，为结构后续的可靠性合理评估与不确定优化设计奠定基础。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，实现步骤如下：

步骤(1)、根据飞行器前舱热防护系统布局特征，建立热防护系统三维几何模型；

步骤(2)、将步骤(1)得到的几何模型转化为有限元模型，提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立；

步骤(3)、基于建立的热防护系统有限元模型，提取前舱热防护系统表面有限元网格信息；

步骤(4)、基于前舱热防护系统表面有限元网格信息和K时刻表面温度，通过气动热计算方法得到K时刻前舱热防护系统表面热流强度，其中K的初始值为1，初始时刻表面温度为环境温度T₀；

步骤(5)、基于K时刻表面热流，综合考虑各类传热方式，通过有限元瞬态热分析获取(K+1)时刻前舱热防护系统的温度场分布；

步骤(6)、提取出热防护系统表面温度，通过气动热计算方法得到(K+1)时刻表面的热流密度；

步骤(7)、循环步骤(4)～(6)，得到全弹道过程前舱热防护系统温度场分布结果；

步骤(8)、考虑材料导热系数和发射率的分散性，以材料导热系数和发射率为不确定输入参数，通过区间顶点分析方法获取不确定输入参数的样本空间，样本空间中样本点为各材料发射率上、下界的组合；

步骤(9)、基于样本空间中样本点，重复步骤(2)～(7)，得到全弹道过程中前舱热防护系统所有样本点下全弹道温度分布；

步骤(10)、筛选出关注位置各时刻温度的最大值和最小值，基于插值方法，通过曲线分别连接各最大值点和最小值点，从而得到全弹道过程前舱热防护系统关注位置弹道过程温度边界时间历程。

其中，所述步骤(1)中，前舱热防护系统根据飞行器再入过程中温度分布的不同，铺层材料和形式也相应不同，整个布局划分为3个区域，其中头部高温区、迎风面高温区铺设碳/碳防热材料，背风面低温区铺设柔性隔热毡，其它区域铺设刚性陶瓷防热瓦。

其中，所述步骤(2)中，利用商用有限元软件，通过软件二次开发功能，提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立。

其中，所述步骤(4)和(6)中，所用气动热计算方法为工程计算方法。

其中，所述步骤(4)中，初始时刻飞行器的高度假设为100km，此时，前舱表面表面温度为此高度下的大气环境温度，为195.081K。

其中，所述步骤(5)中，传热方式为热传导和热辐射。

其中，所述步骤(7)中，全弹道过程共持续1000秒，相邻时刻相隔100秒，共11个时刻点。

其中，所述步骤(8)中，共涉及3种材料，各材料导热系数上界分别为下界分别为各材料发射率上界下界分别为

其中，所述步骤(8)中，样本点数为2⁶。

其中，所述步骤(10)中，插值方法为三次样条插值方法。

本发明的原理主要为：(1)根据高超声速飞行器前舱热防护系统分布局特征，建立热防护系统三维几何模型；(2)提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立；(3)基于飞行器全弹道再入过程飞行工况，综合考虑热传导和热辐射效应，实现全弹道过程中热防护系统瞬态热分析；(4)考虑材料分散 性，以材料导热系数和发射率为不确定输入参数，基于区间顶点分析方法，完成弹道过程中热防护系统全弹道温度边界分析。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明提供了高超声速机翼非概率气动结构耦合优化设计的新思路，利用气动热工程计算方法替代了CFD计算，大大提高了计算效率，同时优化分析过程无需进行气动和结构模型间的数据传递，避免了传递过程中造成的精度损失，另外考虑了实际工程中加工误差、材料分散性等对优化结果的影响，从而实现了高超声速机翼在高可靠性前提下的精细化设计，大大提高机翼性能和安全性。

附图说明

图1为本发明的方法实现流程图；

图2为本发明所针对的前舱热防护系统布局及几何模型示意图，其中，1为碳/碳防热材料，2为刚性陶瓷防热瓦，3为柔性隔热毡；

图3为本发明所针对的高超声速飞行器前舱热防护系统有限元模型示意图；

图4为本发明所针对的高超声速飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界时间历程。

具体实施方式

下面结合附图以及具体实施方式进一步说明本发明。

如图1所示，本发明提出了一种飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，具体包括以下步骤：

步骤(1)、根据高超声速飞行器前舱热防护系统典型布局特征，建立热防护系统三维几何模型，其中头部、迎风面等高温区铺设碳/碳防热材料，背风面低温区铺设柔性隔热毡，其它区域铺设刚性陶瓷防热瓦。因此，前舱热防护系统共涉及到3种材料；

步骤(2)、通过大型有限元分析软件ANSYS将步骤(1)得到的几何模型转化为有限元模型，包括划分有限元网格、设置单元类型、定义材料参数、施加边界条件、添加辐射效应单元等；此外，通过软件二次开发功能，提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立；

步骤(3)、基于步骤(2)建立的前舱热防护系统有限元模型，提取前舱热防护系统表面有限元网格信息，包括网格节点编号，坐标信息等；

步骤(4)、基于步骤(3)得到的前舱热防护系统表面有限元网格信息和K时刻表面温度，通过气动热工程计算方法快速得到K时刻前舱热防护系统表面热流强度，其中K的初始值为1，初始时刻飞行器的高度可假设为100km，此时，前舱表面表面温度为此高度下的大气环境温度，为195.081K；

步骤(5)、基于K时刻表面热流，综合考虑热传导和热辐射效应，通过有限元瞬 态热分析获取(K+1)时刻前舱热防护系统的温度场分布；

步骤(6)、提取出热防护系统表面温度，通过气动热工程计算方法得到(K+1)时刻表面各网格节点处热流密度；

步骤(7)、循环步骤(4)～(6)，得到全弹道过程前舱热防护系统温度场分布结果，若弹道过程持续1000秒，可相邻时刻相隔100秒，共11个时刻点，从而得到全弹道过程前舱热防护系统温度时间历程曲线；

步骤(8)、考虑材料导热系数和发射率的分散性，以材料导热系数和发射率为不确定输入参数，通过区间顶点分析方法获取不确定输入参数的样本空间，本发明中共涉及3种材料，考虑材料分散性，碳/碳防热材料，柔性隔热毡，刚性陶瓷防热瓦的导热系数上界分别为下界分别为发射率上界分别为下界分别为样本空间中样本点为各材料导热系数和发射率上、下界的组合，样本点数为2⁶；

步骤(9)、基于样本空间中样本点，重复步骤(2)～(7)，得到全弹道过程中前舱热防护系统所有样本点下全弹道温度分布；

步骤(10)、筛选出关注位置各时刻温度的最大值和最小值，基于插值方法，通过样条曲线分别连接各最大值点和最小值点，从而得到全弹道过程前舱热防护系统关注位置弹道过程温度边界时间历程。选取前舱热防护系统内表面为关注位置，分别给出了3个分区内表面最高温度界限全弹道历程曲线。

为更充分地了解该发明的特点及其对工程实际的适用性，本发明针对如图2所示的类似于美国X-37B空天飞机外形的高超声速飞行器前舱热防护系统进行全弹道温度边界的预测。本实施例基于如图2所示的几何外形，提取各材料导热系数和发射率为特征参数，完成以特征参数为驱动的前舱热防护系统有限元模型参数化建立，如图3所示。本实施例中各材料参数的分散性如表示，包括导热系数λ₁，λ₂，λ₃和发射率ε₁，ε₂，ε₃的中心值和偏差系数。

表1

在此基础上，本实施例利用本发明公开的方法，计算热防护系统全弹道温度边界，得到 整个热防护系统内表面最高温度边界随时间变化历程，如图4所示。

综上所述，本发明提出了一种飞行器前舱热防护系统全弹道温度边界预测方法，该方法针对典型高超声速飞行器前舱热防护系统，结合飞行器再入过程全弹道数据和气动热工程计算方法，采用耦合传热方法，考虑了流体流动和结构传热之间的相互影响，实现了全弹道过程中气动热和结构温度场的准确计算。同时，该方法充分考虑了各材料参数分散性，引入区间顶点分析方法，实现了高超声速飞行器热防护系统全弹道温度边界准确、高效预测，为后续的热防护系统优化设计打下了坚实的基础。

以上仅是本发明的具体步骤，对本发明的保护范围不构成任何限制；其可扩展应用于高超声速机翼优化设计领域，凡采用等同变换或者等效替换而形成的技术方案，均落在本发明权利保护范围之内。

本发明未详细阐述部分属于本领域技术人员的公知技术。