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1、2007年2月中国空间科学技术第1期CHINESESPACESCIENCEANDTECHNOLOGY高超声速飞行器热防护系统尺寸优化设计徐超张铎(西北工业大学,西安710072)摘要以热防护系统厚度方向几何尺寸为设计变量,热防护结构质量为优化目标函数,以航天器主结构温度极值为约束条件建立了优化模型。采用外部调用NASTRAN进行非线性瞬态有限元热分析,应用复合形法作为优化工具进行全局寻优。针对该问题结构几何形状是变量的特点,采用文件接口的方法实现了设计变量与有限元模型的关联以及有限元分析结果与优化工具的数据交换。关键词防热结构尺寸最优设计航天器1引言航天器入轨或返
2、回地面,要穿越大气层,尤其在返回段将遭受严重的气动加热作用,需要热防护系统以保护主结构及内部设备的实际使用温度在许可的范围之内。一般说来,热防护系统绝热层厚度越大,热防护能力越好;但是另一方面,厚度增加带来的结构质量增加大大降低了飞行器的总体性能,因此对热防护系统进行尺寸优化设计以获得合适的热防护系统厚度就具有重要的意义。文献[1]应用参数化方法对先进金属板、陶瓷毯以及陶瓷瓦式3种热防护系统进行了质量评估研究,表明毯式热防护系统在其使用温度范围内较其他结构方案具有最小的质量。文献[2]应用确定性方法与可靠性优化相结合的方法对可重复使用运载器贮箱壁及其绝热层厚度进行
3、了优化设计研究,但计算耗费较大。大型通用有限元程序如NASTRAN,ABAQUS等具有较强热分析功能,但是却不具备进行基于热分析的形状尺寸优化设计能力。因此考虑利用这些工具强大的有限元分析能力,并使其与高效优化算法相结合以实现热防护系统的尺寸优化设计。本文建立了以NASTRAN非线性瞬态有限元热分析为基础,以复合形法作优化算法的高超声速飞行器热防护系统尺寸优化工程方法,算例表明该方法应用于热防护系统优化设计具有计算简单、高效的特点,具有一定的工程价值。2尺寸优化设计方法211陶瓷热防护系统结构目前陶瓷(毯、瓦)热防护系统研究较多,且在美国航天飞机上得到了实际工程应
4、用,因此本文以其作为研究对象。陶瓷热防护系统通常最外部为辐射涂层,中间为隔热材料构成的绝热层,通过粘合胶与主结构胶接成一体,如图1所示。对刚性陶瓷瓦结构而言,还需应变隔离层以缓解热应力。上述各层中,绝热层厚度相对较大,起到主要的防热、隔热作用。另外,实际应用中为减小热应力,通常将热防护系统分隔成有一定间隙的块状板安装在飞行器主结构表面上,并用绝热材料填充板间间隙以防止热气流渗入。收稿日期:2005206223。收修改稿日期:200520921365中国空间科学技术2007年2月图1一般热防护系统结构示意图212有限元热分析在对热防护结构进行传热分析中采用了以下基本
5、假设:1)在热防护系统中,沿结构外表面平面两个方向的温度梯度很小,忽略其影响,而假设热在热防护系统中只沿厚度方向传输,即简化为一维传热问题;2)外部涂层以及胶层厚度与绝热层厚度相比较很薄,在实际分析中,认为这两层在厚度方向温度梯度为零,即不考虑其热阻,但是要考虑其热容;3)忽略主结构壁厚方向温度梯度,但是考虑其热容能力;4)热防护系统在初始时刻温度同周围环境相同,认为室温初始条件。根据假设1),热防护系统的传热问题可以简化为一维非稳态传热过程。同时考虑热防护系统绝热层隔热材料的热属性随温度而变化,该问题也是一个非线性问题。设瞬态温度场分布为[3]<(x,t),该问
6、题用方程描述为99<9<λ(<)=ρc(<)(1)9x9x9t式中λ(<)为导热系数;ρ为材料密度;c(<)为比热容;t为时间;x为厚度方向坐标。对方程(1)进行离散,建立传热分析有限元方程为·C<+K<=P(2)·式中C是热容矩阵,K是热传导矩阵,P是温度载荷列阵,<和<分别是结点温度列阵和结点温[4]度对时间的导数矩阵,用Newmark法结合Newton2Raphson方法求解式(2),即可得到有限元模型各个节点每一瞬时的温度。根据假设2)、3),在对热防护系统建立有限元模型时,可将外部涂层、胶层及飞行器主结构壁用零维集中热容单元代表,指定各个单元的热容属性,
7、不参与优化设计。而把绝热材料层用一维热传导单元描述,对其总厚度进行优化设计。根据假设4)指定有限元热分析的初场,而边界条件可以根据计算工况的不同而单独指定,本文算例中边界条件为施加外部热流,同时考虑外表面辐射涂层的热辐射作用。另外,热防护系统以单独子板方式粘结在主结构上,在子板面积不大的情况下,可以认为外部热载荷在该块子板上处处相同。下文如无特别说明,都是针对单独子板而言的。213尺寸优化模型以热防护系统的绝热材料层总厚度尺寸为设计变量,设为L。热防护系统的总质量占飞行器总结构质量的相当一部份比例,对飞行器的总体性能有明显影662007年2月中国空间科学技术响,因
8、此以热防护
