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空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)是保證空天飛機(jī)在發(fā)射、飛行以及返回過程中不會(huì)因?yàn)闅鈩?dòng)加熱而破壞并可重復(fù)使用的保護(hù)系統(tǒng)，它的設(shè)計(jì)與制造是空天飛機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)之一�？仗祜w機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)與機(jī)體結(jié)構(gòu)之間的相互連接由連接結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，主要用于安裝固定隔熱結(jié)構(gòu)和傳遞隔熱結(jié)構(gòu)的載荷，包括膠接連接和機(jī)械連接兩大類。
熱防護(hù)系統(tǒng)除了承受局部氣動(dòng)載荷之外，還具有一定承受和傳遞機(jī)體總體載荷的能力，因此在機(jī)械連接區(qū)往往呈現(xiàn)出復(fù)雜的載荷狀況：一方面是由于溫度的提升引起的熱載；另一方面是由于載荷傳遞引起的力載。兩者相互藕合，所以導(dǎo)致熱防護(hù)系統(tǒng)的連接區(qū)往往成為損傷易發(fā)區(qū)域，國外已報(bào)道了多起由于隔熱結(jié)構(gòu)脫落引起的航天器的損毀事故。因此，對(duì)于連接區(qū)在熱載和力載藕合條件下的強(qiáng)度分析成為影響熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素。本文針對(duì)蜂窩面板式熱防護(hù)系統(tǒng)與機(jī)體連接結(jié)構(gòu)的熱力藕合強(qiáng)度有限元分析進(jìn)行計(jì)算研究，對(duì)于指導(dǎo)空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有參考意義。空天飛機(jī)上應(yīng)用的熱防護(hù)系統(tǒng)可分為主動(dòng)和被動(dòng)兩大類，且它們各自又包括若干種熱防護(hù)結(jié)構(gòu)形式。典型金屬蜂窩面板熱防護(hù)結(jié)構(gòu)及其與機(jī)體的螺栓連接結(jié)構(gòu)如圖所示。
由圖可以看出，金屬蜂窩面板隔熱結(jié)構(gòu)由上下蜂窩面板和中間填充的纖維隔熱層組成。上表面蜂窩面板為鎳基合金，厚度9.2 mm，上下蓋板厚度0.1 mm蜂窩芯壁厚0.05 mm，芯高9 mm，芯尺寸6 mm；下表面蜂窩面板結(jié)構(gòu)尺寸與上表面蜂窩面板一致，其材料為欽合金。內(nèi)部纖維層材料為氧化鋁纖維，纖維層中間等距布置反射屏，纖維隔熱層總厚度為50.8 mm，其中各材料參數(shù)可參考文獻(xiàn)。
蜂窩面板主要靠釬焊將外表面、側(cè)壁、內(nèi)表面、螺栓通道孔等各部分焊接而成，面板與機(jī)體由螺栓連接，邊緣處由Nomex氈實(shí)施密封。蜂窩面板隔熱結(jié)構(gòu)與機(jī)體的連接結(jié)構(gòu)如圖所示。
與隔熱結(jié)構(gòu)相連接的機(jī)體結(jié)構(gòu)主要是蒙皮、隔框或支架。為減輕空天飛機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，其結(jié)構(gòu)材料選用輕質(zhì)耐高溫復(fù)合材料，主要包括：樹脂基復(fù)合材料、金屬基復(fù)合材料、碳基復(fù)合材料和陶瓷基復(fù)合材料等。其中聚酞亞胺樹脂基復(fù)合材料可用于制造航空航天飛行器中各種耐高溫結(jié)構(gòu)部件，由于其具有較高的工作溫度，例如：HT3/BMP316碳纖維增強(qiáng)聚酞亞胺樹脂基材料的有效工作溫度可以達(dá)到310℃。因此，作為空天飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的基材可用于蒙皮、隔框等構(gòu)件。本文中的機(jī)體結(jié)構(gòu)均采用HT3/BMP316碳纖維增強(qiáng)聚酞亞胺樹脂基材料。
熱防護(hù)系統(tǒng)連接結(jié)構(gòu)的熱載分析是計(jì)算空天飛機(jī)再入過程中連接區(qū)結(jié)構(gòu)的溫度場(chǎng)以及由溫度引起的結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力。由于連接區(qū)是金屬與復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu)，損傷以復(fù)合材料為主，因此復(fù)合材料構(gòu)件的熱載及熱應(yīng)力分析為本文研究的重點(diǎn)，其內(nèi)容包括：建立分析模型、獲取邊界條件、溫度場(chǎng)計(jì)算和熱應(yīng)力分析等。
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