2006年6月强度与环境 Jue.2006 第33卷第2期STRUCTURE & ENVIRONMENT ENGINEERING V ol.33, No.2
沈玲玲 吕国志 姚磊江
（西北工业大学航空学院，西安 710072）
摘 要：可重复使用的空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析可为结构设计、选材等提供参考依
据。本文针对全C/SiC复合材料襟翼结构，考虑传导与辐射耦合换热，建立了其再入过程热分析的有 可贵的沉默教学实录
限元模型。由有限元计算结果的分析发现：辐射换热在整个温度场中起主导作用，并且对于采用防热 －结构一体化设计的可重复使用的空天飞行器，C/SiC是比较理想的结构材料。
关键词：空天飞行器；热分析；有限元；辐射；C/SiC
中图分类号：V214 文献标识码：A文章编号：1006-3919(2006)02-0017-06全国污染源普查条例
Thermal analysis of the primary hot structure for
抠像
re-entry space vehicle
SHEN Ling-ling LV Guo-zhi YAO Lei-jiang
(Aviation School，NorthWestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)
Abstract：The thermal analysis of the primary hot structure is necessary to the structure design and material selection for re-entry space vehicle. The finite element model, considering the coupled conduction-radiation heat transfer, was established for the thermal analysis of the all-ceramic body flap. It is found that the radiation heat transfer has dominant influence on the temperature distribution. It could be conclude that the carbon fiber reinforced silicon carbide (C/SiC) is an ideal material for the primary hot structure of re-entry space vehicle.
Key words: re-entry space vehicle；thermal analysis；finite element；radiation；C/SiC
1 前言
可重复使用空天飞行器是新一代天地往返运输系统的发展方向，对于降低空间运输成本具有重要的意义。空天飞行器设计中，防热结构与材料是其中的关键技术之一。防热－结构一体化设计，要求未来空天飞行器的关键热结构能够同时满足防热和承载的需要，即要求材料在高温下仍具有良好的性能。
新型的碳纤维增韧碳化硅基（C/SiC）复合材料在高温下具有较高的比
收稿日期：2005-07-20；修回日期：2005-08-12
基金项目：航空基金（04B53012）和国家自然科学基金（10372081）
作者简介：沈玲玲(1980-) ，女，硕士，研究方向：人机环境；（710072）西安市西北工业大学753信箱.
18 强 度 与 环 境 2006年 强度、良好的断裂韧性、疲劳性能及抗蠕变能力，在高温下服役不需要另外的热防护措施，能 够节约结构重量，提高重复使用能力和性能。因此C/SiC 陶瓷基复合材料成为可重复使用空天飞行器关键热结构的主要候选材料之一。
空天飞行器再入大气层时，强烈的气动加热所产生的温度很高，而且持续时间也很长，因此为了保证空天飞行器关键结构的安全，必须进行结构的热分析。结构热分析的意义主要体现在两点：一为预测温度分布，为结构防热设计、结构设计、选材、许用值等提供参考依据；二为材料、构件及结构的验证试验设计提供依据。
国外已有很多国家对再入空天飞行器的热分析作了很多相关的研究。美国NASA 对x-38 襟翼结构的热分析中，考虑了所有面上的局部热流量，襟翼内部三维热辐射交换，也包括了伴随着陶瓷基复合材料
（CMC ）结构内部正交各向异性热传导造成的运载器底部与外部空间的辐射交换。由此计算出由于气动加热，迎风面温度在t=1200s 时达到最高[1][2]。而在国内对这方面的研究还很少，尤其是对空天飞行器热分析考虑辐射的研究。所以，本文在借鉴国外相关资料的基础上，对相关课题中给出的襟翼结构进行有限元热分析，着重考虑辐射换热的影响。 2 襟翼结构
本文选取的研究对象是空天飞行器的典型关键热结构——襟翼。襟翼结构的主要功能之一是再入时增加空天飞行器的阻力以降低再入过程中的飞行速度，因此除了气动载荷外，襟翼承受的超高温环境对结构材料也提出了很高的要求。因此襟翼选用耐高温的C/SiC 复合材料。
原襟翼结构一般较复杂，为便于计算分析和比较，在有限元建模时简化了模型，忽略操纵接头、悬挂接头、角盒等的影响，其它结构如蒙皮、梁、肋片都按实际情况模拟，如图1所示。
图1 襟翼结构的简化模型
简化的襟翼结构模型迎风面蒙皮尺寸：670mm ×500mm ；背风面蒙皮：680mm ×500mm ；梁：86mm ×500mm ；右侧面：20mm ×500mm 。该模型有两个封闭腔。在背风面蒙皮上有个操纵接头与机身相连，梁上有两个悬挂接头也与机身连接，在简化模型中忽略。
3 襟翼热分析巡回法庭
3.1假设条件
在对襟翼结构进行热分析前作如下假设：
蒙皮（背风面）
剩女的黄金时代蒙皮（迎风面）
肋片
梁
右侧面
第33卷第2期 沈玲玲等 空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析 19
(1) 二维C/SiC 复合材料具有正交各向异性特性。但由于缺乏各个方向的材料数据，故在有限元模型中对于C/SiC 复合材料定义为各向同性材料;
(2) 各向同性的灰体介质，热辐射率取为0.85。
(3) 等温假设：单元温度表面相等同时不考虑沿厚度方向的温度变化。
(4) 表面辐射热流量为常数。
3.2 襟翼结构热传递
热传递有三种基本方式：传导、对流和辐射。传统飞行器的热分析一般不考虑辐射，而对于这种采用防热－结构一体化设计的可重复使用的空天飞行器，由于再入过程中受到强烈的气动加热，这时辐射传热几乎占主导作用，所以本文的热分析主要考虑有对流边界存在的传导和辐射的耦合换热。
具体而言，襟翼结构存在如下几种热传递方式：
(1) 襟翼迎风面给定一个较高的热流密度，在迎风面和背风面形成的封闭腔内考虑辐射。
(2) 迎风面和背风面突出的部分形成的一个半封闭腔也考虑辐射换热。
(3) 迎风面，背风面，肋片以及右侧面考虑对外部空间的辐射。梁是与机身相连，所以不考虑对外辐射。
(4) 考虑襟翼背风面、肋片、梁及右侧面结构的热传导。
(5) 背风面，肋片以及右侧面也有对外部空间的对流换热。梁与机身相连，也不考虑对外界的对流。
3.3 襟翼结构有限元模型
考虑结构的对称性，又由于结构所受的气动加热也是均匀分布在迎风面上的，为了简化计算，提高运算速度，本文只取结构的一半模型进行有限元分析。
由于辐射计算方程是非线性的，它的辐射角系数计算对硬盘空间的要求很高，如果网格密度过粗，计算精度可能达不到要求，而网格过细，往往计算时间很长，有时还由于硬件问题无法计算下去。为了选取一个合适的网格密度，对襟翼结构分别取了网格长度为0.2m,0.1m,0.075m,0.05m,0.025m,0.02m,0.01m 进行有限元计算，比较发现网格密度取为0.2m~0.025m 时计算精度逐渐提高，而且计算时间也能接受。当取为0.025m~0.01m 时计算精度几乎没有明显提高了，但是计算时间非常久，考虑综合因素，对襟翼结构的网格密度取为0.025m 。襟翼有限元模型如图2所示。
图2 襟翼有限元模型
3.4 计算分析
根据文献[3]，腔内传热主要是个传导和辐射耦合的换热过程，其方程可表示为：
Q )q ()(t
c r +∇+∇⋅∇=∂∂ΤκΤρ (1)
20 强 度 与 环 境 2006年 其中ρ表示材料的密度，对于C/SiC 为2.1g/cm 3；c 表示比热容，对于C/SiC 为1000 J/(kg·K)-1；k 表示热传导系数；T 表示温度；t 表示时间；r q 表示热辐射流量；Q 表示内热源。
在热分析中，Q 取为零，无内热源，襟翼只考虑受到强烈的气动加热，在迎风面形成一个较高的随时间变化的热流密度，热流密度取为2502kw/m －7002kw/m ，如图3。襟翼结构的C/SiC 复合材料的热传导系数K 由实验测得，随温度的变化而变化，其曲线如图4所示。
图3 热流密度随时间变化曲线 图4 热传导系数随温度变化曲线
对流边界条件满足牛顿公式
)T T (h q amb w −= (2)
式中q 是热流密度；h 是对流换热系数，对流系数的确定很重要，由传导和对流的导热公式假定了一个数值，然后用小型的有限元模型进行验证，最后得出对流系数为500比较合适；w T 是襟翼结构壁面温度；amb T 是空间环境温度。
襟翼结构表面与外部空间的辐射换热边界条件满足方程
)T T (View q 4amb e 4e e fac αεσ−⋅= (3)
式中σ是Stefan-Boltzmann 常数，通常取为5.668428k m /w 10−×；fac View 灰体与空间的辐射
换热角系数，根据角系数定义，这里的fac View 取为1.0；e ε是热辐射率；e α是吸收率，
（通常情况下e ε=e α）；amb T 是空间环境温度，这里取为20 0C 。
4 结果分析与讨论
空天飞行器再入过程中，襟翼结构受到强烈的气动加热，热载荷现象严重。本文采用PATRAN/NASTRAN 进行有限元分析，分别计算了襟翼结构在不考虑辐射、仅受传导和对流边界影响时的温度分布以及考虑辐射、三种传热方式同时存在的温度分布，通过对比两者的结果分析辐射对空天飞行器传热的影响。图5，图7是有限元模型的温度分布图，图6，图8绘制了温度最高的节点在不同时间下的温度变化曲线。
第33卷第2期沈玲玲等空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析21
图5 不考虑辐射迭代结束time=870s的温度分布图6 不考虑辐射节点434温度变化曲线
西藏历史
图7 考虑辐射迭代结束time=972.5s的温度分布图8 考虑辐射节点562温度变化曲线
对上面四图进行分析得出：
不考虑辐射时，襟翼迎风面的最高温度大致在蒙皮中心位置，竟达到40700O C，这于实际情况严重不符。而在背风面温度几乎达到了环境温度，最低是28.7O C。由图6看出，最高温度节点随热流密度的增加持续上升，当热流密度逐渐降低时，温度还是继续增加，直到热流密度为零。
考虑辐射，襟翼迎风面温度达到基本不变时最高温度是1330O C，由图7可以看出，温度最高点的位置位于迎风面上，但由于辐射的存在，最高温度比图5中最高温度低了很多，这说明辐射传热更有利于热量传递。在背风面温度也达到了最低，但并不是如图5那样都达到最低，背风面接近中肋一侧的温度沿着横向位置到边肋一侧，温度逐渐下降，最低达到49O C。由图8对温度最高点的温度变化进行分析，该点温度从t=0s时随着热流密度的增加温度急速上升，在t=200s时热流密度最大为700kw/m2时，温度达到了最大值1720O C，而后随着热流密度逐渐下降至250kw/m2，该点温度也持续降低最后基本达到不变。这个状态下的温度比不考虑辐射的温度要小很多，与实际情况还比较吻合。
NASA兰利研究中心对高速民用运输机的机翼也做过类似的研究，分别就机翼内部考虑和
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