论文部分内容阅读
摘 要：基于有限元方法，对头罩结构进行传热计算分析，得到其温度载荷分布;将温度载荷施加于头罩结构分析模型，进行结构热应力计算和分析。热应力分析结果为某型靶机方案论证提供了一定的数据支撑，也为后续设计阶段奠定了一定基础。
关键词：靶机;有限元;传热;热应力
0 引言
飞行器在超声速飞行时会产生剧烈的气动热，使头罩结构温度升高并产生较大的温度梯度，引起膨胀而产生较大的结构热应力[1-2]，特别是头罩顶端区域，从而对结构强度会产生较大的影响。因此，在超声速飞行器方案论证和设计阶段，需要分析气动热对结构的影响，并采取隔热、加强结构或使用新型材料等措施解决气动热带来的问题。
某型靶机需要进行超声速巡航，因此，有必要对其进行结构热应力分析，以评估其强度是否满足要求。某型靶机机身结构如图1所示，包括圆锥头罩和圆柱机身两部分。
本文应用有限元计算方法，在MSC.PATRAN软件中对头罩结构进行有限元建模，然后使用MSC.NASTRAN软件对结构进行传热计算分析，得到结构的温度分布数据;利用该结果数据在MSC.PATRAN软件中建立温度场，并施加在结构模型上，使用MSC.NASTRAN软件进行热应力计算分析。
1 有限元计算模型
考虑到对称性，对头罩1/4的结构划分有限元网格并进行计算分析即可。头罩1/4结构的有限元分析模型如图2和图3所示，其网格划分使用Hex8网格。
蒙皮的材料选择硬铝合金，其材料属性如表1所示。由于热导率和热膨胀系数都是随温度变化而变化的，但在20～150 ℃内其值变化较小，所以表1中的热导率和热膨胀系数均取其平均值。
在0°攻角、Ma为1.5的飞行状态下，设置靶机表面为绝热条件，使用稳态流场CFD计算，得到靶机的表面温度分布云图，如图4所示。从图中可以看到，靶机表面温度最高为416 K，即143 ℃，平均温度在140 ℃左右。
头罩传热分析的边界条件主要是给定蒙皮内、外表面的温度或与外界的换热情况。蒙皮内、外表面与空气的传热都是通过对流换热进行的，但本文对其做了一定的简化。蒙皮外表面的边界温度，使用超声速表面绝热条件下CFD计算的壁面空气温度，即143 ℃。对于蒙皮内表面的边界条件，给定壁面与空气的自然对流系数及空气温度。张靖周等编著的《传热学》[3]给定的自然对流系数范围一般在1.0～10.0 W/（m2·K），本文取其中间值5.0 W/（m2·K）;内部空气温度取20 ℃。
结构热应力分析的约束主要是横向对称面约束，以及为限制刚体运动而在圆锥横截面设置的纵向位移约束;其载荷是温度场载荷。头罩结构的约束和载荷如图5所示。
2 头罩的传热计算和分析
头罩结构的温度分布在蒙皮法向上是均匀一致的，所以下面只给出了头罩结构顶端区域温度分布云图，以便于直接观察，如图6所示。温度梯度的最大值为96.2 ℃/mm，如图7所示，在头罩顶端内表面区域，主要由于头罩顶端的曲率半径较小。
3 头罩的热应力计算和分析
图8至图12是头罩结构的热应力计算结果云图。
计算结果表明，由温度差引起的结构最大应力为176 MPa，在头罩顶端内表面区域，如图8和图9所示，这是因为此区域的曲率半径较小导致其温度梯度值较大，致使此处的自由膨胀受限程度较大而引起较大的热应力。最大应力小于抗拉强度425 MPa，说明强度满足要求。
头罩结构的最大位移为0.783 mm，在头罩顶端，如图10所示，这是由于为限制刚体运动，而在头罩末端表面设置了轴向位移约束。
头罩结构的径向和轴向最大位移分别为0.132 mm和0.783 mm，分别在头罩末端区域和头罩顶部，如图11和图12所示;其值仅是头罩最大半径101.9 mm的1.30%和头罩轴向长度592.7 mm的1.32%，所以，其相对变形量是非常小的。
4 结语
本文应用有限元计算方法，对某型靶机头罩结构进行了建模、传热分析和结构热应力分析。计算结果表明，结构强度还有较大的剩余，结构变形量较小，可满足1.5Ma数的超声速飞行要求。本文的结构热应力计算分析结果为某型靶机方案论证提供了一定的数据支撑，也为后续设计阶段奠定了一定基础。
本文在边界条件上有待进一步的改进和完善。后续工作中，可進行非稳态传热研究，以得到更为全面和详细的结果。
[参考文献]
[1] 范绪箕.高速飞行器热结构分析与应用[M].北京：国防工业出版社，2009.
[2] 余旭东，葛金玉，段德高，等.导弹现代结构设计[M].北京：国防工业出版社，2007.
[3] 张靖周，常海萍.传热学[M].北京：科学出版社，2009.
收稿日期：2021-04-30
作者简介：辛尊（1986—），男，安徽太和人，工程师，主要从事飞机总体设计和结构设计分析等工作。
关键词：靶机;有限元;传热;热应力
0 引言
飞行器在超声速飞行时会产生剧烈的气动热，使头罩结构温度升高并产生较大的温度梯度，引起膨胀而产生较大的结构热应力[1-2]，特别是头罩顶端区域，从而对结构强度会产生较大的影响。因此，在超声速飞行器方案论证和设计阶段，需要分析气动热对结构的影响，并采取隔热、加强结构或使用新型材料等措施解决气动热带来的问题。
某型靶机需要进行超声速巡航，因此，有必要对其进行结构热应力分析，以评估其强度是否满足要求。某型靶机机身结构如图1所示，包括圆锥头罩和圆柱机身两部分。
本文应用有限元计算方法，在MSC.PATRAN软件中对头罩结构进行有限元建模，然后使用MSC.NASTRAN软件对结构进行传热计算分析，得到结构的温度分布数据;利用该结果数据在MSC.PATRAN软件中建立温度场，并施加在结构模型上，使用MSC.NASTRAN软件进行热应力计算分析。
1 有限元计算模型
考虑到对称性，对头罩1/4的结构划分有限元网格并进行计算分析即可。头罩1/4结构的有限元分析模型如图2和图3所示，其网格划分使用Hex8网格。
蒙皮的材料选择硬铝合金，其材料属性如表1所示。由于热导率和热膨胀系数都是随温度变化而变化的，但在20～150 ℃内其值变化较小，所以表1中的热导率和热膨胀系数均取其平均值。
在0°攻角、Ma为1.5的飞行状态下，设置靶机表面为绝热条件，使用稳态流场CFD计算，得到靶机的表面温度分布云图，如图4所示。从图中可以看到，靶机表面温度最高为416 K，即143 ℃，平均温度在140 ℃左右。
头罩传热分析的边界条件主要是给定蒙皮内、外表面的温度或与外界的换热情况。蒙皮内、外表面与空气的传热都是通过对流换热进行的，但本文对其做了一定的简化。蒙皮外表面的边界温度，使用超声速表面绝热条件下CFD计算的壁面空气温度，即143 ℃。对于蒙皮内表面的边界条件，给定壁面与空气的自然对流系数及空气温度。张靖周等编著的《传热学》[3]给定的自然对流系数范围一般在1.0～10.0 W/（m2·K），本文取其中间值5.0 W/（m2·K）;内部空气温度取20 ℃。
结构热应力分析的约束主要是横向对称面约束，以及为限制刚体运动而在圆锥横截面设置的纵向位移约束;其载荷是温度场载荷。头罩结构的约束和载荷如图5所示。
2 头罩的传热计算和分析
头罩结构的温度分布在蒙皮法向上是均匀一致的，所以下面只给出了头罩结构顶端区域温度分布云图，以便于直接观察，如图6所示。温度梯度的最大值为96.2 ℃/mm，如图7所示，在头罩顶端内表面区域，主要由于头罩顶端的曲率半径较小。
3 头罩的热应力计算和分析
图8至图12是头罩结构的热应力计算结果云图。
计算结果表明，由温度差引起的结构最大应力为176 MPa，在头罩顶端内表面区域，如图8和图9所示，这是因为此区域的曲率半径较小导致其温度梯度值较大，致使此处的自由膨胀受限程度较大而引起较大的热应力。最大应力小于抗拉强度425 MPa，说明强度满足要求。
头罩结构的最大位移为0.783 mm，在头罩顶端，如图10所示，这是由于为限制刚体运动，而在头罩末端表面设置了轴向位移约束。
头罩结构的径向和轴向最大位移分别为0.132 mm和0.783 mm，分别在头罩末端区域和头罩顶部，如图11和图12所示;其值仅是头罩最大半径101.9 mm的1.30%和头罩轴向长度592.7 mm的1.32%，所以，其相对变形量是非常小的。
4 结语
本文应用有限元计算方法，对某型靶机头罩结构进行了建模、传热分析和结构热应力分析。计算结果表明，结构强度还有较大的剩余，结构变形量较小，可满足1.5Ma数的超声速飞行要求。本文的结构热应力计算分析结果为某型靶机方案论证提供了一定的数据支撑，也为后续设计阶段奠定了一定基础。
本文在边界条件上有待进一步的改进和完善。后续工作中，可進行非稳态传热研究，以得到更为全面和详细的结果。
[参考文献]
[1] 范绪箕.高速飞行器热结构分析与应用[M].北京：国防工业出版社，2009.
[2] 余旭东，葛金玉，段德高，等.导弹现代结构设计[M].北京：国防工业出版社，2007.
[3] 张靖周，常海萍.传热学[M].北京：科学出版社，2009.
收稿日期：2021-04-30
作者简介：辛尊（1986—），男，安徽太和人，工程师，主要从事飞机总体设计和结构设计分析等工作。