某型靶機(jī)頭罩結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力分析

引言

飛行器在超聲速飛行時(shí)會(huì)產(chǎn)生劇烈的氣動(dòng)熱,使頭罩結(jié)構(gòu)溫度升高并產(chǎn)生較大的溫度梯度,引起膨脹而產(chǎn)生較大的結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力[2-2],特別是頭罩頂端區(qū)域,從而對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度會(huì)產(chǎn)生較大的影響。因此,在超聲速飛行器方案論證和設(shè)計(jì)階段,需要分析氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)的影響,并采取隔熱、加強(qiáng)結(jié)構(gòu)或使用新型材料等措施解決氣動(dòng)熱帶來(lái)的問(wèn)題。

某型靶機(jī)需要進(jìn)行超聲速巡航,因此,有必要對(duì)其進(jìn)行結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力分析,以評(píng)估其強(qiáng)度是否滿足要求。某型靶機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)如圖2所示,包括圓錐頭罩和圓柱機(jī)身兩部分。

圖1某型靶機(jī)機(jī)身輪廓結(jié)構(gòu)

本文應(yīng)用有限元計(jì)算方法,在MSC.PATRAN軟件中對(duì)頭罩結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元建模,然后使用MSC.NASTRAN軟件對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行傳熱計(jì)算分析,得到結(jié)構(gòu)的溫度分布數(shù)據(jù):利用該結(jié)果數(shù)據(jù)在MSC.PATRAN軟件中建立溫度場(chǎng),并施加在結(jié)構(gòu)模型上,使用MSC.NASTRAN軟件進(jìn)行熱應(yīng)力計(jì)算分析。

1有限元計(jì)算模型

考慮到對(duì)稱性,對(duì)頭罩1/4的結(jié)構(gòu)劃分有限元網(wǎng)格并進(jìn)行計(jì)算分析即可。頭罩1/4結(jié)構(gòu)的有限元分析模型如圖2和圖3所示,其網(wǎng)格劃分使用Hex8網(wǎng)格。

圖2頭罩1/4結(jié)構(gòu)的有限元模型

圖3頭罩頂部區(qū)域的有限元網(wǎng)格

蒙皮的材料選擇硬鋁合金,其材料屬性如表1所示。由于熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)都是隨溫度變化而變化的,但在20～150℃內(nèi)其值變化較小,所以表1中的熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)均取其平均值。

在0^。攻角、Ma為1.5的飛行狀態(tài)下,設(shè)置靶機(jī)表面為絕熱條件,使用穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)CFD計(jì)算,得到靶機(jī)的表面溫度分布云圖,如圖4所示。從圖中可以看到,靶機(jī)表面溫度最高為416K,即143℃,平均溫度在140℃左右。

圖4靶機(jī)表面的溫度分布云圖

頭罩傳熱分析的邊界條件主要是給定蒙皮內(nèi)、外表面的溫度或與外界的換熱情況。蒙皮內(nèi)、外表面與空氣的傳熱都是通過(guò)對(duì)流換熱進(jìn)行的,但本文對(duì)其做了一定的簡(jiǎn)化。蒙皮外表面的邊界溫度,使用超聲速表面絕熱條件下CFD計(jì)算的壁面空氣溫度,即143℃。對(duì)于蒙皮內(nèi)表面的邊界條件,給定壁面與空氣的自然對(duì)流系數(shù)及空氣溫度。張靖周等編著的《傳熱學(xué)》給定的自然對(duì)流系數(shù)范圍一般在1.0～10.0w/（m²·K）,本文取其中間值5.0W/（m²·K）:內(nèi)部空氣溫度取20℃。

結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力分析的約束主要是橫向?qū)ΨQ面約束,以及為限制剛體運(yùn)動(dòng)而在圓錐橫截面設(shè)置的縱向位移約束:其載荷是溫度場(chǎng)載荷。頭罩結(jié)構(gòu)的約束和載荷如圖5所示。

圖5頭罩結(jié)構(gòu)的約束和載荷

2頭罩的傳熱計(jì)算和分析

頭罩結(jié)構(gòu)的溫度分布在蒙皮法向上是均勻一致的,所以下面只給出了頭罩結(jié)構(gòu)頂端區(qū)域溫度分布云圖,以便于直接觀察,如圖6所示。溫度梯度的最大值為96.2℃/mm,如圖7所示,在頭罩頂端內(nèi)表面區(qū)域,主要由于頭罩頂端的曲率半徑較小。

圖6頭罩結(jié)構(gòu)頂端區(qū)域的溫度梯度分布云圖

3頭罩的熱應(yīng)力計(jì)算和分析

圖8至圖12是頭罩結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力計(jì)算結(jié)果云圖。

計(jì)算結(jié)果表明,由溫度差引起的結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為176MPa,在頭罩頂端內(nèi)表面區(qū)域,如圖8和圖9所示,這是因?yàn)榇藚^(qū)域的曲率半徑較小導(dǎo)致其溫度梯度值較大,致使此處的自由膨脹受限程度較大而引起較大的熱應(yīng)力。最大應(yīng)力小于抗拉強(qiáng)度425MPa,說(shuō)明強(qiáng)度滿足要求。

圖7頭罩結(jié)構(gòu)頂端區(qū)域的溫度分布云圖

圖8頭罩結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布云圖

圖9頭罩結(jié)構(gòu)頂端區(qū)域應(yīng)力分布云圖

頭罩結(jié)構(gòu)的最大位移為0.783mm,在頭罩頂端,如圖10所示,這是由于為限制剛體運(yùn)動(dòng),而在頭罩末端表面設(shè)置了軸向位移約束。

圖10頭罩結(jié)構(gòu)位移分布云圖

圖11頭罩結(jié)構(gòu)的徑向位移分布云圖

圖12頭罩結(jié)構(gòu)的軸向位移分布云圖

頭罩結(jié)構(gòu)的徑向和軸向最大位移分別為0.132mm和0.783mm,分別在頭罩末端區(qū)域和頭罩頂部,如圖12和圖12所示:其值僅是頭罩最大半徑101.9mm的1.30%和頭罩軸向長(zhǎng)度592.7mm的1.32%,所以,其相對(duì)變形量是非常小的。

4結(jié)語(yǔ)

本文應(yīng)用有限元計(jì)算方法,對(duì)某型靶機(jī)頭罩結(jié)構(gòu)進(jìn)行了建模、傳熱分析和結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力分析。計(jì)算結(jié)果表明,結(jié)構(gòu)強(qiáng)度還有較大的剩余,結(jié)構(gòu)變形量較小,可滿足2.5Ma數(shù)的超聲速飛行要求。本文的結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力計(jì)算分析結(jié)果為某型靶機(jī)方案論證提供了一定的數(shù)據(jù)支撐,也為后續(xù)設(shè)計(jì)階段奠定了一定基礎(chǔ)。

本文在邊界條件上有待進(jìn)一步的改進(jìn)和完善。后續(xù)工作中,可進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)傳熱研究,以得到更為全面和詳細(xì)的結(jié)果。