熱防護(hù)系統(tǒng)是高超聲速飛行器的重要組成部分,其最主要的功能是保證在高超聲速飛行氣動(dòng)加熱環(huán)境下飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)及內(nèi)部人員、設(shè)備等處在安全的溫度范圍之內(nèi)。傳統(tǒng)熱防護(hù)系統(tǒng)在設(shè)計(jì)過程中將飛行器的熱防護(hù)和承載要求分開考慮,結(jié)構(gòu)效率較低,安全性較差。一體化熱防護(hù)系統(tǒng)在完成防熱、隔熱功能的前提下還具備承受機(jī)械載荷的能力,是高超聲速飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的發(fā)展趨勢。皺褶芯材拓?fù)錁?gòu)型多樣,設(shè)計(jì)參數(shù)眾多,由其構(gòu)成的夾層結(jié)構(gòu)芯材與面板之間可形成開環(huán)連續(xù)空腔,既可填充輕質(zhì)隔熱材料用作被動(dòng)隔熱,又可通入冷卻液進(jìn)行主動(dòng)冷卻。本文圍繞一種基于V-型皺褶芯材夾層板的一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu),分別從被動(dòng)隔熱與主動(dòng)冷卻兩個(gè)角度對(duì)其熱-力性能進(jìn)行了研究。皺褶芯材夾層板作為一種周期性胞元結(jié)構(gòu),可取出結(jié)構(gòu)中單個(gè)胞元作為研究對(duì)象,基于均勻化理論對(duì)夾層板作二維等效處理,從而減少計(jì)算量。首先基于一階剪切變形理論對(duì)V-型皺褶芯材夾層板進(jìn)行二維等效,推導(dǎo)了等效板的本構(gòu)關(guān)系;構(gòu)建了V-型皺褶芯材夾層板胞元周期性邊界條件,得到了等效拉伸、彎曲及耦合剛度系數(shù);并結(jié)合剪切梁撓度公式獲得了等效橫向剪切剛度系數(shù)。通過對(duì)橫向均布?jí)毫d荷作用下的三維夾層板模型與二維... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：137 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

不同種類的飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)

V-型皺褶芯材一體化熱防護(hù)系統(tǒng)熱-力性能研究主要的功能是保證飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)及內(nèi)部人員、設(shè)備等在范圍之內(nèi)。宙飛船只能按照預(yù)定的再入軌道飛行，而不具備機(jī)動(dòng)能力蝕熱防護(hù)系統(tǒng)，如圖 1.2 所示為 Apollo 宇宙飛船的燒蝕熱短的時(shí)間內(nèi)承受極高的熱流。當(dāng)飛船進(jìn)入大氣層時(shí)，防熱的損失，進(jìn)而吸收并帶走大量的熱，阻止了熱量向結(jié)構(gòu)內(nèi)結(jié)構(gòu)的目的。此類熱防護(hù)系統(tǒng)技術(shù)成熟，然而在熱防護(hù)層能重復(fù)使用，且重量較大，不適合大面積采用，因此限制

(b) 航天飛機(jī)表面熱防護(hù)材料分布圖 1.3 典型航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)而，這類陶瓷隔熱瓦熱防護(hù)系統(tǒng)脆性大、抗損傷能力較差，如圖 1.4 所示為起飛階段由于外掛燃料箱絕緣泡沫脫落撞擊所導(dǎo)致的隔熱瓦破損。此外，航維護(hù)成本高，更換周期長，因此無法滿足未來高超聲速飛行任務(wù)的需求[3]。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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