縫合三明治熱防護結構熱力耦合仿真分析

呂雙祺， 孫燕濤， 騰雪峰, 石多奇, 付堯明

(1.中國民用航空飛行學院航空工程學院， 廣漢 618307； 2.北京航空工程技術研究中心， 北京 100076；3.南昌航空大學飛行器工程學院， 南昌 330063； 4.北京航空航天大學能源與動力工程學院， 北京 100191)

可重復使用飛行器(reusable launch vehicle, RLV)可以有效降低運輸費用、提高運行效率，是未來航空航天技術發展的必然趨勢[1]。RLV在大氣中進行高超聲速飛行時會遭受強烈的氣動加熱，這將導致材料性能退化和結構強度降低，因此必須采用熱防護系統(thermal protection system, TPS)來保證機身結構和內部設備維持在允許溫度范圍內。此外，飛行器及其熱防護結構還需要承受氣動壓力、外物沖擊、噪聲、振動等機械載荷，其損傷和破壞也會影響飛行安全，因此TPS還要具有一定的承載能力[2-3]。

傳統大面積熱防護材料剛性陶瓷隔熱瓦在美國航天飛機上得到廣泛應用，但其固有脆性大、承載與抵抗沖擊能力差。隨著服役條件和環境越來越惡劣，新型TPS的設計要求逐漸向防熱/隔熱/承載多功能一體化方向發展[4-5]。基于這種一體化熱防護設計理念，本文中所研究的縫合三明治熱防護結構(stitched sandwich thermal protection structure, SSTPS)由上下面板和隔熱夾芯組成三明治結構，采用縫合技術增強法向的承載能力、提高層間剪切強度，比陶瓷隔熱瓦具備更好的力學性能，具有優良的工程應用前景[6]。覆蓋在飛行器外表面的SSTPS承受氣動加熱帶來的高溫熱流時，除了剛度、強度等受到影響外，溫度梯度以及熱變形等因素也會影響其破壞模式及相應的力學機制[5,7]。因此，有必要深入開展研究工作以保障結構完整性。

長期以來，中外研究人員針對各類縫合三明治復合材料結構的室溫力學性能及破壞模式等開展了大量解析、數值和試驗研究工作[8-12]。而耐高溫的SSTPS因具有獨特的組分材質、制備工藝，在力學行為、破壞模式、失效機制等方面有其自身的特殊表現和成因，針對性的研究工作開展不足。同時，對于此類熱防護結構在RLV真實服役載荷條件下的熱力耦合響應與機制研究也需要進一步開展[13]。魏靖等[14]、陳靜等[15]、Ai等[16]分別針對SSTPS的拉壓不同模量特性、溫度對面內壓縮性能的影響、縫合參數影響規律開展了試驗研究工作；林聰等[17]采用分階次逐步精確分析法獲得并討論了SSTPS粘結底板承受彎曲載荷作用時內部的應力-應變響應以及縫線帶來的影響；Ai等[18-19]建立了SSTPS熱力耦合行為研究的數值方法，將傳熱分析和熱彈變形分析耦合進行以獲得該結構的瞬態熱力響應，并且針對縫合密度和縫合角度對隔熱效果和熱應力的影響進行了比較分析；結合組分材料的失效本構模型，彭玉[20]開展了靜力和熱力載荷下SSTPS的力學行為仿真和失效分析工作。

但是，實際工作中飛行器/熱防護整體結構面臨的服役載荷條件(機械載荷和熱載荷等)十分復雜，想要準確地模擬整體結構在熱力聯合載荷作用下的響應很困難。基于代表性體積單元(representative volume element, RVE)分析思想建立了一種簡化的有限元模型與仿真分析方法，針對模擬服役歷程的熱機械載荷譜，采用順序耦合求解思路實現了SSTPS熱力響應的數值模擬，并分析了結構內部的傳熱情況、溫度和應力分布，以及局部應力的演化情況，對此類熱防護結構的工程應用具有重要的參考價值。

1 縫合三明治熱防護結構

耐高溫陶瓷基體系的SSTPS中，由上面板(防熱層)、夾芯(隔熱層)、下面板(承載層)組成三明治結構，通過法向縫合技術將三明治結構組裝成一體。其試樣實物與結構型式如圖1所示。選用莫來石纖維增強SiO2氣凝膠復合材料作為隔熱夾芯，上下各覆蓋有一層石英纖維織物增強SiO2復合材料面板，采用石英纖維束對上面板、夾芯和下面板組成的三明治結構進行縫合以增強厚度方向上的力學性能。

圖1 縫合三明治熱防護結構

本文中，SSTPS由9 mm厚的隔熱夾芯和1 mm厚的上、下面板縫合而成，縫合行距和縫合步長均為10 mm，縫線直徑約為1 mm。在工程實際使用中，以SSTPS作為新型熱防護材料采用耐高溫硅膠黏接劑粘接覆蓋在飛行器外表面以起到防熱、隔熱的作用。

2 熱力耦合仿真分析方法

2.1 代表性體積單元模型

為了研究將SSTPS應用于飛行器外表面承受熱力載荷聯合作用時的熱力響應情況，以SSTPS粘接在機身鋁制蒙皮上來模擬其安裝狀態，構成飛行器/熱防護整體結構，進行仿真分析。根據SSTPS在面內方向上具有周期性結構單元的特點，選取RVE模型進行有限元仿真。如圖2所示，RVE模型由上面板、隔熱夾芯、下面板、縫線、膠層和鋁板組成，依據縫合行距和縫合步長確定的截面尺寸為10 mm×10 mm，縫線直徑為1 mm，上、下面板厚度為1 mm，隔熱夾芯厚度為9 mm，膠層厚度為0.5 mm，鋁板厚度為2.5 mm。

圖2 代表性體積單元模型

2.2 組分熱力性能參數

在有限元建模與仿真中采用的材料參數如表1和表2所示。

表1 面板、縫線和夾芯的性能參數

表2 膠層和鋁板的性能參數

SSTPS中的各材料組分(包括面板、夾芯、縫線)以及膠層和鋁板均考慮為各向同性。表1中只給出了面板、夾芯和縫線在某些溫度點的參數值，其他溫度下的參數值由程序自動插值獲得。同時，試驗研究發現，隔熱夾芯選用的莫來石纖維增強SiO2氣凝膠復合材料在室溫和高溫環境中壓縮載荷作用下具有一定的蠕變效應，因此仿真模型中還加入了可以描述其蠕變行為的時間硬化模型[21]。

2.3 邊界條件與載荷譜

為了保證面內方向上相對側面力的連續和位移協調，針對RVE模型施加周期性邊界條件，使得兩組相對側面上對應節點的位移自由度相同。為了便于施加周期性邊界條件，對RVE模型采用掃略分網策略，以保證相對側面上的節點分布一致。建模與仿真在有限元軟件平臺ABAQUS/Standard中加以實現，如圖3所示為RVE模型的有限元網格，傳熱分析中單元類型為DCD20，力學分析中單元類型為C3D20，面內方向上，面板、夾芯、膠層、鋁板的單元長度約為0.42 mm，縫線的單元長度約為0.12 mm，厚度方向上，面板、夾芯、膠層、鋁板的單元長度分別為0.25、0.45、0.25、0.42 mm，縫線的單元長度分別與各層一致，模型中共包含24 192個單元和104 137個節點。

圖3 RVE模型的有限元網格劃分

本文中針對RLV載入過程中TPS承受的氣動加熱和氣動壓力載荷譜[22]進行簡化后施加到RVE模型中的上表面。如圖4所示，給出了簡化的熱載荷譜和機械載荷譜，總時間為565 s。通過對上表面賦予第一類傳熱邊界條件的方式施加熱載荷，0～100 s上表面溫度從298 K上升到1 073 K，然后保持恒定直到結束時刻。通過對上表面施加壓力載荷的方式施加機械載荷，0～15 s上表面壓力從0 MPa增加到0.02 MPa，然后在450 s時間內保持恒定，465～515 s內繼續增加到0.2 MPa，最后保持恒定直到結束時刻。

圖4 熱載荷譜和機械載荷譜

2.4 有限元仿真計算流程

采用如圖5所示的順序耦合求解方法[23-24]，首先施加熱載荷進行瞬態傳熱分析，得到模型在每個時刻的溫度分布情況，然后將所得的溫度場結果作為預定義場施加到模型上，同時施加機械載荷進行力學分析，以最終實現熱力耦合順序求解。

圖5 順序耦合分析流程

瞬態傳熱分析中，忽略結構與外界的輻射和對流，忽略不同材料組分之間的接觸熱阻，假設結構的初始溫度為298 K，上表面施加熱載荷，其余表面視為絕熱邊界條件。力學分析中，將溫度場結果作為預定義場施加到模型上，面內方向上的相對側面施加周期性邊界條件，下表面固定厚度方向上的位移自由度，上表面施加機械載荷。

3 結果與討論

3.1 溫度分布與演化

圖6所示為100 s和565 s時刻模型內部厚度方向上的溫度分布情況。結束時刻，模型上表面溫度為1 073 K，下表面溫度為425 K。在瞬態傳熱過程中，SSTPS中的隔熱夾芯有效地阻滯了熱量由外向內傳遞，使得模擬機身的鋁板溫度能夠基本保持在允許范圍內。這主要是由于纖維增強氣凝膠復合材料優良的隔熱性能以及鋁板自身的熱沉作用。如圖7所示，選取模型內部厚度方向上數個特征位置，考察相應節點的溫度變化歷程，可以看出，溫度變化由外向內具有明顯的“熱延滯”特點。

圖6 模型內部厚度方向上的溫度分布

圖7 模型內部特征位置溫度隨時間的變化

圖8所示為最終時刻上面板下表面和下面板上表面的溫度分布云圖。上面板下表面中間局部溫度較周圍大部分區域偏低，這是由于面板的導熱率高于縫線的導熱率。而下面板上表面中間局部溫度較周圍大部分區域偏高，這是由于縫線的導熱率高于隔熱夾芯的導熱率。縫線在SSTPS中具有“熱通道”作用，削弱了氣凝膠復合材料的隔熱效果，但由于縫線所占的體積分數很低，故削弱作用不大。

圖8 面板表面的溫度分布

3.2 應力分布與演化

圖9和圖10分別給出了最終時刻上面板下表面和下面板上表面的應力分布云圖。上面板在靠近縫線附近有明顯的局部應力集中，大部分區域的σMises應力在50 MPa左右，而縫線周圍區域的Mises應力要高出30 MPa左右。這是由于，一方面縫線和面板熱膨脹不匹配，另一方面在周期性邊界條件約束下，縫線與面板之間相互擠壓。與上面板的應力分布情形相似，下面板在靠近縫線附近也出現了應力集中，但是由于此處溫度水平較低，溫度梯度較小，故熱膨脹不匹配造成的影響相比于上面板較弱。此外，從圖9和圖10中面內方向正應力σ11、σ22在面板和縫線接觸位置附近的分布和數值來看，也能反映出此處存在的擠壓情況。

σMises表示Mises應力，σ11、σ22表示沿面內x和y方向的正應力，σ33表示沿厚度方向即z方向的正應力

圖10 下面板上表面的應力分布

從圖9和圖10中沿厚度方向正應力σ33分布可以看出，當SSTPS承受壓力載荷時，由于縫線的存在，縫線周圍區域的應力分布出現明顯差異，受到縫線擠壓的部分表現為較大的壓應力，而過渡區域則表現為拉應力，這是造成熱載荷下出現面板和夾芯之間界面分層的原因之一。縫合技術雖然能夠有效抑制結構在面外拉伸載荷下面板和夾芯之間的分層，但是考慮到熱載荷下出現的上述拉應力狀態以及夾芯在高溫環境中可能發生收縮的情形，如果縫線對整體結構的預緊力不足，很可能導致面板和夾芯之間界面分層，進而導致結構的破壞。圖11給出了465 s和565 s時刻上面板下表面的正應力σ33分布，可見雖然這兩個時刻的溫度分布相近，但是由于壓力載荷分別為0.02 MPa和0.2 MPa，拉應力出現的范圍在更大的壓力載荷作用下得到抑制。

隔熱夾芯在不同時刻的Mises應力分布及演化情況如圖12和圖13所示。從云圖來看，隔熱夾芯在靠近縫線附近存在應力集中，這是由于夾芯和縫線熱膨脹不匹配造成的，而面板與這兩者之間也都存在熱膨脹不匹配，這使得縫線周圍區域的夾芯在靠近面板的位置應力集中更加明顯。15 s時熱載荷和機械載荷水平都比較低，因此應力水平較低，并且應力集中的位置接近上下面板。隨著溫度升高，由于上面板溫度水平較高，因此夾芯靠近上面板附近的應力水平較高。隨著熱量逐漸向內部傳遞，不同溫度水平下的隔熱夾芯發生膨脹或者收縮，在外部壓力載荷的作用以及周期性邊界條件的限制下，應力集中的位置逐漸向夾芯中部轉移，而且應力水平逐漸提高。溫度升高使得夾芯和縫線之間由于熱膨脹不匹配產生的熱應力也顯著升高，這可能會導致夾芯內部出現損傷和破壞[25]。465 s起繼續增大壓力，夾芯的承載區域逐漸向下部轉移，靠近下面板位置的應力集中也變得更加明顯。

圖12 隔熱夾芯內部不同時刻的Mises應力分布

圖13 隔熱夾芯厚度方向上沿節點路徑的Mises應力分布與演化

對于SSTPS而言，面板和夾芯之間的界面分層、夾芯的損傷和破壞都是結構發生失效(包括隔熱性能、力學性能)的主要原因，尤其是在縫線和夾芯之間的界面上[16]。在熱載荷作用下，隔熱夾芯雖然在厚度方向上溫度逐漸降低，但是由于受到外部壓力載荷的限制，并不能將產生的熱變形和熱應力釋放出去，因此在夾芯中部逐漸產生了應力較高的區域，這與在單純熱載荷下的情形是有很大區別的，這是熱機械載荷聯合作用下結構發生失效的可能原因之一。

4 結論

通過建立模擬飛行器/熱防護結構及其熱力載荷的簡化模型，采用順序耦合的計算方法，獲得并分析了結構內部溫度和應力分布和演化。可以獲得以下結論。

(1)SSTPS能夠有效起到隔熱作用，在加熱面溫度為1 073 K時，結合鋁板的熱沉作用，能夠使得底層鋁板溫度保持在允許范圍內。

(2)縫線具有“熱通道”作用，由于體積分數很低，對隔熱功能的削弱影響可忽略，縫線周圍區域由于組分間的熱膨脹不匹配會產生應力集中現象，局部拉應力狀態會導致面板和夾芯之間發生界面分層。

(3)在熱力載荷聯合作用下，隔熱夾芯的應力集中會由靠近上面板區域逐漸向夾芯內部轉移，而內部較高的應力水平會導致損傷和破壞，是結構發生失效的可能原因之一。