<listing id="1xbxj"></listing>

      <video id="1xbxj"></video>

      <noframes id="1xbxj">
      <track id="1xbxj"><noframes id="1xbxj"><em id="1xbxj"></em>

              <track id="1xbxj"><span id="1xbxj"><span id="1xbxj"></span></span></track>

                  <ruby id="1xbxj"><big id="1xbxj"><em id="1xbxj"></em></big></ruby>
                  <pre id="1xbxj"></pre>

                      熱防護設計分析技術發展中的新概念與新趨勢

                      [2018-09-04 10:32]
                      在臨近空間眾多的飛行器中,高超聲速武器具有高超聲速、高機動的遠程精確打擊能力,因此已成為世界研究的熱點。2013年,近空間遠程高超聲速巡航飛行器掀起一輪新的熱潮。洛克希德·馬丁公司高調宣布研發“黑鳥之子”SR-72高超聲速飛機,強調高超聲速飛機的新隱身能力;波音公司也在推進“Manta”高超聲速飛機項目;DARPA提出了“XS-1”試驗空天飛機的倡議。
                      近空間(有氧環境)、長時間(1~2 h)機動飛行、可重復使用高超聲速(Ma ≥5)飛行器對現有材料體系和結構概念在輕質強韌化性能、結構效率、散熱效率、耐溫性、抗氧化性以及耐久性等方面都提出了嚴峻的挑戰。單純依靠現有的材料與結構概念逐漸顯示出“力不從心”之態,發展材料/結構的新概念勢在必行。
                      當前在熱防護材料/結構發展中,逐漸涌現出按需設計、主動控制與利用環境、多功能設計等新設計與結構理念,以及多物理場、多尺度、非確定性相結合的分析方法,這些新概念與方法成為解決“新熱障”問題的有效途徑。本文將簡要概述國內外學者在新型熱防護材料/結構概念、設計與分析方面的研究工作,總結歸納發展趨勢。
                       
                      1 熱防護材料/結構設計
                      1.1 材料設計
                      面臨“新熱障”問題,熱防護材料設計理念的創新是出發點。從目前國際上的發展趨勢看,當前熱防護材料設計的發展主要表現出以下三大趨勢:
                       
                      1) 從被動承受到主動防護、控制環境技術方向發展。
                      常規的防熱材料設計是通過設計材料的微結構、組分和表面狀態,來提高耐高溫和抗氧化能力。近年來,國內外許多研究部門開始探索從控制環境物理效應出發,利用主動控制手段,減小進入材料的凈熱量,從而達到保護材料的目的。
                      NASA在FAP (Fundamental Aeronautics Program)中關注了一種先進的多功能燒蝕材料,通過在材料中添加輻射加熱抑制劑來控制熱量的進入。
                      Nieto等[1]采用放電等離子燒結方法制備了石墨烯/碳化鉭復合材料,其中微裂紋、晶界及疏松的氧化物都是氧擴展的路徑,而納米石墨烯片(Graphene NanoPlatelet,GNP)可通過以下幾方面的機制來提高材料的抗氧化性能(如圖 1所示):具有較高的熱導率,能夠迅速將表面集中熱流分散到內部結構,降低溫度梯度,降低細觀結構應力并起到橋接作用,阻止裂紋形成;密封晶粒的邊界,阻止氧分滲入;將滲入的少量氧形成的局部氧化物還原,進而將氧化層厚度降低60%。
                       
                      2) 設計不再限于微細觀、宏觀,開始從原子、分子尺度出發。
                      材料的使用性能受納、微、細、宏觀等多尺度的組分、微細觀結構、服役環境的影響,為了獲得優異的性能必須在材料合成與制造全過程中對多尺度的結構進行有效控制。在納觀尺度,材料組成和晶體結構影響材料的熔點、致密化動力學、蠕變抗力等;在微觀尺度,晶粒尺寸和微相分布控制材料的熱強度和抗氧化性;在細觀尺度,材料細觀結構構型控制著材料的斷裂韌性、抗熱沖擊性能和抗剝蝕能力等;在宏觀尺度,制備技術的選擇決定最后材料的加工或者是否能近凈成型。在充分了解材料抗氧化機制和抗熱沖擊、高溫強韌化機制的基礎上,如何實現滿足性能匹配要求的材料微結構構造和工藝精確控制以及材料性能的評價問題,成為影響超高溫材料應用的主要科學問題。要獲得性能優異的防熱材料,必須在納觀、微觀、細觀和宏觀等多尺度上對材料的微結構進行優化設計和有效控制,科學設計和制備材料,實現防熱材料的跨越式發展。
                      目前,NASA已經著手利用第一性原理、分子動力學等手段,對高溫結構復合材料進行性能改良。如超高溫陶瓷(UHTC)作為極限高溫環境下的結構材料,面臨抗熱沖擊與抗氧化兩方面的問題。良好的高溫導熱性能可以提高UHTC高溫抗熱沖擊性能,因此NASA使用多尺度方法針對UHTC中典型多晶ZrB2結構的導熱性能進行研究,旨在從電子尺度到細觀尺度對材料導熱性能進行多尺度優化設計[3]。與此同時,美國空軍實驗室(AFOSR)發現采用過渡金屬元素摻雜可有效提高UHTC的抗氧化性能,利用分子動力學模擬說明,過渡金屬元素的添加可有效提高氧化形成的玻璃相穩定性[4]。
                       
                      3) 從基于材料限制設計結構到基于結構需求設計材料。
                      目前,拓展服役條件的需求愈發強烈,而材料成為了攔路石,許多新技術和創新的思想受限于材料技術,必須打破材料傳統性漸進改進,搞清復雜和極限載荷條件與材料作用的相關耦合響應,根據組分和結構的需求,在原子、納觀、界面和細觀尺度上設計和研發新材料,從納觀到宏觀層次,弄清和逐漸優化組分材料的界面效應;發展合成這些基于需求剪裁的全新材料的新工藝方法,適于工業產品和應用的部件制備放大工藝,實現由結構需求設計材料。
                      熱結構在非均勻溫度場作用下熱膨脹的不匹配性是結構產生應力與失效的原因。從結構設計角度出發,需要材料具有較低的熱膨脹系數,甚至是零膨脹系數。利用第一性原理計算表明,ZrW2O8具有負膨脹特性,而ZrO2具有正膨脹特性,將兩者按一定比例混合所制備的復合材料,在宏觀上則表現出零膨脹特征[5]。也有研究者采用類似于超材料的概念,將低膨脹與高膨脹2種材料進行合理的組合與優化,設計低膨脹結構。
                      有機與無機雜化梯度復合材料也是當前的研究熱點。美國空軍正在針對陶瓷基與樹脂基混雜梯度過渡復合材料開展制備工藝與性能表征研究。其中陶瓷基復合材料(CMC)作為飛行器熱結構,而樹脂基復合材料(PMC)作為冷結構,兩者之間的梯度過渡可有效緩解材料連接界面的應力集中,如圖 3所示,該材料未來應用領域廣泛[6]。
                       
                      1.2 結構設計
                      熱防護材料設計的落腳點是結構設計。由于臨近空間高超聲速飛行器對結構效率的要求越來越苛刻,通過結構概念的創新,實現承載/防熱一體化以及多功能一體化是發展趨勢。
                       
                      1) 由單一的承載結構、防熱結構發展到防熱/承載一體化。
                      傳統的熱防護概念,如陶瓷瓦、隔熱氈等,并不承擔機身結構載荷。NASA在FAP項目中,提出要發展結構一體化熱防護系統(Integrated Thermal Protection System,ITPS),即將熱防護作為機身承力結構的一部分,在完成防隔熱功能的基礎上,同時分擔機身結構載荷。目前,在FAP的支持下,已經發展了多種ITPS概念:① 圖 4(a) 展示了在波紋夾芯板間隙中填充隔熱材料形成的ITPS方案[7, 8],這種方案繼承了波紋夾芯板高截面慣性矩所帶來的高面內、面外剛度特性,實現了隔熱與承載功能的集成。但這種方案的缺點是腹板處的熱短路效應十分明顯,為此NASA蘭利研究中心[9, 10]提出了如圖 4(b) 所示的改進方案,這種方案采用鏤空的腹板以降低熱短路效應,并增加腹板加強筋以保持面板的承載力,且相比于基礎方案重量更輕。② 蘭利研究中心聯合洛克希德·馬丁公司[11, 12]提出了如圖 4(c)所示的剛性隔熱條夾芯ITPS方案,其獨特之處是采用SiC纖維增強復合材料包覆氧化鋁增強熱障(AETB)隔熱條,并以0°/90°順序疊層形成夾芯結構,其中剛性隔熱瓦起到支撐與隔熱作用,而剛性包覆層則起到加強作用,使得夾芯結構同時具有良好的承力與隔熱性能,測試表明這種方案可承載達5.7×105 N/m的面內載荷[13]。③ 美國SMARF(S.Miller & Associates Research Foundation)[8]基于蜂窩夾芯結構提出的ITPS方案,如圖 4(d) 所示,采用不透明隔熱材料體系填充蜂窩空隙,采用CMC箔片制備蜂窩夾芯板的面板以及夾芯結構,提高了傳統蜂窩板的隔熱性能和高溫力學性能。而由于蜂窩夾芯熱短路效應過于明顯,這種方案一般不單獨使用,而是聯合傳統柔性隔熱氈或作為剛性隔熱夾芯ITPS的夾芯結構使用。
                       
                      2) 由完成傳統的防熱與承載功能趨向于多功能一體化設計。
                      美國空軍提出在2020年左右,由復合材料作為飛行器主結構,即陶瓷基或碳基復合材料(如C/C、C/SiC、SiC/SiC等)作為熱結構、耐熱樹脂基復合材料(如Gr/Ep、Cf/BMI體系等)作為冷結構,發展到初步實現多功能機身結構[14]。未來的臨近空間飛行器熱防護結構,在完成傳統的防熱與承載功能的同時,實現多功能一體化設計是一大發展趨勢。
                      英國帝國理工學院[15]制備了一種承載/儲能多功能一體化復合材料,如圖 5所示。首先采用樹脂浸漬碳纖維預織體,碳化后獲得碳纖維/碳氣凝膠復合材料。將兩片上述材料作為電極,兩者中間放置一層玻璃纖維布作為絕緣體,并采用離子液改性的樹脂作為基體包覆上述結構形成超級電容。其中,碳纖維表面存在的大量氣凝膠有效增加了碳纖維的有效表面積,使其電化學性能增加100倍;與此同時,碳氣凝膠的存在也對基體材料起到了增強作用,實驗表明,該材料的面內剪切強度與模量增加了4.5倍。由此可見,該種復合材料兼備良好的儲能特性與機械性能。
                      在美國空軍實驗室的支持下,德克薩斯州農工大學(Texas A & M University)等[16]正在制備一種由多種材料組成的多功能復合材料,以在不同的頻率與溫度條件下,增強阻尼材料的有效工作范圍,如圖 6所示。該材料由上至下依次為氧化陶瓷表層、黏性陶瓷/金屬混雜梯度材料層、傳感材料層(高溫傳感器與毛絨光纖傳感器)、樹脂基復合材料基層以及主動控制層。該面板具備如下功能:外層抗氧化陶瓷作為防熱層,可耐1 300 ℃以上高溫;感應層監控當前結構溫度與振動頻率,根據黏性層阻尼與溫度/頻率的關系,主動控制制動層變形,將結構阻尼維持在恒定水平;底部的PMC基層采用血管仿生結構,通過冷卻工質將結構溫度維持在較低水平內。該結構集傳感、振動控制、防熱、隔熱以及承載功能于一體。
                       
                      1.3 新機制熱防護概念設計
                      回顧歷史可以看出,人類航天史上的每一次突破,都伴隨著防熱概念的重大創新,如鈍型體宇宙飛船采用的燒蝕型熱防護、航天飛機采用的可重復熱防護系統等。未來臨近空間飛行器的發展,同樣需要進一步突破當前的熱防護概念,主動地利用與控制高超聲速飛行環境。
                      Steeves等[17]基于磁流體動力學原理,提出了一種將熱能轉換為電能的新型防熱機制。其基本原理如圖 7所示,在高超聲速飛行器面板內分別放置S、N強磁鐵,以在飛行器外表面形成磁場,在磁體中間放置電極。根據洛倫茲定律,高超聲速流場中帶不同電荷的粒子會流向不同的電極,進而在2個電極之間產生電勢。分析表明,這種結構的能量密度/功率密度優于高超聲速飛行器多種能量輸出結構。
                      歐洲宇航防務Astrium公司在德國宇航中心和歐洲空間局的支持下,利用與上述相類似的原理,正在發展一種磁體隔熱以取代傳統的燒蝕材料,如圖 8所示。設計的出發點是利用超導線圈在飛行器翼前緣周圍產生磁場,從而避開再入過程中的高溫等離子體加熱[18]。
                      在國內,國防科學技術大學[19]基于熱電效應原理,提出利用熱結構中冷熱端之間的電動勢,將結構熱能轉化為電能的新型防熱概念,如圖 9所示。該研究針對SiC陶瓷制備的錐形端頭,研究了不同馬赫數下的熱電產能輸出功率,結果表明,在馬赫數Ma=4.5、冷熱端溫差ΔT=670 ℃的條件下,熱電輸出密度達到2.5 kW/m2。雖然當前的輸出功率較低,但為熱防護系統的研制及促進新型熱電材料的發展提供了思路。洛克希德·馬丁公司開始研究新型熱電材料,期望高超聲速飛行中產生的氣動熱能在飛行器能量系統中獲得應用。
                       
                      2 熱防護材料/結構分析技術
                      新的材料與結構概念同樣需要分析手段的革新,以對其在高超聲速環境下的演化行為進行表征與評價。材料本身的的多尺度特征、材料/結構與環境的多物理場耦合作用、以及材料/結構/環境的不確定性是當前熱結構分析面臨的三大問題。為了充分體現復合材料在防熱系統中的優勢,在結構設計階段,需發展先進高效的分析方法,減少設計周期,提高設計可靠性。
                       
                      2.1 多尺度分析方法
                      多尺度耦合問題在自然界中普遍存在,是復雜物理現象的內在機理,處于許多極富挑戰性科學問題的核心地位,涵蓋學科廣泛,引起了數學家、物理學家、力學家、化學家和生物學家的廣泛關注。
                      多尺度也是復合材料本質屬性之一。復合材料結構破壞是漸進演變的過程,微觀缺陷演變最終導致宏觀結構災變,宏觀外載誘導微觀缺陷演變和發展,基于材料宏微觀不同尺度各因素相互耦合作用,需要發展多尺度分析方法。
                      復合材料多尺度問題研究由來已久,其多尺度理論的研究基本可以分為4類[20]:① 針對夾雜問題的有效彈性性能邊界預測的均勻化方法,如Hashin變分法、自洽法、Mori-Tanaka法等;② 針對具有周期性結構復合材料的漸進展開數值均勻化方法,即將該類材料的多尺度響應分析問題轉化為具有周期震蕩系數的偏微分方程邊值問題,并在數學上尋求均勻化與局部化解答,并由此演進的諸如VAMUCH (Variational Asymptotic Method for Unit Cell Homogenization)等[21]方法至今是研究熱點;③ 針對隨機細觀結構,如多晶材料彈塑性問題的平均場理論;④ 基于上述理論發展的半解析方法,如場變換方法、通用單胞方法等。
                      從計算策略方面來講,多尺度方法大致可分為3類[22]:① 單向多尺度方法,主要指多個尺度之間僅存在單向的信息傳遞;②協同多尺度方法,在該方法中,存在宏觀模型與細觀模型信息的雙向傳遞,宏觀模型將特定的響應量如應變載荷傳遞給細觀模型,由細觀模型進行局部化分析,分析細觀模型的損傷失效等,并進行均勻化,將特定的信息傳遞回宏觀模型;③ 并發多尺度方法,可將該類方法視為強耦合方法,在該方法中,細觀模型與宏觀模型同時求解,以保證兩者在界面上的平衡與相容性。
                      目前,針對復合材料的多尺度理論已經基本形成框架,針對不同類型的問題已經形成通用的分析程序框架,如:基于多尺度連續介質力學理論,著力于解決層合板及二維編織結構復合材料的MCT軟件[23];基于平均場理論,著力于解決纖維混雜復合材料成型與響應分析,以及顆粒夾雜、二維編織等復合材料本構特性分析的MSC公司Digimat軟件。
                      NASA基于Aboudi的GMC (Generalized Method of Cells)細觀力學理論開發了通用的細觀力學分析工具MAC/GMC。通過用戶子程序將MAC/GMC植入有限元分析程序中形成FEAMAC,將MAC/GMC整合到結構優化分析設計軟件Hypersizer中形成HyperMAC,將MAC嵌入到多尺度分析框架中形成多尺度通用單胞模型MSGMC。NASA將整套軟件體系稱為ImMAC。該套工具用于復合材料的非線性、損傷、破壞、纖維基體脫粘等多尺度分析,可同時獲得宏觀和細觀響應信息,分析時任何低尺度非線性均會影響整體結構響應[24]。
                      多尺度方法的發展使其研究領域從連續介質領域拓展到非連續介質。如Abraham等[25]提出了一種跨量子-連續介質的多尺度分析方法MAAD (Macroscopic,Atomistic,ab initio,Dynamics),該方法根據材料在不同尺度上的不同行為,將硅板分為遠場連續介質的宏觀尺度區域、近裂紋尖端高度非線性的原子尺度區域、裂紋尖端鍵斷裂的量子尺度區域以及宏觀-原子和原子-量子區域之間的數據傳遞過渡區域,從多尺度的角度和作用機制實現了脆性材料中簡單裂紋的斷裂失效行為分析,繼而引發了跨非連續至連續介質的損傷失效多尺度分析研究熱潮。
                      這些研究表明,當前針對防熱結構復合材料的多尺度分析正逐漸形成理論框架,基于這些理論的分析工具也在不斷完善,應用領域也從單一的結構力學分析,拓展到材料結構一體化設計與分析。該類方法的發展有助于從本質上認識熱結構的響應機理,并按需求設計材料。
                       
                      2.2 多物理場分析與優化方法
                      高超聲速飛行器飛行過程中環境和材料/結構存在強烈的耦合效應。材料表面的催化/氧化/輻射效應、結構的變形、振動、傳熱等與流場之間存在明顯的相互作用,急需多物理場分析方法。
                      熱防護系統鼻錐和翼前緣表面材料有強烈的催化效應,即離解的氧原子在表面材料催化效應作用下重新結合成氧分子,并釋放大量熱,對熱防護系統造成強烈的加熱效應。以往的高超聲速飛行器熱防護設計由于對催化效應認識不清,假定熱防護系統表面完全催化,使得設計過于保守,導致熱防護結構設計冗余量過大。為提高設計水平,減小熱結構設計余量,需對熱防護結構表面典型材料與環境之間的催化進行進一步的研究,認清催化反應機理,量化催化反應系數[26]。
                      燒蝕防熱是高超聲速飛行器熱防護的一種重要結構形式,是精確依賴于時間、材料表面與外界大氣接觸面存在相互作用的典型多物理場問題,涉及結構、流動、傳熱和化學反應等[27],建立精細化模型對燒蝕防熱性能進行準確評價是減小結構設計冗余的有效措施。
                      針對非燒蝕型熱防護系統,表面的氧化問題尤為突出。2010年美國德克薩斯州農工大學完成了由AFOSR資助的“高溫氧化環境下編織復合材料結構分析”的研究課題,在這項研究中,為了認知具有復雜微結構特征的編織復合材料,發展了一個軟件框架,對編織復合材料可以方便地執行多尺度/多物理場分析,除了發展氧化損傷演化模型外,還開發了一種加速氧化模擬的策略,從而僅用幾個小時就可以完成氧化模擬,不需要進行長時間的模擬計算。
                      在結構/流場耦合分析中,簡單的流固耦合分析方法難以滿足設計要求,因此發展高效高置信度的流動傳熱/結構耦合算法成為必然趨勢,F階段面對復雜的工程問題,大多通過數據傳遞的方式進行間接耦合,如FLUENT和LS-DYNA通過用戶自定義程序接口實現該種多物理場問題的弱耦合[29],流動傳熱結構直接強耦合也是研究熱點。
                      2009年AFOSR結構科學中心啟動一項多階段的研究項目,由波音公司與洛克希德·馬丁公司共同承擔,以辨識高超聲速結構響應和壽命預報能力的空缺。兩者的研究報告都對熱噪聲環境的預測與結構響應分析給予了特別關注,指明復雜載荷與結構的相互作用涉及熱/流/固多個物理場,且過多地依賴分析者的經驗與模型假定,不當的處理使得結構分析可能得出完全錯誤的預報結果,該問題應作為未來飛行器結構力學研究的重點之一[30]。
                      高超聲速飛行器必將是由幾個高度一體化的系統組成,需要進行多學科設計優化處理,以便獲得能夠滿足所有設計約束條件、堅實可靠的飛行器設計方案。根據多學科交叉和多變量引入,發展協同優化算法、并行子空間優化算法及多目標優化遺傳算法等。美國針對HL-20飛行器,已經初步發展了軌道/結構/熱防護多學科協同優化設計方法。
                       
                      2.3 基于不確定性的分析方法
                      在實際的熱防護材料和結構中,隨機性、不確定性處處存在,忽視這一事實有時候會得出矛盾或者不合理的結果。只有充分認知各種載荷、結構/材料響應和失效的不確定性才能得到正確的設計安全余量并給出科學的優化設計方案。
                      在熱防護分析中,首先需要對不確定性因素進行辨識與量化(Uncertianty Quantificaiton)。在熱結構分析中已逐步認識到非確定性不僅來自隨機性,還有信息不足帶來的認知不確定性。處理認知不確定性方面已經發展了模糊、可能性及非概率等多種理論,以及置信度、可能度、p-box、區間法等多種描述方法。
                      NASA于2014年提出了多學科不確定性量化挑戰(Multidisciplinary Uncertainty Quantification Challenge),著重強調了不確定性量化、敏感性分析、傳播分析等問題,提出了標準問題(Benchmark Problem),并得到了積極響應。多位學者基于Bayesian理論框架,對客觀/認知混合不確定性的量化問題給出了解答。
                      在非確定性下,熱防護可靠性分析的實質是將基本變量的不確定性傳遞到響應量,往往需要描述結構失效準則的極限狀態函數,但在實際的熱結構設計中,除了熱/力/氧/噪聲等耦合環境載荷和熱結構材料性能具有隨機性外,熱結構的幾何尺寸和邊界條件等也具有不確定性。在這種情況下,極限狀態函數可能成為含有多種隨機變量的高次非線性函數,而且可能含有隱式變量。此時,難以獲得極限狀態函數的解析表達式,因此通常采用解析與數值方法相結合的方法求解結構的失效概率,比如Monte-Carlo法、重要抽樣法、分離式Monte-Carlo法等,以及非抽樣方法如多項式混沌展開等。
                      Monte-Carlo數值模擬法可以根據失效概率的定義來直接求解,且數值模擬誤差也很容易確定。Chen等[34]考慮氣動熱環境、熱結構材料性能、機身材料性能的不確定性,采用Monte-Carlo數值模擬方法,分別分析了Stardust返回艙、火星探測器、X-37翼前緣熱結構的熱可靠性,指出采用Monte-Carlo數值模擬法能夠更明確地認識熱結構安全余量與熱結構可靠性之間的關系。并基于Monte-Carlo數值模擬進行了輸入不確定性參數與輸出響應之間的靈敏度分析,分析了對熱結構熱可靠性影響較大的不確定性參數。
                      近來,不確定性分析方法逐漸與多物理場、多尺度問題結合。波音公司在發展X-37的過程中,在熱/噪聲/機械載荷等多種載荷作用下,在組分、材料、舵結構多個尺度上開展漸進損傷分析,并考慮材料與環境不確定性因素的影響,進行失效概率評估與結構優化設計。并開發了一種計算軟件GENOA PFA (General Optimizer Analysis Code in Progressive Failure Analysis),能夠在減少高昂和費時的試驗測試情況下,進行更多的優化設計,以快速確定復合材料候選方案[35]。該方法所考慮的材料、載荷與非確定性因素雖然較為簡單,但方法的創新意義顯著,可以看做目前NASA及美國空軍正著力推動的數字孿生(Digital Twin)技術的雛形。而后者正是要利用多尺度、多物理場及非確定性方法,建立飛行器的完整數字模型,結合結構健康監測系統與虛擬飛行,實現整個飛行器結構的診斷,并被譽為飛行器結構力學的范式革命[36]。
                       
                      3 評價與驗證技術
                      試驗是熱結構設計與分析結果評價與驗證的必經途徑,只有經過試驗驗證的設計與分析手段才具有較高的可信度。先進的實驗方法和手段有助于從本質上,更精確地認識防熱材料與結構在高超聲速飛行環境下的演化行為。
                      針對高超聲速條件復雜環境和材料/結構之間的耦合相互作用,建立地面測試平臺,用于高超聲速飛行環境中層流湍流轉捩條件,熱防護系統表面材料催化、氧化效應,激波/邊界層相互作用,黑障,真實氣體和稀薄氣體效應研究,進一步提高對環境和結構耦合機理的認識,為高超聲速飛行器的發展奠定堅實的理論基礎[37]。
                      近年來,美國在熱防護材料/結構表征與設計驗證方面,重點發展了如下技術:
                      ① 微細觀尺度的原位測試與表征;
                      ② 高溫、復雜載荷下的熱力響應測試與傳感;
                      ③ 多場耦合加載試驗測試;
                      ④ 高時空分辨率的場信息獲取測試;
                      ⑤ 氣動熱環境在軌測試;
                      ⑥ 虛擬試驗技術等。
                       
                      值得關注的是美國國家高超聲速科學中心重點發展了編織復合材料高保真度模擬的虛擬試樣技術,利用微觀CT等技術獲得了編織復合材料的三維信息,通過參考區域整理的方法給出了編織纖維束的位置和形狀統計信息,利用最小試樣可以獲得最大化的編織結構周期性信息,同時發展了一種與微觀CT測試結果具有相同統計規律的編織材料微結構重構高效算法,能夠產生隨機編織結構的虛擬樣件,并對虛擬樣件進行傳熱和失效的模擬[38, 39],方法流程如圖 10所示。面對如何獲取1 300~1 500 ℃溫度下盡可能多的試驗細節信息的挑戰,在高溫應變影像技術上有了重大突破,通過抑制熱輻射噪聲和空氣密度的波動觀測信號,保持溫度、載荷和位置的穩定性等技術手段,形成了1 500 ℃下獲取試件材料表面全 場應變圖的實驗能力,給出了編織C/SiC復合材料在熱/力載荷下的應變分布,并用以驗證虛擬試驗的數據。
                       
                      4 結論與展望
                      以近空間高超聲速飛行器對熱防護材料/結構的苛刻要求為出發點,簡要論述了當前熱防護材料/結構設計與分析技術中出現的新概念新方法?偟膩碚f,這些新概念新方法表現出如下趨勢:
                      1) 積極革新材料設計理念,從原子、分子尺度出發,實現按需設計與主動控制。突破傳統結構設計方法,進行一體化、多功能化設計,實現結構效率的顯著提升,并探索新型防熱機制,實現對環境的控制與利用。
                      2) 針對復雜熱防護材料/結構在復雜環境下的耦合響應分析問題,多尺度、多物理場及不確定性方法的優勢日益突出,各類方法正逐步融合以實現對整個飛行器結構真實狀態的模擬與預測。
                      3) 復雜載荷下的高精度測試與表征手段及虛擬試驗技術是研究熱點,是實現上述設計及分析方法的有效驗證、提高分析置信度與精度的基礎。
                       
                       

                          <listing id="1xbxj"></listing>

                          <video id="1xbxj"></video>

                          <noframes id="1xbxj">
                          <track id="1xbxj"><noframes id="1xbxj"><em id="1xbxj"></em>

                                  <track id="1xbxj"><span id="1xbxj"><span id="1xbxj"></span></span></track>

                                      <ruby id="1xbxj"><big id="1xbxj"><em id="1xbxj"></em></big></ruby>
                                      <pre id="1xbxj"></pre>

                                          大胸美女被吃奶爽死视频_黑色丝袜无码中中文字幕_18禁美女裸体无内裤图片_99精品视频免费热播在线观看