某型靶机头罩结构热应力分析

时间：2022-02-20 23:06:33

关键字：靶机有限元热应力

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[导读]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。

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[2-2],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2所示,包括圆锥头罩和圆柱机身两部分。

图1某型靶机机身轮廓结构

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。

图2头罩1/4结构的有限元模型

图3头罩顶部区域的有限元网格

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416K,即143℃,平均温度在140℃左右。

图4靶机表面的温度分布云图

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》给定的自然对流系数范围一般在1.0～10.0w/（m²·K）,本文取其中间值5.0W/（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。