某型靶機頭罩結構熱應力分析

摘 要：基于有限元方法，對頭罩結構進行傳熱計算分析，得到其溫度載荷分布;將溫度載荷施加于頭罩結構分析模型，進行結構熱應力計算和分析。熱應力分析結果為某型靶機方案論證提供了一定的數據支撐，也為后續設計階段奠定了一定基礎。

關鍵詞：靶機;有限元;傳熱;熱應力

0 引言

飛行器在超聲速飛行時會產生劇烈的氣動熱，使頭罩結構溫度升高并產生較大的溫度梯度，引起膨脹而產生較大的結構熱應力[1-2]，特別是頭罩頂端區域，從而對結構強度會產生較大的影響。因此，在超聲速飛行器方案論證和設計階段，需要分析氣動熱對結構的影響，并采取隔熱、加強結構或使用新型材料等措施解決氣動熱帶來的問題。

某型靶機需要進行超聲速巡航，因此，有必要對其進行結構熱應力分析，以評估其強度是否滿足要求。某型靶機機身結構如圖1所示，包括圓錐頭罩和圓柱機身兩部分。

本文應用有限元計算方法，在MSC.PATRAN軟件中對頭罩結構進行有限元建模，然后使用MSC.NASTRAN軟件對結構進行傳熱計算分析，得到結構的溫度分布數據;利用該結果數據在MSC.PATRAN軟件中建立溫度場，并施加在結構模型上，使用MSC.NASTRAN軟件進行熱應力計算分析。

1 有限元計算模型

考慮到對稱性，對頭罩1/4的結構劃分有限元網格并進行計算分析即可。頭罩1/4結構的有限元分析模型如圖2和圖3所示，其網格劃分使用Hex8網格。

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

在0°攻角、Ma為1.5的飛行狀態下，設置靶機表面為絕熱條件，使用穩態流場CFD計算，得到靶機的表面溫度分布云圖，如圖4所示。從圖中可以看到，靶機表面溫度最高為416 K，即143 ℃，平均溫度在140 ℃左右。

頭罩傳熱分析的邊界條件主要是給定蒙皮內、外表面的溫度或與外界的換熱情況。蒙皮內、外表面與空氣的傳熱都是通過對流換熱進行的，但本文對其做了一定的簡化。蒙皮外表面的邊界溫度，使用超聲速表面絕熱條件下CFD計算的壁面空氣溫度，即143 ℃。對于蒙皮內表面的邊界條件，給定壁面與空氣的自然對流系數及空氣溫度。張靖周等編著的《傳熱學》[3]給定的自然對流系數范圍一般在1.0～10.0 W/（m2·K），本文取其中間值5.0 W/（m2·K）;內部空氣溫度取20 ℃。

結構熱應力分析的約束主要是橫向對稱面約束，以及為限制剛體運動而在圓錐橫截面設置的縱向位移約束;其載荷是溫度場載荷。頭罩結構的約束和載荷如圖5所示。

2 頭罩的傳熱計算和分析

頭罩結構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構頂端區域溫度分布云圖，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，在頭罩頂端內表面區域，主要由于頭罩頂端的曲率半徑較小。

3 頭罩的熱應力計算和分析

圖8至圖12是頭罩結構的熱應力計算結果云圖。

計算結果表明，由溫度差引起的結構最大應力為176 MPa，在頭罩頂端內表面區域，如圖8和圖9所示，這是因為此區域的曲率半徑較小導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力。最大應力小于抗拉強度425 MPa，說明強度滿足要求。

頭罩結構的最大位移為0.783 mm，在頭罩頂端，如圖10所示，這是由于為限制剛體運動，而在頭罩末端表面設置了軸向位移約束。

頭罩結構的徑向和軸向最大位移分別為0.132 mm和0.783 mm，分別在頭罩末端區域和頭罩頂部，如圖11和圖12所示;其值僅是頭罩最大半徑101.9 mm的1.30%和頭罩軸向長度592.7 mm的1.32%，所以，其相對變形量是非常小的。

4 結語

本文應用有限元計算方法，對某型靶機頭罩結構進行了建模、傳熱分析和結構熱應力分析。計算結果表明，結構強度還有較大的剩余，結構變形量較小，可滿足1.5Ma數的超聲速飛行要求。本文的結構熱應力計算分析結果為某型靶機方案論證提供了一定的數據支撐，也為后續設計階段奠定了一定基礎。

本文在邊界條件上有待進一步的改進和完善。后續工作中，可進行非穩態傳熱研究，以得到更為全面和詳細的結果。

[參考文獻]

[1] 范緒箕.高速飛行器熱結構分析與應用[M].北京：國防工業出版社，2009.

[2] 余旭東，葛金玉，段德高，等.導彈現代結構設計[M].北京：國防工業出版社，2007.

[3] 張靖周，常海萍.傳熱學[M].北京：科學出版社，2009.

收稿日期：2021-04-30

作者簡介：辛尊（1986—），男，安徽太和人，工程師，主要從事飛機總體設計和結構設計分析等工作。