【摘 要】
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高超音速飞行器再入大气层时由于速度极快,高超音速飞行器的表面与大气层摩擦会产生严重的气动加热,从而导致飞行器表面温度急剧升高。为了保证飞行的安全,会在高超音速飞行器机体结构外面使用隔热瓦作为热防护系统。但是,在高超音速飞行器的V尾、襟副翼和体襟翼等相对较薄的结构上,如果采用隔热瓦式热防护方式,会导致结构效率降低,所以通常采用耐高温C/SiC和C/C这两种材料制成的高温热结构。由于飞行器结构设计都有
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高超音速飞行器再入大气层时由于速度极快,高超音速飞行器的表面与大气层摩擦会产生严重的气动加热,从而导致飞行器表面温度急剧升高。为了保证飞行的安全,会在高超音速飞行器机体结构外面使用隔热瓦作为热防护系统。但是,在高超音速飞行器的V尾、襟副翼和体襟翼等相对较薄的结构上,如果采用隔热瓦式热防护方式,会导致结构效率降低,所以通常采用耐高温C/SiC和C/C这两种材料制成的高温热结构。由于飞行器结构设计都有减重需求,因此对舵面热结构进行参数优化研究具有重要意义。本文以C/SiC材料高超音速飞行器机体襟翼为参数优化研究对象,文中参数优化研究分两级进行,第一级是舵面热结构布局参数优化,第二级则是在舵面布局确定的情况下进行舵面热结构尺寸参数优化。由于现有的有限元分析软件中没有可以直接对有随时间变化的热流载荷进行结构尺寸优化,因此本文采用一种集成的热结构尺寸优化方法:首先,使用数值仿真软件ABAQUS对舵面结构进行热-结构耦合分析,并利用ISIGHT集成ABAQUS对舵面热结构进行结构尺寸参数优化,将结构尺寸参数作为设计变量,将应力与最大位移作为约束对象,结构最小重量为优化目标。最后并采用二次曲线拟合各布局下舵面热结构优化后的最小重量,并求出舵面热结构最优布局参数,并选出最优布局构型。
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