曹晨宇，王睿星，邢曉冬，宋宏偉,黃晨光

(1. 哈爾濱工程大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，哈爾濱 150001；2. 中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所流固耦合系統(tǒng)力學(xué)重點(diǎn)試驗(yàn)室，北京 100190)

0 引 言

高超聲速飛行器在整個(gè)再入返回過(guò)程中空域跨度大、馬赫數(shù)高、氣動(dòng)特性變化劇烈、熱環(huán)境惡劣，因此設(shè)計(jì)時(shí)除滿足常規(guī)的承載性能外，還需要考慮氣動(dòng)外形、防熱等功能需求。目前，傳統(tǒng)的高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)采用冷、熱分開(kāi)式的設(shè)計(jì)方案，其熱結(jié)構(gòu)起到了對(duì)高溫?zé)崃鞯母綦x作用[1]，但其承載性能不足；冷結(jié)構(gòu)起到承擔(dān)飛行器載荷的作用，但其隔熱能力差?？梢钥闯?，冷、熱結(jié)構(gòu)僅實(shí)現(xiàn)了單一的承載或隔熱功能，結(jié)構(gòu)效率低，不利于飛行器的精細(xì)化發(fā)展趨勢(shì)。隨著航空航天設(shè)計(jì)理念的不斷發(fā)展，熱防護(hù)結(jié)構(gòu)正在向“隔熱/承載多功能一體化”方向發(fā)展。一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)(Integrated thermal protection system, ITPS)[2]將飛行器的承力結(jié)構(gòu)與熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，使得熱防護(hù)結(jié)構(gòu)在防熱的同時(shí)還能夠擔(dān)任承力結(jié)構(gòu)，這種設(shè)計(jì)可以很大程度上滿足飛行器輕量化的設(shè)計(jì)要求，并增加機(jī)身內(nèi)部有效使用空間，極具發(fā)展?jié)摿Α?/p>

目前，已經(jīng)發(fā)展出了多種ITPS結(jié)構(gòu)形式，已有眾多文獻(xiàn)報(bào)道了針對(duì)其熱/力學(xué)性能[3]、各類優(yōu)化方法[4]、制備技術(shù)[5]、不確定分析[6]等方面的詳細(xì)研究。各ITPS方案可分為兩類：(1) NASA提出的波紋隔熱夾芯方案[7]；(2) ESA提出的C/SiC隔熱夾芯方案[8]。波紋夾芯一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)突破了傳統(tǒng)的冷、熱分開(kāi)設(shè)計(jì)思路，在承受氣動(dòng)熱載的同時(shí)起到支撐結(jié)構(gòu)的作用，使飛行器的有效容積大幅度增加[9]。加之波紋夾芯結(jié)構(gòu)具有構(gòu)型簡(jiǎn)單、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，該方案已成為一體化熱防護(hù)系統(tǒng)的主流方案。然而，波紋夾芯ITPS結(jié)構(gòu)上、下面板間腹板材料的熱導(dǎo)率較高，與周圍隔熱材料存在不匹配性，這導(dǎo)致了熱短路現(xiàn)象的產(chǎn)生[10]。這降低了一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的隔熱能力，造成了底板溫度過(guò)高，或使得一體化熱防護(hù)系統(tǒng)過(guò)于臃腫而降低了飛行器內(nèi)部的有效空間。

針對(duì)波紋夾芯ITPS的熱短路現(xiàn)象國(guó)內(nèi)外研究人員已經(jīng)做了大量的設(shè)計(jì)工作，主要包括NASA Langley Research Center提出鏤空腹板加筋方案[11]，Material Research&Design團(tuán)隊(duì)在腹板上增加減重孔的方案[12]，大連理工王琦等提出仿生ITPS方案[13]等。但是這些方案存在加工工藝不成熟或設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)過(guò)于復(fù)雜的問(wèn)題，并不適合工程實(shí)際應(yīng)用。哈工大楊強(qiáng)等針對(duì)一體化熱防護(hù)系統(tǒng)的各方案采用模糊決策手段綜合考慮結(jié)構(gòu)、設(shè)計(jì)、工藝、材料多方面因素進(jìn)行了綜合效能評(píng)價(jià)，得出了原波紋夾心方案相對(duì)鏤空、減重孔等方案評(píng)價(jià)更優(yōu)的結(jié)論[14]。

實(shí)際上，對(duì)于ITPS隔熱性能有較大影響的分別是ITPS結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱能力和儲(chǔ)熱能力。針對(duì)熱橋現(xiàn)象，傳統(tǒng)優(yōu)化方案都是從降低腹板附近的熱流傳導(dǎo)速率的角度出發(fā)再對(duì)其承載性能進(jìn)行驗(yàn)證。額外設(shè)計(jì)所帶來(lái)設(shè)計(jì)工藝復(fù)雜性和對(duì)腹板結(jié)構(gòu)的影響[14]，與其隔熱/承載一體化的設(shè)計(jì)理念部分相悖。目前，儲(chǔ)熱技術(shù)按儲(chǔ)熱方式可分為三種：顯熱儲(chǔ)熱、潛熱儲(chǔ)熱以及化學(xué)反應(yīng)儲(chǔ)熱[15]。顯熱儲(chǔ)熱依靠材料的熱容，化學(xué)反應(yīng)儲(chǔ)熱依靠化學(xué)反應(yīng)的能量變化，但化學(xué)反應(yīng)較難控制，而潛熱儲(chǔ)熱依靠物質(zhì)的相態(tài)變化，其潛熱熱容大、方便可控，是儲(chǔ)熱方式的最優(yōu)方案。因此，將自溫控相變材料引入到一體化熱防護(hù)系統(tǒng)可為高超聲速飛行器多功能熱防護(hù)方案設(shè)計(jì)提供一種新思路。

本文利用相變材料(Phase change materials, PCM)相變潛熱大、比熱容高等優(yōu)點(diǎn)，從提高ITPS儲(chǔ)熱能力角度出發(fā)，設(shè)計(jì)了一種含相變材料的ITPS結(jié)構(gòu)(PCM-ITPS)。由于傳統(tǒng)相變材料在相變過(guò)程會(huì)發(fā)生固-液相態(tài)轉(zhuǎn)換，其材料密封問(wèn)題一直限制著相變材料在熱防護(hù)系統(tǒng)中的應(yīng)用，為此本文研制了一種新型含復(fù)合定形相變材料的ITPS結(jié)構(gòu)。其中，復(fù)合定形相變材料以多孔材料為基體，通過(guò)多孔基體微觀結(jié)構(gòu)的毛細(xì)作用吸附相變材料，解決了相變材料使用過(guò)程中的泄漏問(wèn)題。在此基礎(chǔ)上，研制PCM-ITPS試件，對(duì)試件的可靠性及隔熱性能進(jìn)行了試驗(yàn)考量，證明了PCM-ITPS方案的可行性與優(yōu)越性。在試驗(yàn)驗(yàn)證PCM-ITPS可行性后，本文根據(jù)某具體飛行器的再入段飛行環(huán)境，對(duì)PCM-ITPS進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化后的PCM-ITPS結(jié)構(gòu)滿足飛行器輕質(zhì)化、高容積的設(shè)計(jì)要求。

1 PCM-ITPS結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

PCM-ITPS利用波紋夾芯結(jié)構(gòu)內(nèi)部的大量空間，填充包含復(fù)合相變材料和隔熱材料的新型隔熱夾芯，本文提出的PCM-ITPS具體方案如圖1所示。其中，隔熱材料和相變材料填充于上、下面板間，相變材料由于使用溫度相對(duì)較低，位于下面板處。

為對(duì)比研究PCM-ITPS的隔熱特性，本文分別建立了傳統(tǒng)ITPS模型與新型PCM-ITPS模型。其中，上下面板以及腹板承力結(jié)構(gòu)采用金屬材料，傳統(tǒng)ITPS面板間填充氣凝膠隔熱材料[16]，而PCM-ITPS面板間填充氣凝膠和復(fù)合相變材料。各模型尺寸參數(shù)見(jiàn)表1；本文中各材料物性見(jiàn)表2，并考慮各參數(shù)會(huì)隨材料溫度產(chǎn)生變化，隔熱材料與相變材料質(zhì)地較軟不能作為承力結(jié)構(gòu)，故不考慮承載性能。

圖1 PCM-ITPS結(jié)構(gòu)示意圖

填充相變材料為基于石蠟的復(fù)合相變材料，其相變溫度為T(mén)m=70 ℃，相變潛熱Hq=189 600 J/kg。

表1 傳統(tǒng)ITPS和PCM-ITPS結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)Table 1 Initial structure parameters of ITPS and PCM-ITPS (m)

表2 各材料物性參數(shù)Table 2 Material properties of all materials

2 PCM-ITPS隔熱性能研究

2.1 傳熱分析計(jì)算條件

在進(jìn)行瞬態(tài)溫度場(chǎng)仿真分析時(shí)，分別在兩種ITPS結(jié)構(gòu)的上面板施加壁面熱流以便模擬高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中承受的氣動(dòng)熱載[17]，熱流密度為50 kW/m2。計(jì)算模型取模型單胞對(duì)稱胞元。熱流加載700 s，為得出底板最高溫度進(jìn)行了額外時(shí)長(zhǎng)的計(jì)算。在計(jì)算中做出如下合理假設(shè)以簡(jiǎn)化分析：

1)忽略不同材料接觸面的接觸熱阻；

2)下面板底部為絕熱邊界條件；

3)忽略隔熱層內(nèi)部的對(duì)流換熱和熱輻射；

4)結(jié)構(gòu)初始溫度與環(huán)境溫度設(shè)為20 ℃；

5)上面板外表面輻射發(fā)射率設(shè)為0.85。

實(shí)際上，邊界條件設(shè)為絕熱是相對(duì)保守的，因?yàn)闊岱雷o(hù)系統(tǒng)底部通常是飛行器的艙室，在傳熱過(guò)程中可以視為一個(gè)巨大的熱沉。傳熱計(jì)算采用ABAQUS有限元軟件，網(wǎng)格類型為DC2D4，網(wǎng)格數(shù)量為13 700個(gè)。傳熱計(jì)算基于式(1)的二維傅里葉熱傳導(dǎo)控制方程，相變過(guò)程采用熱焓的數(shù)值計(jì)算方法，焓的控制方程為式(2)，在傳熱過(guò)程中將焓值與溫度對(duì)應(yīng)，其溫度與焓值的具體關(guān)系式為式(3),三式共同建立起含相變反應(yīng)的傳熱基本方程組。

(1)

式中:c為比熱容，T為溫度，t為時(shí)間，λr為熱導(dǎo)率。

(2)

(3)

復(fù)合定型相變材料存在強(qiáng)毛細(xì)作用與表面張力作用使得即使材料使用溫度高于相變材料的熔化溫度，它也能保持相同的固態(tài)形式不變且熱膨脹率較小,本文忽略其密度變化。相變材料與基體并沒(méi)有形成新的物質(zhì)，但這種復(fù)合相變材料結(jié)合了傳統(tǒng)相變材料的高潛熱與基體材料較強(qiáng)的導(dǎo)熱這兩方面的特性。研究指出其相變潛熱取決于其所含的相變材料比例與種類，熱導(dǎo)率僅由基體的熱傳導(dǎo)能力決定，相變過(guò)程對(duì)復(fù)合材料的熱導(dǎo)率基本無(wú)影響[18]。相變材料只對(duì)潛熱和比熱容影響較大，但由于石蠟固液兩態(tài)比熱容相差較小，且基體一直為固態(tài)，研究曾實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證復(fù)合體相變前后的比熱容變化不大[19]，本文假設(shè)相變反應(yīng)前后的比熱容無(wú)突變。復(fù)合定型相變材料多次循環(huán)后仍有優(yōu)秀的穩(wěn)定性。

ITPS上面板為第二類邊界條件并考慮表面熱輻射效應(yīng)，其邊界條件方程為：

(4)

式中:q為熱流密度，ε為發(fā)射率，Tw為壁面溫度，T0為環(huán)境溫度，σs為Stefan-Boltzmann常數(shù)，取為5.67×10-8W/(m2·K4)。

2.2 瞬態(tài)傳熱數(shù)值模擬結(jié)果

圖2給出了熱流加載700 s時(shí)溫度對(duì)比云圖，其左半部分為ITPS溫度云圖，右半部分為PCM-ITPS溫度云圖。圖中在ITPS中的腹板周圍其等溫線呈現(xiàn)下凸?fàn)?，說(shuō)明了腹板的熱短路效應(yīng)明顯，在PCM-ITPS中，添加相變材料后可以看出底面附近等溫線溫度更低且更為平緩，說(shuō)明了相變材料對(duì)熱短路現(xiàn)象所引入的過(guò)量熱載具有改善吸收作用。

圖2 700 s時(shí)傳統(tǒng)ITPS和PCM-ITPS結(jié)構(gòu)溫度對(duì)比云圖

圖3給出了ITPS和PCM-ITPS結(jié)構(gòu)底面溫度變化歷程圖。通過(guò)對(duì)比可知，在加入相變材料后，底面溫度明顯降低，在熱流加載段，底面最高溫度由195 ℃下降到135 ℃，在無(wú)熱流加載段，底面最高溫度由270 ℃下降到185 ℃。此外，PCM-ITPS底面溫升速率也要明顯低于傳統(tǒng)ITPS，這也能說(shuō)明PCM-ITPS的隔熱性能在整個(gè)飛行過(guò)程中均優(yōu)于傳統(tǒng)ITPS結(jié)構(gòu)。

圖3 傳統(tǒng)ITPS和PCM-ITPS底面溫度變化歷程曲線

圖4為PCM-ITPS結(jié)構(gòu)內(nèi)部不同位置點(diǎn)的溫度變化曲線，發(fā)現(xiàn)PCM-ITPS結(jié)構(gòu)可吸收熱短路效應(yīng)帶來(lái)的過(guò)量熱載。圖中可以看出，相變材料在70 ℃左右時(shí)相變材料發(fā)生相變反應(yīng)其溫升曲線平緩，相變反應(yīng)完成后相變材料與底板溫度趨于一致。

2.3 相變材料厚度對(duì)隔熱性能的影響

建立不同厚度相變材料的PCM-ITPS模型，厚度分別為3、5和7 mm。探究不同厚度相變材料對(duì)PCM-ITPS隔熱性能的影響規(guī)律。

圖5為不同相變材料厚度下PCM-ITPS底面溫度的對(duì)比圖。通過(guò)對(duì)比結(jié)果發(fā)現(xiàn)，隨著相變材料的厚度增加，PCM-ITPS結(jié)構(gòu)的隔熱性能增強(qiáng)。另外，通過(guò)對(duì)比可知，厚度5 mm變化至7 mm的溫度下降值略低于從3 mm變化至5 mm的溫度下降值，其原因是增厚相變層后無(wú)法完全相變。在設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)合理優(yōu)化，發(fā)揮相變高儲(chǔ)能優(yōu)點(diǎn)，以免浪費(fèi)隔熱性能。

2.4 PCM-ITPS隔熱性能試驗(yàn)驗(yàn)證

為了檢驗(yàn)PCM-ITPS的隔熱性能，本文設(shè)計(jì)了PCM-ITPS的隔熱性能試驗(yàn)驗(yàn)證方案。本試驗(yàn)方案中以304奧氏體不銹鋼作為承載結(jié)構(gòu)材料、復(fù)合氣凝膠隔熱氈作為隔熱材料，將膨脹石墨與相變材料進(jìn)行混合制成復(fù)合定形相變材料，填充成PCM-ITPS試件，制備成型的試件見(jiàn)圖6。

隔熱性能試驗(yàn)方案中采用YLS-2000型激光器作為熱源，其相比爐式加熱方式更符合熱防護(hù)系統(tǒng)單面受熱的實(shí)際情況，且激光器輸入熱流大小更易控制。利用FILR紅外熱像儀記錄試件底板的溫度響應(yīng)。其試驗(yàn)裝置示意圖見(jiàn)圖7。使用夾具的目的是為了固定試驗(yàn)試件及防止激光泄出。在設(shè)計(jì)時(shí)為消除夾具熱沉效應(yīng)的影響，在試件周圍以及底板與夾具接觸位置鋪設(shè)隔熱氈將附加熱沉的影響最小化。

圖7 試驗(yàn)裝置示意圖

試驗(yàn)中分別準(zhǔn)備PCM-ITPS與ITPS兩組試件，在兩組試件頂板輻照相同時(shí)間與功率密度的激光，通過(guò)紅外熱像儀觀察其底板溫度歷程。在試驗(yàn)中調(diào)節(jié)YLS-2000連續(xù)型激光器的功率密度為10 kW/m2，作用時(shí)間為180 s。在試驗(yàn)完成激光熱源加載后，保持試件靜置16 min，最終將測(cè)得的兩組試件的底板溫度繪制成溫升曲線圖，其溫度響應(yīng)曲線見(jiàn)圖8。

圖8 試驗(yàn)測(cè)得各點(diǎn)處溫度變化曲線

通過(guò)下面板溫度響應(yīng)曲線圖可以看出，PCM-ITPS的防隔熱性能明顯優(yōu)于傳統(tǒng)ITPS結(jié)構(gòu)。其中，其底板熱橋點(diǎn)P2處最高溫度由77.9 ℃下降至62.0 ℃，降幅達(dá)20.7%，且試驗(yàn)測(cè)得的溫度與數(shù)值計(jì)算的溫度趨勢(shì)相同，這證明了傳熱模型與試驗(yàn)的正確性，試驗(yàn)驗(yàn)證了其隔熱性能與設(shè)計(jì)方案的可靠性。

3 PCM-ITPS承載性能分析

ITPS兼具的承載性能會(huì)對(duì)其防隔熱效果存在制約，現(xiàn)針對(duì)PCM-ITPS的承載性能進(jìn)行分析。

3.1 PCM-ITPS承載性能計(jì)算模型

高超聲速飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)在飛行過(guò)程會(huì)受到嚴(yán)酷氣動(dòng)熱載，這導(dǎo)致PCM-ITPS結(jié)構(gòu)由于熱不匹配性產(chǎn)生了應(yīng)力集中與變形。在飛行器飛行過(guò)程中，飛行器表面過(guò)大的局部變形會(huì)導(dǎo)致其氣動(dòng)熱載劇烈惡化，故應(yīng)該對(duì)其變形進(jìn)行約束。

在有限元仿真中，采用ABAQUS有限元軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，其網(wǎng)格類型為C3D8R，網(wǎng)格數(shù)量為84 360個(gè)。在計(jì)算中根據(jù)實(shí)際條件確定邊界條件，是分析計(jì)算的關(guān)鍵所在，建立計(jì)算模型及網(wǎng)格劃分示意圖見(jiàn)圖9。高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)通常與艙室通過(guò)螺栓相連[7],其實(shí)際使用連接情況的示意圖附加在圖9中。計(jì)算模型為四分之一對(duì)稱模型，模型標(biāo)紅的單胞部分為本論文中采用的四分之一計(jì)算模型。其中A、B、C、D分別為模型周圍四個(gè)面，由于A、B為實(shí)際邊界通常與艙壁相連，故限制A、B兩邊底板的Y方向的移動(dòng)和X、Z方向的轉(zhuǎn)動(dòng)，A、B面的頂板只限制其轉(zhuǎn)動(dòng)。(以機(jī)械方式相連，故A、B兩邊的下面板Y方向被限制位移，A、B兩邊的上面板沒(méi)有機(jī)械連接，位移不受限制)。而C、D面為對(duì)稱邊界條件，限制C面底板與頂板X(qián)方向的移動(dòng)，限制D面底板與頂板Z方向的移動(dòng)。承載計(jì)算中使用的本構(gòu)關(guān)系為式(5)。

圖9 計(jì)算模型邊界條件及網(wǎng)格劃分示意圖

(5)

式中:εx,εy,εz為熱應(yīng)變,γxy,γyz,γzx為剪應(yīng)變,u,v,z為位移分量；σx,σy,σz為熱應(yīng)力,α為線膨脹系數(shù),ΔT為兩時(shí)刻的溫度差,E為彈性模量,μ為泊松比(304不銹鋼μ=0.25)。

3.2 數(shù)值模擬結(jié)果

本文采取順序熱力計(jì)算的方法對(duì)PCM-ITPS結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析，在整個(gè)計(jì)算時(shí)長(zhǎng)中選取結(jié)構(gòu)溫差最大時(shí)刻，此時(shí)由于溫度場(chǎng)分布的不均勻性，PCM-ITPS承力性能受溫度影響最大。

圖10為所給數(shù)值模擬出的Mises應(yīng)力與位移云圖，從結(jié)構(gòu)變形角度分析，計(jì)算結(jié)果合理可靠，PCM-ITPS結(jié)構(gòu)頂板溫度高，材料的熱膨脹較大，而整個(gè)結(jié)構(gòu)的底板被固定在機(jī)身結(jié)構(gòu)上，導(dǎo)致位移主要發(fā)生在結(jié)構(gòu)的厚度方向，由于下面板受到約束，最大Mises應(yīng)力出現(xiàn)的位置在腹板的下邊緣處，最大位移出現(xiàn)在上面板，其最大Mises應(yīng)力為250 MPa，其最大位移為0.99 mm。

圖10 有限元模擬的位移場(chǎng)與Mises應(yīng)力結(jié)果圖

在針對(duì)一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，考慮到其使用條件，結(jié)構(gòu)腹板的屈曲特征是該結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的考量方面之一。哈工大解維華等人針對(duì)此結(jié)構(gòu)的屈曲特征進(jìn)行了大量分析和試驗(yàn)，得出了上下面板不會(huì)發(fā)生屈曲的結(jié)論，討論了腹板尺寸會(huì)影響其屈曲特征值的規(guī)律[5]，本文采用相同的研究方法對(duì)結(jié)構(gòu)的屈曲特征值進(jìn)行計(jì)算，故不在此贅述。

4 PCM-ITPS參數(shù)化建模分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)

當(dāng)采用PCM-ITPS作為可重復(fù)使用發(fā)射式飛行器Reusable Launch Vehicles (RLV)的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)時(shí)，一般來(lái)說(shuō)，PCM-ITPS厚度越大，隔熱能力越強(qiáng)；但另一方面，厚度加大帶來(lái)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加既降低了飛行器的總體性能，又增大了飛行器的發(fā)射成本。在PCM-ITPS設(shè)計(jì)過(guò)程中應(yīng)該同時(shí)考慮防隔熱與承載性能的要求，由于一體化熱防護(hù)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)防隔熱與承載性能存在相互影響，二者分開(kāi)的設(shè)計(jì)理念并不能得出最優(yōu)的設(shè)計(jì)方案。針對(duì)PCM-ITPS結(jié)構(gòu)應(yīng)統(tǒng)籌考慮各個(gè)設(shè)計(jì)變量，協(xié)調(diào)找到一個(gè)可行的解決方案。因此，對(duì)PCM-ITPS進(jìn)行尺寸優(yōu)化設(shè)計(jì)以獲取合適結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)具有重要意義。

4.1 基于ABAQUS/Python的PCM-ITPS有限元模型

對(duì)PCM-ITPS進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，由于其涉及傳熱及承載兩方面內(nèi)容，需要對(duì)大量不同設(shè)計(jì)尺寸建立模型和分析，此時(shí)采用參數(shù)化建模的手段可實(shí)現(xiàn)PCM-ITPS自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的功能。本文基于Python語(yǔ)言實(shí)現(xiàn)PCM-ITPS隔熱/承載的參數(shù)化建模分析。優(yōu)化以PCM-ITPS的性能需求為約束條件進(jìn)行結(jié)構(gòu)的輕量化設(shè)計(jì)，需滿足的約束條件包括以下幾方面。

1)高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)一般要求底面最高溫度不超過(guò)150 ℃以保證艙內(nèi)設(shè)備安全；

2)要求相變材料的最高溫度小于相變材料的最高使用溫度以保證相變材料不發(fā)生分解；

3)結(jié)構(gòu)最大Mises應(yīng)力小于極限值156 MPa(安全系數(shù)取為2)；

4)結(jié)構(gòu)最大位移小于極限值3 mm[7]；

5)結(jié)構(gòu)腹板屈曲特征值大于1.25[7]。

基于此，PCM-ITPS優(yōu)化模型的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

(6)

式中：H為胞元厚度，h為相變層厚度，tf為腹板寬度，ht為頂板厚度，hb為底板厚度，θ為腹板角度，M為胞元質(zhì)量，Tb為底面最高溫度，Tx為相變層最高溫度，λq為屈曲特征值，max代表最大值，min代表最小值。ITPS優(yōu)化參數(shù)中無(wú)h、Tx。

4.2 基于多島遺傳算法(MIGA)的PCM-ITPS結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

為實(shí)現(xiàn)PCM-ITPS的高效優(yōu)化設(shè)計(jì)，引入多島遺傳算法(Multi-Island Genetic Algorithm, MIGA)對(duì)優(yōu)化模型進(jìn)行求解，進(jìn)行遺傳操作[20]?；贛IGA的PCM-ITPS優(yōu)化設(shè)計(jì)具體流程如圖11所示。

圖11 基于MIGA算法的PCM-ITPS優(yōu)化設(shè)計(jì)流程圖

本文將設(shè)計(jì)流程、優(yōu)化算法等組織到統(tǒng)一的框架中，自動(dòng)運(yùn)行仿真軟件，完成“分析—優(yōu)化”整個(gè)流程，使整個(gè)設(shè)計(jì)流程實(shí)現(xiàn)全數(shù)字化和全自動(dòng)化。PCM-ITPS的具體優(yōu)化流程如下：

1)從Python前處理腳本文件中提取設(shè)計(jì)參數(shù)并輸出；

2)從Python后處理腳本生成的響應(yīng)結(jié)果文件中讀取出PCM-ITPS單胞質(zhì)量及設(shè)計(jì)響應(yīng)值等信息并輸出；

3)選取MIGA優(yōu)化算法進(jìn)行迭代計(jì)算，通過(guò)多次迭代直到得到滿足約束條件下目標(biāo)函數(shù)的最優(yōu)解，從而設(shè)計(jì)出滿足隔熱與承載要求的輕質(zhì)PCM-ITPS結(jié)構(gòu)。

4.3 考慮RLV再入段環(huán)境的PCM-ITPS結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

根據(jù)文獻(xiàn)[7]給出的RLV再入段熱環(huán)境進(jìn)行PCM-ITPS優(yōu)化設(shè)計(jì)。取飛行器x=827 inches位置處的熱流為輸入熱載，其熱流密度變化歷程見(jiàn)圖12，2175 s后RLV飛行器降落地面。

圖12 飛行器再入段飛行器熱流密度變化歷程曲線[7]

PCM-ITPS設(shè)計(jì)變量取值及范圍見(jiàn)表3；該模型承力結(jié)構(gòu)采用Ti-6Al-4V，μ=0.31，材料性質(zhì)見(jiàn)表2。

表3 設(shè)計(jì)變量初始值與取值范圍Table 3 Initial value and range of design variables (mm)

4.4 RLV再入段PCM-ITPS優(yōu)化結(jié)果分析

圖13為可行解優(yōu)化歷程圖，PCM-ITPS具有多個(gè)設(shè)計(jì)變量，在迭代一定次數(shù)后模型波動(dòng)減小，模型靠近使得目標(biāo)最小化的區(qū)域，最終求出最優(yōu)解。

圖13 PCM-ITPS與ITPS結(jié)構(gòu)優(yōu)化歷程圖

通過(guò)比較，可發(fā)現(xiàn)優(yōu)化后的PCM-ITPS結(jié)構(gòu)相比ITPS結(jié)構(gòu)質(zhì)量和厚度分別下降了23.35%和20.83%?？梢钥闯鰝鹘y(tǒng)ITPS在優(yōu)化后其承重性能接近約束范圍但其底板最高溫度并未趨近于其上限值，這也驗(yàn)證了傳統(tǒng)一體化熱防護(hù)系統(tǒng)在設(shè)計(jì)過(guò)程中防熱能力與承載性能相互制約的設(shè)計(jì)矛盾。而PCM-ITPS的Mises應(yīng)力相對(duì)較小，其材料的隔熱性能得到充分利用，證明了PCM-ITPS在隔熱/承載功能的一體化優(yōu)勢(shì)。值得注意的是，相變材料雖不承力，但對(duì)其承力結(jié)構(gòu)的優(yōu)化結(jié)果產(chǎn)生了較大影響。

表4 不同模型優(yōu)化結(jié)果Table 4 Optimization results for different models

這是由于PCM-ITPS結(jié)構(gòu)中含有相變材料，可以增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的儲(chǔ)熱能力，從而提升PCM-ITPS結(jié)構(gòu)的隔熱效果?？梢钥闯觯琍CM-ITPS結(jié)構(gòu)從減重和增加飛行器有效空間方面都要優(yōu)于傳統(tǒng)ITPS結(jié)構(gòu)。

5 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)了一種新型PCM-ITPS結(jié)構(gòu)，通過(guò)數(shù)值計(jì)算分析了PCM-ITPS隔熱與承載特性，探討了設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)底面最高溫度的影響規(guī)律，并對(duì)PCM-ITPS這一方案進(jìn)行了試件制備與試驗(yàn)驗(yàn)證；在此基礎(chǔ)上，根據(jù)具體飛行環(huán)境對(duì)PCM-ITPS進(jìn)行全局優(yōu)化設(shè)計(jì)，為這一新型ITPS方案的應(yīng)用提供理論支撐。設(shè)計(jì)及試驗(yàn)過(guò)程中總結(jié)出的主要規(guī)律包括：

1) 填充相變材料將提升ITPS隔熱性能，并能有效地吸收由腹板結(jié)構(gòu)產(chǎn)生熱短路效應(yīng)所帶來(lái)的過(guò)量熱載。

2) PCM-ITPS結(jié)構(gòu)中，結(jié)構(gòu)的各個(gè)設(shè)計(jì)變量與其隔熱、承載性能密切相關(guān)，而其隔熱與承載性能往往相互制約，故針對(duì)PCM-ITPS搭建一套根據(jù)具體環(huán)境自動(dòng)迭代的優(yōu)化設(shè)計(jì)流程，這不僅是熱防護(hù)系統(tǒng)隔熱與承載功能的一體化，也是其設(shè)計(jì)理念一體化的體現(xiàn)。

綜上所述，本文提出的PCM-ITPS結(jié)構(gòu)相比于傳統(tǒng)ITPS結(jié)構(gòu)具有更加優(yōu)異的性能。該一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了熱防護(hù)系統(tǒng)輕質(zhì)、高容積率、多功能、可重復(fù)使用的設(shè)計(jì)趨勢(shì)，適用于飛行器大面積熱防護(hù)，具有一定理論與工程價(jià)值。