吳 杰，張 章，侯安平，王立武，王 潔，曹 旭

(1. 北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京 100191；2. 北京空間機(jī)電研究所中國空間技術(shù)研究院航天器無損著陸技術(shù)核心專業(yè)實驗室，北京 100094)

0 引 言

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，空天往返運輸活動也更加頻繁，然而傳統(tǒng)剛性返回器的裝載能力容易受到結(jié)構(gòu)尺寸的限制，導(dǎo)致有效載荷的局限性越來越突出[1-3]。針對這一缺陷，充氣式返回技術(shù)應(yīng)運而生，其在發(fā)射過程中折疊以占有盡可能小的體積，返回時通過充氣使氣囊展開并形成氣動外形[4-5]。然而區(qū)別于剛性結(jié)構(gòu)，柔性結(jié)構(gòu)型面的氣動變形問題更加突出：高超聲速氣動力會導(dǎo)致薄膜結(jié)構(gòu)的大變形，甚至產(chǎn)生結(jié)構(gòu)斷裂與解體[6-7]；氣動熱載荷會使內(nèi)充壓氣體劇烈膨脹并超過氣囊縫合強(qiáng)度，從而造成柔性結(jié)構(gòu)破壞。因此研究再入過程中氣動載荷與結(jié)構(gòu)特性的變化規(guī)律，校核危險點并提出優(yōu)化方案，在充氣式再入減速器的設(shè)計過程中愈加重要。

針對充氣式再入減速器在氣動力與氣動熱作用下的結(jié)構(gòu)特性，國內(nèi)外學(xué)者已開展了一定的研究工作?，F(xiàn)有研究中，在氣動力的求解上主要通過CFD計算個別高度工況下的氣動壓力，并采取單向壓力加載的方式求解結(jié)構(gòu)應(yīng)力[8-11]。然而，由于其通過插值來獲取其余高度的氣動結(jié)果，無法獲得更為連續(xù)的氣動載荷與結(jié)構(gòu)特性變化歷程，并且單向耦合無法計入結(jié)構(gòu)變形對于下一時刻流場分布的影響。另一方面，現(xiàn)有研究在求解氣動熱上主要依靠工程算法或CFD得到表面熱流分布，再通過熱傳導(dǎo)方程得到各功能層溫度分布[12-15]，然而其未能考慮內(nèi)充壓氣體的熱膨脹這一重要因素對于熱應(yīng)力的影響。

針對現(xiàn)有研究方法的不足，本文提出了將動態(tài)飛行參數(shù)加載至CFD邊界條件的技術(shù)手段，并且在CFD中通過數(shù)次迭代求解更為精確的阻力系數(shù)，實現(xiàn)飛行動力學(xué)與空氣動力學(xué)之間的雙向耦合。同時基于ANSYS建立了考慮內(nèi)充壓氣體熱效應(yīng)的流固雙向耦合模型，既考慮了結(jié)構(gòu)變形對下一時刻流場的影響，又考慮了內(nèi)充壓氣體溫度變化對熱應(yīng)力的影響。利用此模型研究了氣動力與氣動熱分別作用下的結(jié)構(gòu)變化規(guī)律，并通過改變半錐角和氣囊數(shù)目，研究結(jié)構(gòu)參數(shù)對氣動載荷與結(jié)構(gòu)特性的影響。

1 數(shù)值方法及驗證

1.1 分析流程

為對比氣動力與氣動熱對結(jié)構(gòu)特性的影響，本文將兩者進(jìn)行分層求解，如圖1所示。氣動力的分析中，將動態(tài)飛行參數(shù)作為CFD的邊界條件，并結(jié)合流固雙向耦合模型進(jìn)行求解。其中，通過CFD求出的阻力系數(shù)能夠?qū)γ嬖e分法得到的初始阻力系數(shù)進(jìn)行反饋修正。

在氣動熱分析中，將CFD計算得到的氣動熱作為邊界條件依次加載至熱力學(xué)及動力學(xué)模型中，并且將薄膜熱變形以及內(nèi)充壓氣體的熱膨脹都計入熱應(yīng)力的影響因素中。

1.2 幾何模型

充氣式再入減速器的幾何模型選取美國IRVE飛行器[10]，結(jié)構(gòu)如圖2所示。七層氣囊獨立充氣以提供剛性，氣囊之間通過隔層連接以增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，蒙皮包裹在氣囊外部以形成穩(wěn)定的氣動外形。柔性薄膜材料選擇凱夫拉(Kevlar)纖維膜，該材料密度為1440 kg/m3，楊氏模量131 GPa，泊松比0.35。

圖2 IRVE結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of IRVE system

圖3展示了充氣式再入減速器的結(jié)構(gòu)有限元模型，采用shell 181四節(jié)點面單元，網(wǎng)格數(shù)10萬。圖4是流體域網(wǎng)格模型的剖面圖，采用混合網(wǎng)格進(jìn)行劃分，總網(wǎng)格800萬。

圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

圖4 CFD模型Fig.4 CFD model

充氣式再入減速器通過熱防護(hù)系統(tǒng)(Thermal protection system, TPS)抵御巨大的熱載荷，從外到內(nèi)分為防熱層、絕熱層和氣密層，分別用以承受熱流、隔絕熱流和防止氣體泄漏，如圖5所示。本文采用solid 45單元建立各功能層的熱力學(xué)模型。

圖5 TPS結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Diagram of the thermal protection system

1.3 氣動力與氣動熱計算方法

流體域和固體域通過耦合交界面將位移及壓力依據(jù)協(xié)調(diào)條件進(jìn)行轉(zhuǎn)換。采用基于有限體積法的雷諾平均N-S方程求解氣動力，并采用SST湍流模型。在求解氣動熱時需考慮邊界層內(nèi)高焓氣流與結(jié)構(gòu)之間的對流換熱，以及壁面產(chǎn)生的輻射。設(shè)σ為黑體輻射系數(shù)，給定結(jié)構(gòu)發(fā)射率ε為0.89，其熱輻射方程為：

(1)

利用文獻(xiàn)[16]中的CFD結(jié)果進(jìn)行了驗證，如圖6所示。駐點動壓和熱流密度的最大偏差均發(fā)生在各自峰值處，分別為5.8%和5.1%，均較為合理。

圖6 氣動力及氣動熱方法驗證Fig.6 Verification of aerodynamic and aeroheating methods

1.4 結(jié)構(gòu)動力學(xué)方程

設(shè)薄膜厚度為h，其上作用有均勻壓力p，此時薄膜將產(chǎn)生橫向位移z以及由變形引起的內(nèi)部張力Tx和Ty。給定彈性模量為E，則靜力學(xué)控制方程為：

(2)

考慮振動效應(yīng)，設(shè)薄膜單位面積的質(zhì)量為ms，承受橫向壓力載荷為f(x,y,t)，則受迫振動方程為：

(3)

文獻(xiàn)[17]給出了氣囊和隔層上最大應(yīng)力的理論公式，將本文有限元計算結(jié)果和其進(jìn)行對比，如圖7所示。兩種方法得到的最大應(yīng)力都隨內(nèi)壓線性增加，但有限元得到的斜率稍大，其偏差均在4%左右。

圖7 靜力學(xué)方法驗證Fig.7 Verification of static stress method

本文依托北京空間機(jī)電研究所回收著陸實驗室進(jìn)行了IRVE試驗件的模態(tài)振動試驗。試驗件根據(jù)IRVE的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡化，采取三層氣囊的形式，如圖8所示。通過錘擊法測量試驗件在不同充氣壓力下的模態(tài)振型及固有頻率。

圖8 模態(tài)試驗件結(jié)構(gòu)Fig.8 Structure of modal test

將試驗結(jié)果和本文所用方法進(jìn)行對比，如圖9所示，兩種方法得到的結(jié)果趨勢一致。搖擺和橫向伸縮頻率隨內(nèi)壓變化很小，偏差均在9%左右；縱向伸縮頻率隨內(nèi)壓呈近似線性變化，偏差在7%左右。由于試驗件存在銷釘、充氣閥等連接裝置，增加了附加質(zhì)量，在一定程度上降低了固有頻率，因此該偏差在合理范圍內(nèi)。

圖9 模態(tài)方法驗證Fig.9 Verification of modal method

1.5 熱力學(xué)方程

TPS熱傳導(dǎo)分析的微分方程如下：

(4)

其中,T是溫度，c是比熱容，λ是熱傳導(dǎo)率，φ是內(nèi)熱源。對于內(nèi)充壓氣體熱膨脹，設(shè)摩爾質(zhì)量M，氣體常數(shù)R，則可通過理想氣體狀態(tài)方程進(jìn)行描述：

pM=ρRT

(5)

本文根據(jù)文獻(xiàn)[18]中的參數(shù)建立了相應(yīng)的模型，并和文獻(xiàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，如圖10所示。兩者溫度曲線基本一致，驗證了本文熱力學(xué)方法的可靠性。

圖10 熱傳導(dǎo)方法驗證Fig.10 Verification of heat conduction method

1.6 飛行動力學(xué)方程

假設(shè)充氣式再入減速器以穩(wěn)定的姿態(tài)飛行，無攻角無側(cè)滑，則描述其飛行狀態(tài)需要六個參數(shù)：速度大小v，地心距r，緯度φ，經(jīng)度θ，彈道傾角γ和飛行方向角Ψ?？紤]地球自轉(zhuǎn)，設(shè)角速度為w，其三自由度質(zhì)心運動方程如下所示：

(6)

編寫MATLAB程序并和文獻(xiàn)[19]給出的算例進(jìn)行了對比。圖11給出了對比結(jié)果，由于選用的大氣模型存在差異，在再入后半段存在一定偏差，但總體基本吻合，驗證了本程序的準(zhǔn)確性。

圖11 飛行動力學(xué)程序驗證Fig.11 Verification of flight dynamics program

2 飛行動力學(xué)與流場分析

2.1 飛行動力學(xué)分析

表1展示了再入過程的初始參數(shù)，編寫飛行動力學(xué)程序并設(shè)定時間步長為0.1 s進(jìn)行迭代求解。

表1 飛行任務(wù)相關(guān)參數(shù)Table 1 Flight parameters

圖12展示了高度、速度隨時間的變化關(guān)系。再入總時間為712 s，其中前180 s為高超聲速區(qū)，在244 s時進(jìn)入亞聲速區(qū)，此時高度降低至32 km。

圖12 高度及速度曲線圖Fig.12 Height and velocity curves

2.2 流場分析

由于亞聲速時過載及熱流密度都較低，因此本文只針對超聲速及高超聲速區(qū)進(jìn)行流固耦合分析，結(jié)果如圖13所示。駐點壓力峰值位于60 km高度，大小為5033 Pa；駐點溫度峰值位置有所區(qū)別，位于66 km高度處，大小為1942 K。

圖13 駐點壓力與溫度曲線圖Fig.13 Pressure and temperature curves on stagnation point

選取有代表性的Ma5和Ma1.2進(jìn)行流場對比，圖14是子午面溫度云圖。Ma5飛行時結(jié)構(gòu)前緣形成一道強(qiáng)烈的弓形激波，到達(dá)駐點時溫度從240 K升高至730 K，除前緣處氣動溫度較高外，在飛行器尾部凹陷區(qū)亦會產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動加熱。相比而言，Ma1.2飛行時激波曲率更小，脫體距離更大，到達(dá)駐點時溫度僅升高至326 K。但氣流經(jīng)過迎風(fēng)面兩側(cè)時產(chǎn)生更明顯的膨脹波，溫度迅速降低至200 K。

圖14 流場溫度云圖對比Fig.14 Temperature comparison of flow field

圖15是流場子午面速度云圖,Ma5時前緣來流速度從1602 m/s起迅速降低，動能轉(zhuǎn)化為氣動熱，飛行器尾部凹陷處產(chǎn)生了明顯的低速區(qū)。相比而言，Ma1.2時由于迎風(fēng)面兩側(cè)產(chǎn)生了更明顯的膨脹波，速度升高明顯并迅速超過來流速度，達(dá)到500 m/s。

圖15 流場速度云圖對比Fig.15 Velocity comparison of flow field

圖16分別展示了表面壓力和溫度在各自峰值處(60 km與66 km)的分布，圖17是兩者沿子午線的變化。發(fā)現(xiàn)從駐點向周圍變化的過程中，溫度和壓力的下降速度逐漸增加。到達(dá)迎風(fēng)面邊緣時，溫度從1942 K下降至1169 K，壓力從5033 Pa下降至2518 Pa。從背風(fēng)面來看，溫度仍然保持在較高的水平，最大達(dá)到1390 K，而壓力卻僅有230 Pa左右，因此背風(fēng)面上的氣動壓力作用可忽略不計。

圖16 迎風(fēng)面壓力與溫度分布Fig.16 Pressure and temperature distribution on upward

圖17 子午線壓力及溫度分布Fig.17 Distribution of meridian pressure and temperature

3 考慮氣動力作用的結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析

圖18展示了氣動力作用下的最大應(yīng)力變化，此時不考慮氣動熱的影響。其規(guī)律和駐點壓力相似，在60 km處存在峰值，大小為39.6 MPa。和再入初期相比，最大應(yīng)力值提升了1.84倍。下文著重選取應(yīng)力峰值點A研究氣動力對應(yīng)力的影響。

圖19對比了無氣動力和氣動力最大狀態(tài)(A點)的應(yīng)力云圖。圖19(a)中應(yīng)力完全由20 kPa內(nèi)充壓產(chǎn)生，此時氣囊應(yīng)力普遍高于蒙皮，最大應(yīng)力位于最內(nèi)層氣囊與隔層連接處，大小為13.9 MPa，超過內(nèi)壓三個數(shù)量級。圖19(b)中在氣動力的作用下，最大應(yīng)力位于迎風(fēng)面靠近內(nèi)層的一圈蒙皮上，大小為39.6 MPa。

圖18 氣動力作用下結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力變化Fig.18 Maximal stress variation under aerodynamic

圖19 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布對比Fig.19 Comparison of stress distribution

圖20為結(jié)構(gòu)子午面變形云圖的對比。圖20(a)中結(jié)構(gòu)最大變形發(fā)生在各氣囊處，其幅值為4.9 mm。

圖20 結(jié)構(gòu)子午面變形Fig.20 Meridian deformation of structure

氣囊在蒙皮束縛位置會將部分力傳遞給蒙皮，從而改善自身受力效果。圖20(b)中蒙皮受氣動力向內(nèi)部凹陷，最大變形為3.8 mm，在束縛位置會將部分壓力傳遞給氣囊，從而改善蒙皮受力。

為比較結(jié)構(gòu)中各位置應(yīng)力的大小，將蒙皮、氣囊和隔層劃分成30個部分，如圖21所示，通過提取各個面上最大應(yīng)力，研究不同工況下應(yīng)力的分布。

圖21 結(jié)構(gòu)標(biāo)注示意圖Fig.21 Structural labeling sketch

圖22是氣動力作用前后各位置應(yīng)力的對比，圖22(a)中隔層應(yīng)力最高，氣囊次之，蒙皮應(yīng)力最低。圖22(b)中蒙皮最大應(yīng)力由3.6 MPa突增至39.6 MPa，氣囊最大應(yīng)力也有小幅提升，由11.6 MPa提升至16.8 MPa，僅隔層最大應(yīng)力有所下降，但幅度很小，從13.9 MPa下降至12.8 MPa。因此內(nèi)充壓對隔層應(yīng)力的影響最大，而氣動力對蒙皮上的應(yīng)力影響最大。

圖22 結(jié)構(gòu)各部分應(yīng)力幅值對比Fig.22 Comparison of stress in different parts

研究內(nèi)充壓作用下的固有振動特性，如圖23和表2所示?？梢钥闯?，前兩階固有頻率一致，為17.132 Hz，對應(yīng)搖擺振型，表明此振型在X和Y兩個方向都有體現(xiàn)；第三階為伸縮振型，頻率為56.488 Hz。

圖23 前三階模態(tài)振型Fig.23 The first three modes

表2 前三階固有頻率Table 2 The first three natural frequencies

圖24展示了考慮氣動力時一階固頻的變化。飛行前半段氣動力不斷增大，一階固頻逐漸從17.5 Hz下降至14.1 Hz。分析該現(xiàn)象的原因，氣動力會削弱內(nèi)充壓氣體的作用，從而減小了隔層的拉應(yīng)力和結(jié)構(gòu)的剛度，進(jìn)而減小了固有頻率。

圖24 氣動力作用下一階固頻變化Fig.24 First order frequency variation under aerodynamic

4 考慮氣動熱作用的熱力學(xué)及結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析

圖25展示了各功能層的溫度變化，盡管駐點溫度最高達(dá)到1976 K，但TPS結(jié)構(gòu)使熱流傳導(dǎo)減慢，最內(nèi)部氣密層的溫度在有限時間內(nèi)僅達(dá)到488 K，為駐點溫度的1/4，從而滿足了材料許用溫度值。

圖25 TPS各功能層溫度變化Fig.25 Temperature variation of TPS functional layers

圖26對比了氣動熱和氣動力各自對結(jié)構(gòu)應(yīng)力的影響。熱應(yīng)力的變化存在兩個峰值，分別由于結(jié)構(gòu)熱變形和內(nèi)充壓氣體熱膨脹占主導(dǎo)所致，如圖中B點和C點所示，其應(yīng)力幅值分別為33.5 MPa和31.1 MPa，分別發(fā)生在67 km 和45 km處。

圖26 氣動熱與氣動力對結(jié)構(gòu)應(yīng)力的影響對比Fig.26 Comparison of aeroheating and aerodynamic on stress

圖27著重選取B點和C點分析熱變形和熱膨脹對結(jié)構(gòu)應(yīng)力的影響規(guī)律。圖27(a)中結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力發(fā)生在后蒙皮上靠近內(nèi)端位置，而蒙皮越靠外，應(yīng)力下降越明顯。圖27(b)中應(yīng)力分布和只考慮內(nèi)充壓時的應(yīng)力相似，最大應(yīng)力都位于最內(nèi)層氣囊與隔層連接處。

圖27 結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力分布對比Fig.27 Comparison of thermal stress distribution

圖28展示了B點和C點子午面變形圖。圖28(a)中最大變形位于最外層氣囊處，為4.3 mm。將變形放大10倍后可知此時結(jié)構(gòu)相對形狀不發(fā)生變化，僅以內(nèi)層為中心進(jìn)行放大。圖28(b)中最大變形發(fā)生在氣囊處，大小為6.9 mm，而蒙皮上變形很小。

圖28 結(jié)構(gòu)子午面熱變形Fig.28 Meridian thermal deformation of structure

圖29對比了B狀態(tài)和C狀態(tài)各部分應(yīng)力。圖29(a)中蒙皮、氣囊和隔層最大應(yīng)力分別為33.5 MPa、25.5 MPa和23.3 MPa，且各部分靠近內(nèi)層的應(yīng)力增加明顯，說明熱變形對最內(nèi)層結(jié)構(gòu)的影響最大。圖29(b)中蒙皮、氣囊和隔層最大應(yīng)力分別為8.2 MPa、21.4 MPa和31.1 MPa，隔層應(yīng)力最為顯著，而蒙皮應(yīng)力很低。

圖29 結(jié)構(gòu)各部分熱應(yīng)力幅值對比Fig.29 Comparison of thermal stress in different parts

圖30展示了氣動熱作用下一階固頻的變化。其影響主要分為三部分：結(jié)構(gòu)熱變形、內(nèi)充壓氣體熱膨脹、材料彈性模量下降。在飛行前半段，溫度升高帶來的彈性模量下降占主導(dǎo)，固有頻率從16.1 Hz下降至9.6 Hz；在飛行后半段，氣體熱膨脹占主導(dǎo)，使固有頻率升高至24.8 Hz。

圖30 氣動熱作用下一階固頻變化Fig.30 First order frequency variation under aeroheating

5 結(jié)構(gòu)參數(shù)對飛行、流場及結(jié)構(gòu)特性的影響

結(jié)構(gòu)參數(shù)依次影響飛行動力學(xué)、空氣動力學(xué)與結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性。本文先通過控制變量研究結(jié)構(gòu)參數(shù)對各模塊的單獨影響，再利用流固耦合法研究各模塊綜合影響下的變化規(guī)律。

5.1 結(jié)構(gòu)參數(shù)對各模塊的單獨影響

1)對飛行動力學(xué)的影響

通過表3可知，隨著半錐角或氣囊個數(shù)的增加，過載峰值有下降趨勢。原因在于隨著半錐角或氣囊的增加，迎風(fēng)面積增大導(dǎo)致阻力相應(yīng)增加，速度衰減程度加大，過載峰值處的速度及氣動載荷變小。

表3 結(jié)構(gòu)參數(shù)對過載峰值的影響Table 3 Effect of structure on overload peak value

2)對空氣動力學(xué)的影響

令來流條件相同，由表4可知,當(dāng)半錐角從50°增大至65°時，駐點壓力從4710 Pa增加至5234 Pa；平均壓力增幅更大，共增加1410 Pa。其原因在于半錐角增大時，激波增壓能力提高，強(qiáng)度增加，如圖31所示。此外物面法向角的增大也使蒙皮上的平均壓力有明顯的升高。氣囊個數(shù)增加時，由于前緣結(jié)構(gòu)不發(fā)生變化，駐點壓力和平均壓力變化幅度很小。

表4 結(jié)構(gòu)參數(shù)對氣動壓力的影響Table 4 Effect of structure on aerodynamic pressure

圖31 不同半錐角流場壓力對比Fig.31 Comparison of pressure at different half taper angles

3)對結(jié)構(gòu)動力學(xué)的影響

令蒙皮上氣動力與氣動熱相同，表5說明當(dāng)半錐角增大時，兩種應(yīng)力均呈現(xiàn)上升趨勢，但氣動力的作用更為顯著，使應(yīng)力從16 MPa增加至60 MPa，這是由于半錐角變大，應(yīng)力在縱軸上的分量減小，為了平衡外壓，需要產(chǎn)生更大的應(yīng)力。而增加氣囊個數(shù)不改變前緣結(jié)構(gòu)，對兩種應(yīng)力的影響較小。

表5 結(jié)構(gòu)參數(shù)對最大應(yīng)力的影響Table 5 Effect of structure on maximal stress

5.2 結(jié)構(gòu)參數(shù)對各模塊的綜合影響研究

綜合上述各模塊的影響，圖32展示了不同結(jié)構(gòu)對再入過程中兩種應(yīng)力的影響。兩種應(yīng)力的變化趨勢相同，但氣動力產(chǎn)生的應(yīng)力變化更為明顯：半錐角每增大5°，最大應(yīng)力平均增加8.3 MPa，但在60°半錐角以上時變化有所減緩；氣囊每增加一層，最大應(yīng)力平均減小12.1 MPa。

圖32 再入過程下結(jié)構(gòu)參數(shù)對最大應(yīng)力的影響Fig.32 Effect of structure on maximal stress in reentry

綜合之前的分析，半錐角增大時，激波強(qiáng)度與物面法向角增大導(dǎo)致的氣動載荷上升占據(jù)主導(dǎo)，氣囊個數(shù)增加時，由于其對流場和結(jié)構(gòu)的影響改變較小，此時阻力增大帶來的減速效果起主要決定作用。

6 結(jié) 論

1) 本文提出的基于飛行參數(shù)的CFD動態(tài)邊界加載方法在模擬再入過程中的氣動力時具有良好的能力。突破了現(xiàn)有研究中只通過對部分高度的計算結(jié)果進(jìn)行插值來獲得其余高度處氣動力的思路，可以得到更為連續(xù)的氣動力變化曲線。同時阻力系數(shù)的反饋修正進(jìn)一步加強(qiáng)了飛行動力學(xué)計算的準(zhǔn)確性。

2) 建立的流固耦合模型既考慮了結(jié)構(gòu)變形對流場的影響，還涵蓋了結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)與內(nèi)充壓氣體熱膨脹的作用，能有效模擬氣動力與氣動熱對結(jié)構(gòu)特性的影響。較已有方法而言該模型更全面地考慮了溫度導(dǎo)致的內(nèi)充壓氣體狀態(tài)參數(shù)的改變。

3) 利用上述模型對典型軌跡下的結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行了計算，并從氣動力與氣動熱的角度分別進(jìn)行了分析。發(fā)現(xiàn)氣動力作用下結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力從13.9 MPa升高至39.6 MPa，而由于其減弱了充壓氣體形成的剛度，使一階固頻下降3.4Hz。氣動熱作用下結(jié)構(gòu)熱變形和內(nèi)充壓氣體熱膨脹使應(yīng)力曲線產(chǎn)生兩處峰值，分別為33.5 MPa和31.1 MPa，而一階固頻受熱膨脹的作用更明顯，最大升高15.2 Hz。

4) 對不同結(jié)構(gòu)尺寸下的結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行了對比研究，發(fā)現(xiàn)氣動力與氣動熱作用下的結(jié)構(gòu)應(yīng)力變化趨勢相同，但氣動力作用下其應(yīng)力變化更明顯：半錐角每增加5°，氣動力作用下的最大應(yīng)力平均增加8.3 MPa，此時激波強(qiáng)度與物面法向角增大導(dǎo)致的氣動載荷上升占據(jù)主導(dǎo)；氣囊數(shù)目每增加1層，氣動力作用下的最大應(yīng)力平均減小12.1 MPa，此時阻力增大帶來的減速效果起主要決定作用。