段旭冬 于暉 蘇瑞意

摘要：C/SiC復(fù)合材料具有耐高溫、高比強(qiáng)、耐疲勞等優(yōu)異性能，因而成為高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)和熱結(jié)構(gòu)的重要組成部件。現(xiàn)設(shè)計(jì)了一種C/SiC典型構(gòu)件，并進(jìn)一步基于有限元方法建立了仿真模型，采用參數(shù)優(yōu)化技術(shù)對(duì)材料參數(shù)以及連接方式進(jìn)行了修正，然后與常溫行波管噪聲實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，驗(yàn)證了常溫仿真模型的有效性，并基于模型預(yù)測(cè)了1 000 ℃時(shí)噪聲載荷下的C/SiC典型構(gòu)件響應(yīng)情況。

關(guān)鍵詞：C/SiC;噪聲分析;熱振耦合

0 ? ?引言

高超聲速飛行器在飛行過程中，大面積熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、翼舵等均處在160 dB以上的噪聲環(huán)境中，局部由推進(jìn)系統(tǒng)/邊界層產(chǎn)生的噪聲甚至超過170 dB，嚴(yán)重影響著結(jié)構(gòu)的完整性和耐久性[1]。C/SiC復(fù)合材料具有耐高溫、高比強(qiáng)、耐疲勞等優(yōu)異性能，因而成為高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)和熱結(jié)構(gòu)的重要組成部件[2]。吳振強(qiáng)等[3]以C/SiC壁板為典型樣件，研究了材料在強(qiáng)噪聲環(huán)境下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)及對(duì)應(yīng)的失效模式。本文設(shè)計(jì)了一種C/SiC典型構(gòu)件，通過有限元仿真及參數(shù)優(yōu)化技術(shù)，基于常溫的行波管噪聲實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了模型的有效性，并基于模型預(yù)測(cè)了1 000 ℃下噪聲響應(yīng)情況。

1 ? ?噪聲分析模型

基于ABAQUS建立了如圖1所示的有限元模型。

采用六面體實(shí)體單元離散結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格特征尺寸為2 mm，網(wǎng)格數(shù)分為41 312，節(jié)點(diǎn)數(shù)為60 335。網(wǎng)格尺寸的選擇進(jìn)行了相應(yīng)的斂散性分析，詳細(xì)單元參數(shù)總結(jié)如表1所示。

為了模擬設(shè)計(jì)構(gòu)件中底板與筋以及縱橫筋之間采用的鉚釘連接，有限元模型中采用梁?jiǎn)卧驺T釘并定義MPC連接，如圖2所示。

另外，試驗(yàn)構(gòu)件在制造中4個(gè)角點(diǎn)處的連接由于制造工藝的原因較弱，因此去除仿真模型中4個(gè)角點(diǎn)處的鉚釘連接改為螺栓孔處節(jié)點(diǎn)合并，如圖3所示。

熱噪分析過程中，由于存在多種溫度場(chǎng)工況下的分析，因此材料參數(shù)選用經(jīng)過Isight優(yōu)化后的，考慮溫度影響的橫觀各向同性材料本構(gòu)，其具體取值如表2所示。

C/SiC構(gòu)型件使用行波管進(jìn)行常溫噪聲實(shí)驗(yàn)，由4根鋼繩懸掛在行波管內(nèi)，4根鋼繩分別固定試驗(yàn)件4個(gè)角孔。因此，模型采用Truss單元模擬鋼繩，長(zhǎng)100 mm，橫截面積設(shè)定為100 mm2，材料使用金屬鋼彈性屬性，如表3所示。

Truss單元一端固定，另一端與試件模型四周角孔中心點(diǎn)耦合連接，如圖4所示。共建立4條鋼繩模型，其延長(zhǎng)線均通過構(gòu)型件模型中心。

模態(tài)分析設(shè)置頻率范圍為10～10 000 Hz，通過添加0.1的阻尼比設(shè)置隨機(jī)響應(yīng)分析，選取底板的上下表面及4個(gè)立板的外側(cè)面作為施加噪聲載荷區(qū)域，噪聲載荷轉(zhuǎn)化成的功率譜密度單位為Pa2/Hz，屬于壓力單位，應(yīng)當(dāng)施加面壓載荷。ABAQUS隨機(jī)響應(yīng)分析步不支持施加載荷，需要通過編輯關(guān)鍵字定義。編輯*psd-definition定義功率譜密度曲線，編輯*DSLOAD在預(yù)先定義的6個(gè)表面施加載荷，通過關(guān)鍵字*CORRELATION將psd譜值與施加的面壓關(guān)聯(lián)[4]。

此外，通過傳熱分析，獲得模型中心點(diǎn)為1 000 ℃時(shí)的溫度場(chǎng)，輸入到噪聲模型中進(jìn)行熱噪分析。

2 ? ?結(jié)果

2.1 ? ?常溫噪聲結(jié)果

試驗(yàn)中分別施加了總聲壓級(jí)為146 dB、152 dB、158 dB、161 dB、163 dB的噪聲載荷，通過選取模型中心點(diǎn)的加速度均方根值響應(yīng)與實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)照，不同總聲壓級(jí)噪聲載荷模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果總結(jié)如表4所示。

由表4可知，由仿真模型得到的中心點(diǎn)的加速度均方根值響應(yīng)與實(shí)驗(yàn)值接近，表明了仿真模型的正確性。

2.2 ? ?高溫噪聲結(jié)果

在上述被驗(yàn)證過的常溫噪聲模型基礎(chǔ)上，將溫度場(chǎng)引入到模型中來，得到熱噪耦合模型。進(jìn)一步地，通過該熱噪耦合模型預(yù)測(cè)得到1 000 ℃下，應(yīng)變均方根的最大值為1.804×10-5，方向?yàn)槊嫱釿方向。位置如圖5所示，位于立板與底板連接的鉚釘處。

由圖5結(jié)果可知，該C/SiC典型構(gòu)件的薄弱區(qū)域位于鉚釘連接處。

3 ? ?結(jié)語

本文設(shè)計(jì)了一種C/SiC典型構(gòu)件，并相應(yīng)建立了有限元仿真模型。為了使仿真模型真實(shí)可靠，基于Isight軟件，采用參數(shù)優(yōu)化技術(shù)對(duì)材料參數(shù)以及連接方式進(jìn)行了修正。與常溫行波管噪聲實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比表明了仿真模型的正確性。在該模型基礎(chǔ)上進(jìn)一步建立了熱噪耦合模型，預(yù)測(cè)了1 000 ℃時(shí)噪聲載荷下的C/SiC典型構(gòu)件響應(yīng)情況。

[參考文獻(xiàn)]

[1] BLEVINS R D，BOFILIOS D，HOLEHOUSE I，et al.Thermo-vibro-acousic loads and fatigue of hypersonic flight vehicle structure：AFRL-RB-WP-TR-2009-3139[R].Chula Vista，CA：Goodrich Aerostructures Group，2009.

[2] 張立同.纖維增韌碳化硅陶瓷復(fù)合材料——模擬、表征與設(shè)計(jì)[M].北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2009.

[3] 吳振強(qiáng)，劉寶瑞，賈洲俠，等.強(qiáng)噪聲激勵(lì)下C/SiC復(fù)合材料壁板動(dòng)態(tài)響應(yīng)與失效分析[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2019，36（5）：1254-1262.

[4] Abaqus 2016 Documentation[Z].Dassault Systemes， 2016.

收稿日期：2020-01-02

作者簡(jiǎn)介：段旭冬（1996—），男，遼寧鞍山人，研究方向：隨機(jī)振動(dòng)。