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随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明:对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6 Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明:建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。 相似文献
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对在大气层内及临近空间内长时间飞行的高超声速飞行器,其舵面的模态特性比固支的翼面更加复杂,除了与舵面自身的弹性模量及内部热应力有关外,还受到根部支撑刚度的较大影响,并且支撑刚度还将受到温度的影响。以轴承机构支撑的舵面为对象,考虑温度对支撑刚度的影响,建立了非固支的全动舵面支撑边界条件。通过设计舵面受热相同、支撑部位受热不同的加热工况,辨识出了连接面两侧温升对舵面支撑刚度的线性影响规律,并验证了辨识结果的有效性。结果表明:在舵面受热相同情况下,降低支撑部位的温升,可以有效减少舵面模态频率受气动加热的影响。研究结果可供安装此类舵面的飞行器防热设计参考。 相似文献
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考虑到法向热流远高于气流方向热流的特征,烧蚀层简化为沿法线方向的一维移动相变边界传热模型,用有限差分法求解,而弹身、弹翼等结构则用三维有限元热传导模型求解。为了将专用的一维移动相变边界热传导分析程序与通用的三维结构有限元热传导分析程序相结合,引入了涂层—结构—涂层交替计算方法。通过交替计算,最终使烧蚀层与结构的界面满足温度相等、热流平衡的传热协调条件。采用自行编制的烧蚀层热传导计算程序结合通用有限元程序(NASTRAN)计算带有烧蚀防热涂层的弹身和弹翼两个算例,验证了交替计算的收敛性。 相似文献
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大攻角翼面超声速热颤振分析 总被引:2,自引:0,他引:2
分析了大攻角超声速翼面气动加热条件下的热颤振。根据模态叠加法建立颤振运动方程,用当地流活塞及小扰动线性化理论分别计算超声速区和亚声速区的非定常气动力,状态空间法与Runge-Kutta法结合仿真求解结构动响应。给出的两个工程实例计算结果表明,该方法计算精度可满足工程要求。另外还讨论了气动加热效应对颤振的影响。 相似文献