高超声速飞行器复合材料热防护盖板结构的装配偏差传播机制及非线性力学行为研究

The design of thermal protection structures is one of the key factor to determine the success or failure in design of hypersonic flight vehicle . It has important significance to build design method of precise relationship between the expression of assembly precision for key parts of thermal structure for hypersonic flight vehicle and physical quantity and feedback mechanism of quantitative geometrical performance. In the proposed project, the generic shingle thermal protection structures are treated as the research object, firstly the matrix and reinforcing effects of phase structure of composite micromechanics of multi-scale model is established to reveal the exact mapping between meso- and macro-properties of the interface structure; then, the evolution and transfer of assembly variation for composite connection structure are investigated respectively, nonlinear deformation of composite structure, the stress transfer, transformation and assembly propagation law and physical mechanism are presented under thermal mechanical loads; by using theoretical analysis, numerical simulation model and experimental method and analytical method, the nonlinear thermal bending, postbuckling and dynamic model for hypersonic flight vehicle in different parts (such as aircraft nose, leading edge and the side edge of the rudder, etc.) are established, in order to reveal the nonlinear mechanical properties and the evolution mechanism of the assembly variation in the process of thermo-mechanical loading of these composite structures. The research results provide the scientific and technical basis for the high quality precision assembly of thermal protection structures for hypersonic flight vehicle.

热防护结构设计是决定高超声速飞行器设计成败的关键要素之一。构建能够表达高超声速飞行器关键部件定量装配精度几何量与服役性能物理量之间关联关系的结构精量化设计方法具有重要的研究意义。本项目主要以超高声速飞行器盖板式热防护结构为研究对象，首先建立计及基体和增强相结构影响的复合材料细观力学多尺度模型，获得细观界面结构与宏观物理性能之间映射关系的准确表征；然后，研究复合材料盖板单元装配偏差的传递和演化特征，探究在热机械载荷作用下的盖板结构非线性变形和应力传递、转化及装配偏差传播规律和物理机制；采用理论分析、数值模拟与试验手段相结合的方法，获得热机械载荷作用下的高超声速飞行器不同部位(如头锥、翼前缘和舵面等)盖板结构的非线性屈曲和颤振模型与解算方法，揭示这些盖板结构单元在热机械载荷作用下的非线性力学特性和装配偏差的演变规律，为实现高超声速飞行器防热结构的高质量精准连接装配设计提供科学依据和技术基础。

目前高超声速空天飞行器研制涉及国家安全和核心竞争力，具有极高的战略地位和重要的军事意义。因此开展高超声速飞行器极限服役载荷环境下计及结构装配偏差影响的非线性力学行为研究，尤其是瞬态温度场作用下的气动载荷、装配偏差对结构的动力响应研究，以构建高超声速飞行器整机装配“尺寸→精度→性能”之间的映射关系及整机在气动加热、热响应、热变形等边界条件作用下的性能链的形成规律，形成考虑服役物理过程特性的虚拟装配设计理论与方法，促进高精度、高效率、高可靠性的飞行器制造技术水平的提升，并推动航天制造业技术的进步。.薄壁结构的装配偏差模型的构建可以从结构整体的柔性变形和局部连接的匹配两个方面进行考虑。现有的柔性偏差分析方法多基于线弹性变形假设建立分析模型，在零部件装配的局部连接关系中忽略了局部匹配偏差的影响，在装配过程的整体变形分析中忽略了可能存在的几何非线性的影响，且多数模型仅针对金属薄板装配，无法适用于各向异性薄壁结构装配过程。为此，我们详细分析了薄壁结构零部件公差的表达和几种典型装配连接方式对应的偏差传递关系，并给出了偏差传递的数学约束关系。采用能量方法给出了典型薄壁结构（梁、板、曲板）的能量泛函，并在其中引入了初始偏差的影响；然后，基于广义变分原理给出了对应结构的力学控制方程及其有限元表达式，实现零部件装配变形的准确预估；最后，结合装配连接的局部约束条件，构建了精确的薄壁结构偏差分析模型。为了扩展本方法的适用性，薄壁结构力学模型中采用各向异性材料，并在其中考虑了剪切效应的影响，使得模型对装配过程的柔性变形预测更为准确。

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