导读:本文包含了热防护结构论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:超声导波,热防护结构,烧蚀材料,厚度监测
热防护结构论文文献综述
张佳奇,刘明辉,刘科海,冯咬齐,杨正岩[1]（2019）在《基于超声导波的返回舱热防护结构烧蚀层厚度监测方法》一文中研究指出为实时监测航天器返回舱烧蚀层厚度,文章基于超声导波在双层板结构中的传播特性研究发现导波波速与烧蚀层厚度相关,故提出依据导波波速变化对结构烧蚀层厚度损失进行表征的方法,以及根据导波频散曲线和厚度敏感曲线选择适当的监测模态和频率的方法,可以实现烧蚀层厚度的高效率、高精度实时在线监测。有限元仿真和实验结果均验证了该烧蚀层厚度监测方法的有效性。(本文来源于《航天器环境工程》期刊2019年05期）
张旭东,张磊[2]（2019）在《基于区间理论的热防护结构静强度可靠性分析》一文中研究指出高速飞行器在使役条件下承受着严酷的气动热载荷,因而热防护结构是决定高速飞行器设计成败的关键要素。受制造工艺的限制,热防护结构的材料性能往往具有较大的不确定性,对热防护结构进行可靠性分析显得尤为重要。考虑到实际工程中很难获取足够的数据信息确定材料性能的概率参数,本文基于非概率的区间理论开展了热防护结构的静强度可靠性分析。研究了基于区间理论的可靠性模型建模方法;利用Hyperworks的优化分析模块,通过材料性能的不确定参数获取了各应力分量的区间;基于Hill-Tsai强度理论,建立了热防护结构静强度失效的功能函数,并利用优化算法,获得了热防护结构静强度可靠性。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
[3]（2019）在《可展开气动减速与热防护结构技术顺利通过结题验收》一文中研究指出随着航天技术和活动的不断发展,再入、减速与着陆技术的作用也将越来越重要。尤其是近年来,我国深空探测项目正在有计划地开展,相应地,深空探测飞行器再入地球的任务将越来越频繁和迫切,必须研发适合新形势和新技术要求的、先进的再入减速技术。2019年7月4日,北京空间机电研究所承担的载人航天预先研究项目"可展开气动减速与热防护结构技术",顺利通过结题验收评审。(本文来源于《航天返回与遥感》期刊2019年04期）
周晨,王志瑾,候天骄[4]（2019）在《V-型皱褶芯材一体化热防护结构等效热传导系数预测》一文中研究指出皱褶芯材夹层结构经过合理的设计,可作为一体化热防护结构应用于航空航天领域。以V-型皱褶芯材一体化热防护结构作为研究对象,给出了针对V-型皱褶芯材等效热传导系数的修正混合定律,从而建立了结构沿厚度方向的一维等效传热模型。同时,对详细的叁维模型进行稳态传热分析,得到了由拉丁超立方抽样方法生成的各个样本点的等效热传导系数,并与采用修正混合定律计算得到的结果进行了对比。最后,在典型再入环境下进行瞬态传热分析,对比了叁维模型和一维模型各部分的温度变化。经过修正的混合定律能够较精确地描述等效热传导系数;基于该等效热传导系数的一维模型可有效地预测沿结构厚度方向各点的温度响应。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2019年03期）
石乃文[5]（2019）在《高速飞行器热防护结构振动疲劳分析》一文中研究指出高速飞行器是世界航空航天领域的一个极其重要的发展方向,其飞行速度快,所处的载荷环境非常复杂和恶劣,大部分外表面都要承受强烈的气动加热与噪声,热防护系统(TPS)的作用就是避免飞行器发生过热现象或被烧毁。复合材料夹层板通常用作高速飞行器的热防护结构,其面板与芯层具有良好的防隔热功能,同时也起到承载的作用,但若热防护结构的强度不足发生破坏,将会影响飞行器正常飞行进而导致严重后果,因此本文对高速飞行器的热防护结构的动力学响应和强度进行了研究。本文对一个矩形TPS夹层板采用了模态试验结合有限元仿真的分析方法进行研究,通过比较叁种不同建模方式的模态结果选择出TPS层合板的合理的建模方式。在此基础上基于结构随机振动响应与振动疲劳的分析方法,分别对TPS基元件与飞行器表面的TPS板进行了有限元建模与随机振动疲劳的研究。对TPS基元件的外表面面板分别采用时域法与频域法进行了振动疲劳寿命预测,结果表明两种方法得到的寿命相近;在频域法寿命预测中对采用不同参数得到的寿命结果进行了比较,在时域法寿命预测中考虑了温度造成的热应力对寿命的影响。建立了飞行器整体与表面粘贴的TPS板的有限元模型,并基于已有试验数据进行了模型修正,选择各舱段连接处的刚度弱化单元的弹性模量作为设计变量,修正后的模态计算结果与试验结果的相对误差在合理范围内。分别采用直接法与模态迭加法对处于巡航状态与助推状态的飞行器进行了瞬态响应分析,得到了飞行器前端粘贴的TPS板面板的应力响应,对两种方法得到的响应结果进行对比,结果很接近。基于瞬态响应结果进行了振动疲劳分析,结果表明TPS板的外面板在两个工况中均不发生振动疲劳破坏。总结出对于工程实际问题进行有限元建模、动力学响应计算和振动疲劳寿命预测的流程。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2019-06-01）
解维华,韩国凯,孟松鹤,杨强,金华[6]（2019）在《返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势》一文中研究指出针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出:纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显着提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。(本文来源于《航空学报》期刊2019年08期）
王忠禹[7]（2019）在《典型热防护结构材料的实验测定与数值仿真研究》一文中研究指出随着航天飞行器的应用逐渐提升,飞行器速度的不断提高,服役环境和自然环境的日益恶劣,导致航天结构中的热防护问题日益突出。本文以典型热防护材料陶瓷基复合材料组元为研究对象开展试验研究其力学性能、微观表面结构以及利用Weibull分布获得相关工艺与计算参数,并通过有限元仿真模拟了碳/碳化硅(C/SiC)的单向复合材料、平纹编织与缎纹编制复合材料的不同温度状态下其损伤发展机理。论文的主要工作如下:(1)针对典型热防护材料,前驱体浸渍裂解法(PIP)碳/碳化硅(C/SiC)陶瓷基复合材料(CMCs),研究了 PIP工艺对PIP-C/SiC复合材料中纤维束力学性能和微观结构的影响。严格按照PIP-C/SiC复合材料的制造工艺进行。然后对处理过的各个周期纤维束进行一系列拉伸试验,以在每个循环热处理下获得它们的原位力学性能。通过数值模拟和实验测试,发现处理相同周期纤维束的平均强度明显高于原位纤维束的平均强度。基于该表征,通过Weibull分布和最小二乘拟合分析这些纤维束的拉伸强度与不同循环热处理的相关性,同时在扫描电子显微镜(SEM)下研究纤维束表面的微观结构来解释实验结果;(2)针对前驱体浸渍裂解法碳化硅/碳化硅(PIP-SiC/SiC)陶瓷基复合材料,研究了 PIP-SiC/SiC复合材料中组元碳化硅(SiC)单丝的拉伸性能与微观结构变化过程,遵循PIP工艺流程处理碳化硅纤维与碳纤维,获得循环热处理过的纤维,并在单丝拉伸仪中对10mm、15mm、20mm、25mm和30mm碳化硅单丝进行拉伸实验测得SiC单丝断裂强度,利用双Weibull分布对常温与热循环处理的碳化硅与碳纤维单丝进行拟合,获得了常温状态与PIP各阶段的Weibull模数为工程计算提供可靠依据。同时,对PIP工艺处理的纤维单丝的表面以及断口进行了微观结构分析来解释实验结果;(3)本文基于有限元数值仿真方法(FEM),通过F语言编程平纹编织和缎纹编制复合材料面板的损伤失效分析的UMAT子程序,研究了两种PIP-C/SiC编织型复合材料(平纹编织和缎纹编制复合材料)在不同温度荷载状态下的损伤失效行为,数值模拟结果表明,由室温增加到130℃,编织型复合材料所受的应力均有增加;本文给出了陶瓷基复合材料组元和结构在机械、制造等服役与制造状态下的应力、应变场分析,实验测得的Weibull模数为计算提供依据,两种典型的热防护结构的失效机理计算方法为相应工程设计与强度校核提供计算方支撑。(本文来源于《北京交通大学》期刊2019-04-22）
曹晨宇,王睿星,邢晓冬,宋宏伟,黄晨光[8]（2019）在《含相变材料热防护结构一体化设计与试验》一文中研究指出利用相变材料储热密度大、比热容高等优势,设计了一种含相变材料的新型一体化热防护结构(PCM-ITPS),并通过数值计算分析了其隔热特性。结果表明,在一体化热防护结构底板处铺设相变材料可吸收热短路效应导入的过量热载,改善结构的隔热性能。然后设计并制备PCM-ITPS试验件,通过隔热性能测试试验对结构隔热特性进行验证。在此基础上进行热应力分析验证其承载性能,并以结构参数为设计变量,隔热和承载性能要求为约束条件,实现了PCM-ITPS结构的轻量化设计,优化后PCM-ITPS方案相对传统ITPS方案减重23.35%。以上工作为促进热防护系统的设计-制造一体化进程提供必要的理论储备与技术支持。(本文来源于《宇航学报》期刊2019年03期）
尹超[9]（2019）在《基于热防护结构的传热反问题研究及其应用》一文中研究指出随着高超声速飞行器的快速发展,热防护结构成为了目前国内外研究领域的热点。本文基于典型的热防护结构,进行了传热反问题的理论研究和实验验证。首先在非线性热传导控制方程中引入基尔霍夫变换,并利用隐式有限差分方法建立了传热正问题的数值求解方法。考虑多种边界条件将数值解与有限元软件ABAQUS仿真结果进行比较,验证了传热正问题数值计算方法的有效性。其次基于Levenberg-Marquardt(L-M)算法,提出一种改进的分段辨识方案:先假设初值随温度线性变换进行反演,然后将其作为初值对分段的材料参数再进行反演。通过算例在计算精度、计算时间、初始值和测量误差对反演结果影响四个方面与初值设定为固定值的方案进行对比,讨论了两种方案的优缺点。随后设计高温加热实验,对隔热瓦随温度变化的热物理参数进行反演。利用实验测得的温度历程,辨识了隔热瓦的导热系数和比热容,并与仪器测定的参考值进行对比。结果表明,反演结果在合理的误差范围内。然后提出了基于材料参数各向异性的叁维结构,结合Isight软件进行反演的方案。通过ABAQUS进行传热正问题的求解,利用L-M算法进行待辨识参数的修正,并用算例验证。结果表明该方法能够有效识别材料参数。最后,将传热反问题方法应用到隔热瓦粘接状态识别上,利用蒙皮下表面传感器测得的温度历程,通过L-M反演算法得到粘接层热流密度随时间的变化规律。通过粘接层的叁种状态:完好粘接层、角上1/3粘接缺陷及中间1/3粘接缺陷,来进行热流反演,有效地识别了隔热瓦的粘接状态。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
徐世南,吴催生[10]（2019）在《高超声速飞行器热防护结构研究进展》一文中研究指出热防护结构设计是实现与推进高超声速飞行器发展的关键技术之一。介绍了高超声速飞行器热防护结构技术研究现状,指出了其发展趋势:由单一的热防护结构向承载/防热一体化结构及多功能一体化结构发展;超高温材料、相变材料、仿生概念和热电技术开始引入热防护结构,并给出了高超声速飞行器热防护结构设计相关建议。(本文来源于《飞航导弹》期刊2019年04期）
热防护结构论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
高速飞行器在使役条件下承受着严酷的气动热载荷,因而热防护结构是决定高速飞行器设计成败的关键要素。受制造工艺的限制,热防护结构的材料性能往往具有较大的不确定性,对热防护结构进行可靠性分析显得尤为重要。考虑到实际工程中很难获取足够的数据信息确定材料性能的概率参数,本文基于非概率的区间理论开展了热防护结构的静强度可靠性分析。研究了基于区间理论的可靠性模型建模方法;利用Hyperworks的优化分析模块,通过材料性能的不确定参数获取了各应力分量的区间;基于Hill-Tsai强度理论,建立了热防护结构静强度失效的功能函数,并利用优化算法,获得了热防护结构静强度可靠性。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
热防护结构论文参考文献
[1].张佳奇,刘明辉,刘科海,冯咬齐,杨正岩.基于超声导波的返回舱热防护结构烧蚀层厚度监测方法[J].航天器环境工程.2019
[2].张旭东,张磊.基于区间理论的热防护结构静强度可靠性分析[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[3]..可展开气动减速与热防护结构技术顺利通过结题验收[J].航天返回与遥感.2019
[4].周晨,王志瑾,候天骄.V-型皱褶芯材一体化热防护结构等效热传导系数预测[J].导弹与航天运载技术.2019
[5].石乃文.高速飞行器热防护结构振动疲劳分析[D].哈尔滨工业大学.2019
[6].解维华,韩国凯,孟松鹤,杨强,金华.返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势[J].航空学报.2019
[7].王忠禹.典型热防护结构材料的实验测定与数值仿真研究[D].北京交通大学.2019
[8].曹晨宇,王睿星,邢晓冬,宋宏伟,黄晨光.含相变材料热防护结构一体化设计与试验[J].宇航学报.2019
[9].尹超.基于热防护结构的传热反问题研究及其应用[D].南京航空航天大学.2019
[10].徐世南,吴催生.高超声速飞行器热防护结构研究进展[J].飞航导弹.2019