一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统与流程

文档序号:37267861发布日期:2024-03-12 20:53阅读:20来源:国知局
一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统与流程

本发明涉及航天器结构设计,特别是涉及一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统。


背景技术:

1、航天器结构的主要任务是实现轻量化承载并保证构型稳定性,其中的一条主要技术路径是在满足承载要求的前提下,为结构附加更多的功能,减少辅助设备的使用,提高结构自身的使用效率。其中有一种情况是由于航天器结构面对的是温度交变的热环境,需要通过在结构外表面实施温度控制措施来保证航天器内部的结构与设备稳定,因此往往采用机械-热性能一体化设计的结构来实现承载与隔热的需要。为获取这种结构,可以从结构优化设计、功能设计、性能匹配等方面开展工作。现有的隔热材料力学性能有限,三个方向的压缩弹性模量差,在承载时容易产生损伤;另外,隔热材料的热学与力学性能与承载结构的性能间存在不匹配性导致产品成型工艺难度大,导致废品率增加,因此,现有的设计方法是将隔热结构与承力结构分别设计,分别实现各自的功能,并未做到真正的机热一体化设计,缺乏隔热-承载一体化结构的联合设计。


技术实现思路

1、鉴于以上所述现有技术的缺点,本发明的目的在于提供一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统,以解决现有技术中存在的将隔热结构与承力结构分别设计,分别实现各自的功能,并未做到真正的机热一体化设计,缺乏隔热-承载一体化结构的联合设计的问题。

2、为实现上述目的及其他相关目的,本发明提供一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法,应用于所述复合性支撑结构,所述复合性支撑结构包括:

3、多个不同类型的网格结构,所述网格结构包括三维网格结构和二维网格结构,彼此相邻的网格结构之间设置有薄膜结构;

4、所述具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法包括:

5、s1、确定所述复合性支撑结构的物理环境;

6、s2、确定所述复合性支撑结构的三维网格结构尺寸;

7、s3、确定所述薄膜结构性能;

8、s4、确定所述复合性支撑结构尺寸;

9、s5、确定薄膜结构数量。

10、在本发明的一实施例中,所述复合性支撑结构设计方法还包括:

11、s6、对所述复合性支撑结构的性能进行仿真验证。

12、在本发明的一实施例中,所述s2中的确定所述复合性支撑结构的三维网格结构尺寸包括:

13、根据三维温度场的要求,根据热阻串联方法计算得到复合性支撑结构的等效热阻,等效热阻等于导热热阻与接触热阻之和,法线方向上的等效真空热导率根据等效真空热导率re与等效热导率之间的关系计算:得到隔热结构厚度包络h1≥h01,其中,ki为三维网格结构的导热热阻,以及三维网格结构与上下表面间的接触热阻,n为热阻的数量,t2为高温,t1为低温,p为热耗,单位为瓦特,h为隔热材料的厚度,a为接触面积,h01为临界厚度,即满足隔热要求的厚度最小值。

14、在本发明的一实施例中,所述s3中的确定所述薄膜结构性能包括:

15、所述薄膜结构性能由多个单层纤维方向角θk决定,其中,θ∈(0°,90°);

16、θk=π(k-1)/n,(k=1,2,...n),

17、为单层材料刚度矩阵,表示为

18、

19、其中,l=cosθ,m=sinθ,qij与纤维性能参数间的关系如下:

20、

21、其中,e1为单层材料在面内沿1方向的弹性模量,e2为单层材料在面内沿2方向的弹性模量,方向1与方向2为正交关系,g12为平面内的剪切模量,ν12和ν21为平面内两个方向的泊松比;

22、根据层数n,可以确定层合结构的力学性能矩阵

23、其中,n为内力向量,m为内力矩向量,ε0为中面应变向量,κ为中面曲率变化向量,a、b和d分别为层合结构的拉压刚度矩阵、拉弯刚度矩阵和弯扭刚度矩阵,具体形式为:

24、

25、

26、

27、其中,

28、其中,zk为层合结构中单层材料的厚度坐标值,即层合结构中面的坐标值为z=0;

29、根据公式a、b和d,计算得到所述薄膜结构的刚度性能。

30、在本发明的一实施例中,所述s4中的确定所述复合性支撑结构尺寸包括:

31、根据所述复合性支撑结构破坏应力模式分析与所述二维网格结构、薄膜结构的刚度性能参数,确定复合性支撑结构中包括的二维网格结构厚度hc与薄膜结构厚度tf;

32、根据失稳临界应力经验公式,计算得到二维网格结构厚度hc1:

33、其中,d为复合性支撑结构的抗弯刚度;l为结构长度;ec为二维网格结构的抗压模量;k1为结构两端边界的支持系数;

34、根据临界皱曲应力,计算得到二维网格结构厚度hc2和薄膜结构厚度tf2:

35、其中,ef为薄膜结构的弹性模量,为薄膜结构的泊松比,k2为失稳系数;

36、根据临界剪切应力,计算得到二维网格结构厚度hc3和薄膜结构厚度tf3:

37、其中,h为薄膜结构间的距离,gc为二维网格结构的剪切模量;

38、根据临界应力,计算得到二维网格结构厚度hc4与薄膜结构厚度tf4:

39、其中,s为二维网格结构格内切圆直径;

40、根据二维网格结构子塌陷应力,计算得到二维网格结构厚度hc5:

41、其中,σcrj为σcr2与σcr4中的较少值,δ0为薄膜结构初始波形的幅值,σcc为二维网格结构压缩强度;

42、根据二维网格结构子与面板脱胶的临界应力,计算得到蜂窝芯厚度hc6:其中,σbc为二维网格结构与薄膜结构的胶接强度;

43、复合性支撑结构的厚度尺寸h2=hc+tf,按照尺寸最优确定复合性支撑结构尺寸:

44、hc=max{hc1,…hc6},tf=max{tf1,…tf6},确定复合性支撑结构的厚度包络h2≥h02,其中hc1,…hc6为六种模式中的二维网格结构厚度,tf1,…tf6为薄膜结构厚度。

45、在本发明的一实施例中,所述s5中的所述薄膜结构数量包括第一薄膜结构、第二薄膜结构和第三薄膜结构。

46、在本发明的一实施例中,所述s6中的对所述复合性支撑结构的性能进行仿真验证包括:

47、根据所述隔热结构临界厚度h01、二维网格结构厚度hc以及薄膜结构厚度n*,建立有限元模型,进行力学分析校核,判断复合性支撑结构的性能是否满足复合性支撑结构的物理环境的性能约束要求,若否,则对薄膜结构的单层复合材料数量n和纤维铺层角θ重新进行设计,重复步骤s1~s6操作,直至满足复合性支撑结构的物理环境的性能约束要求。

48、本发明还提供一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计系统,应用于所述复合性支撑结构,所述复合性支撑结构包括:

49、多个不同类型的网格结构,所述网格结构包括三维网格结构和二维网格结构,彼此相邻的网格结构之间设置有薄膜结构;

50、所述具备隔热功能的复合性支撑结构设计系统包括:

51、物理环境确定单元,用于确定所述复合性支撑结构的物理环境;

52、三维网格结构尺寸确定单元,用于确定所述复合性支撑结构的三维网格结构尺寸;

53、薄膜结构性能确定单元,用于确定所述薄膜结构性能;

54、复合性支撑结构尺寸确定单元,用于确定所述复合性支撑结构尺寸;

55、薄膜结构数量确定单元,用于确定薄膜结构数量。

56、本发明还提供一种电子设备,包括处理器和存储器,所述存储器存储有程序指令,所述处理器运行程序指令实现上述的具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法。

57、如上所述,本发明的一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统,具有以下有益效果:

58、(1)本发明的具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法通过宏微观结合的手段,可快速设计出满足隔热要求的一体化支撑系统,在航天器轻量化多功能结构设计领域具有良好的应用前景。

59、(2)本发明的具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法的复合性支撑结构包括多个不同类型的网格结构,所述网格结构包括三维网格结构和二维网格结构,彼此相邻的网格结构之间设置有薄膜结构,能够利用材料的非均匀性以及各项异性实现隔热功能。

60、(3)本发明的具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法能够尽量减少异质界面的存在,来降低不同结构间的不匹配程度。

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