飞行器

  飞行器( 如航天飞机) 、超音速客机或战斗机等在高速飞行时其表面与空气摩擦产生高达2 000 K 的高温环境,为了保证飞行器的安全稳定,其外表面材料需要具有良好的隔热性能而内部需要良好的承力性能. 一般飞行器外表面多用陶瓷材料,内部采用金属和新型材料,然而在服役条件下,2 种材料的连接处将会出现较大的温度应力.

  而梯度功能材料( functionally graded materials,FGM) 是由2 种或者2 种以上材料构成的复合材料, 通过连续地改变材料的组分比例,使其材料性能( 包括导热性能、弹性模量、结构强度等) 随着组分和温度的变化逐渐变化,故结构材料的属性是关于空间位置和温度的函数.与普通的复合材料不同不同的是,FGM 通过连续改变多种材料的组分使材料内部不会出现界面,能有效地缓和内部热应力,适合用于大范围温变的恶劣服役环境. 因此分析飞行器前锥损伤性能是一个同时考虑温度场、位移场、损伤场、材料分布的多场耦合问题.

飞行器前锥

  为了研究由C /C-SiC 功能梯度材料组成的飞行器前锥在气动载荷作用下的损伤演化过程以及不同的材料分布方式对飞行器结构损伤演化性能的影响, 东南大学王新月等人建立了功能梯度材料的弹性损伤本构关系. 基于有限元软件ABAQUS 的二次开发,将功能梯度材料的损伤本构关系引入飞行器结构性能的数值分析过程中. 研究结果表明:

  1) 从飞行器的前部到后部、边缘到内部,材料损伤演化都经历了一个上升然后逐渐稳定的过程,而损伤演化稳定速率与温度场有关.

  2) 飞行器前锥最前部的损伤要远大于其内部的损伤值,飞行器前锥最前部温度梯度较大,存在很大的热应力和热应变,损伤最为严重; 飞行器前锥内部的材料导热率较高,温度梯度较小,其热应力、热应变和损伤值都较小.

  3) 材料过渡层厚度变化时,飞行器前锥同一位置处的材料损伤演化趋势没有变化. 增加过渡层的厚度,能够降低飞行器前锥表面材料的损伤程度,但对内部材料的损伤影响不大.

  上述研究结果对于优化C /C-SiC 功能梯度材料中的C /C-SiC 分布以改善飞行器前锥的损伤程度具有一定的参考价值.