再入飞行器防热系统故障注入技术研究

1、    再入飞行器防热系统故障注入技术研究    赵阳+万方义摘要故障注入是一种可靠性验证技术，在飞行器系统综合健康评估与安全性提高方面具有重要作用。本文提出了一种基于模拟的故障注入技术，采用ansys二次开发功能实现了飞行器防热系统的故障仿真与注入。利用c+语言设计了一套故障注入软件，针对飞行器防热系统三类典型故障模式进行了模拟注入，结果验证了该方法的可行性与实用性。关键词防热系统；仿真；故障注入再入飞行器（reusable launch vehicle，rlv）研制过程存在各种各样的技术难题，而在解决这一系列技术难题之前，首先要完成的一项工作便是防热

2、系统的设计。防热系统（thermal protection system，tps）能够有效保护机体免受外部热气流毁灭性的高温破坏，然而，由于恶劣的飞行环境以及结构工艺和技术等多方面的原因，防热系统也成为rlv中一个极易出现损伤和故障的系统。近年来，随着“虚拟样机”和“虚拟现实”技术的快速发展和广泛应用，通过模拟仿真手段对防热系统数值模型进行故障引入和响应分析，为防热系统设计及其健康管理技术研究开辟了一条经济高效的发展道路。本文以再入飞行器金属防热瓦为研究对象，在其典型故障模式分析基础上，通过仿真模拟的手段进行故障注入，并利用visual c+设计了一套防热瓦故障注入软件，用以研究飞行器防热系统

3、的特性以及优化系统设计。1模型及分析典型的金属防热瓦由表层镍基高温合金蜂窝夹层板、封装saffil隔热纤维的高温合金箔盒和底层钛合金蜂窝结构组成，厚度及材料参数见表1。金属防热瓦的主要故障模式可归纳为表面涂层剥落、撞击损伤、瓦间缝隙3种。参照表1数据，建立金属防热瓦的三维数值模型，表面施加热流密度形式的气动热载荷，其余五面可以取作绝热壁面。仿真过程采用1/4瓦块模型，本文将损伤区域简化为规则形状，同时限定损伤区域位于防热瓦中心以节省计算量，图1给出了故障建模过程。2注入原理及软件设计结合ansys二次开发工具apdl（ansysparametric design language），进行防热系

4、统故障模型的参数化建模、加载、求解及后处理，能够实现不同的故障模式、不同程度以及单一或耦合故障形式的参数化仿真计算，从而为防热系统故障响应分析及实现模拟故障注入提供便利。图2给出飞行器金属防热瓦故障注入原理，并结合visual c+语言对故障注入软件进行设计和实现，软件包含4个模块：人机交互界面、故障选择器、故障注入器和结果分析器。1）交互界面进行故障位置、模式、程度等参数选取，同时负责故障注入结果信息显示，包括温度/应力云图，各测点温度/应力曲线、表格、统计数据等；2）故障选择器根据用户所选故障参数，从故障库内匹配对应的模型、载荷、求解和后处理等命令，通过apdl宏文件进行导出和保存；3）故

5、障注入器包括信息确认、模型预览、修改故障，以及故障注入过程的开始和终止控制。开始故障注入后，软件通过宏文件调用ansys进行防热瓦在2 400s再入过程中的热力学瞬态分析；结果分析器将仿真数据进行后处理，生成四个关键时刻（150s、1200s、1800s、2400s）的温度云图和6个关键测点（分别位于防热瓦中线和侧边中线上的表层、中层、底层共6个点）的温度历程曲线及表格。此外，软件还对计算结果进行了初步统计，包括历程最高温度、最低温度、平均温度、历程温度梯度以及正常状态下的温度对比等。3算例令飞行器再入开始时防热瓦受到冲击，造成40%表面涂层和15%撞击损伤，在故障设置界面选择相应的故障模式并

6、开始注入，程序将后台启动ansys读取宏文件开始仿真，计算所得损伤模型及计算结果如图3所示。上表面撞击区域a点的最高温度达到了1200，比未损伤区域d点高出450；瓦块中层b和e两测点的温度走势表明，损伤区域下方的局部温度会明显高于其他部位，其原因是损伤失效范围直接抵达隔热材料，而隔热材料自身热导率很低，不能及时有效传递热量，一旦热流直接抵达，损伤处温度会急剧上升。针对不同损伤程度进行故障注入，结果表明损伤越深高温区越接近底部，对防热瓦底部温度情况影响越大，更易给飞行器带来直接的高温危险。再选取3mm缝隙故障进行注入，该故障模式下4个关键测点分别位于缝隙顶部、中部和底部，以及缝隙下层蒙皮部位，

7、注入结果如图4所示。整个再入过程中缝隙中部mid点和表面的top点温度相当，可见缝隙对内部区域温度的影响是较大的，同时其温度变化存在升温和降温两个过程，但降温过程较缓慢。缝隙底部和蒙皮表面的温度在整个过程中持续上升，且底部温度已超过了210，同时由于缝隙上部温度依然高于此处的温度值，这两个关键的温度还会上升，对机体结构构成了威胁。因此，缝隙的存在给飞行器带来的隐患是不可忽略的。4结论本文将visual c+程序设计语言与ansys二次開发技术相结合，用于再入飞行器防热系统典型故障的模拟注入，不仅避免了高难度的实体实验造成的人力物力耗费，而且简化了传统仿真流程、提高了计算效率和重复使用性，从而加快飞行器防热系统设计初期的研究