空天飞机热防护系统是保证空天飞机在发射、飞行以及返回过程中不会因为气动加热而破坏并可重复使用的保护系统，它的设计与制造是空天飞机研制的关键技术之一。空天飞机热防护系统与机体结构之间的相互连接由连接结构实现，主要用于安装固定隔热结构和传递隔热结构的载荷，包括胶接连接和机械连接两大类。
      热防护系统除了承受局部气动载荷之外，还具有一定承受和传递机体总体载荷的能力，因此在机械连接区往往呈现出复杂的载荷状况：一方面是由于温度的提升引起的热载；另一方面是由于载荷传递引起的力载。两者相互藕合，所以导致热防护系统的连接区往往成为损伤易发区域，国外已报道了多起由于隔热结构脱落引起的航天器的损毁事故。因此，对于连接区在热载和力载藕合条件下的强度分析成为影响热防护系统设计的关键因素。本文针对蜂窝面板式热防护系统与机体连接结构的热力藕合强度有限元分析进行计算研究，对于指导空天飞机热防护系统设计具有参考意义。空天飞机上应用的热防护系统可分为主动和被动两大类，且它们各自又包括若干种热防护结构形式。典型金属蜂窝面板热防护结构及其与机体的螺栓连接结构如图所示。
      由图可以看出，金属蜂窝面板隔热结构由上下蜂窝面板和中间填充的纤维隔热层组成。上表面蜂窝面板为镍基合金，厚度9.2 mm，上下盖板厚度0.1 mm蜂窝芯壁厚0.05 mm，芯高9 mm，芯尺寸6 mm；下表面蜂窝面板结构尺寸与上表面蜂窝面板一致，其材料为钦合金。内部纤维层材料为氧化铝纤维，纤维层中间等距布置反射屏，纤维隔热层总厚度为50.8 mm，其中各材料参数可参考文献。
      蜂窝面板主要靠钎焊将外表面、侧壁、内表面、螺栓通道孔等各部分焊接而成，面板与机体由螺栓连接，边缘处由Nomex毡实施密封。蜂窝面板隔热结构与机体的连接结构如图所示。
      与隔热结构相连接的机体结构主要是蒙皮、隔框或支架。为减轻空天飞机的结构质量，其结构材料选用轻质耐高温复合材料，主要包括：树脂基复合材料、金属基复合材料、碳基复合材料和陶瓷基复合材料等。其中聚酞亚胺树脂基复合材料可用于制造航空航天飞行器中各种耐高温结构部件，由于其具有较高的工作温度，例如：HT3/BMP316碳纤维增强聚酞亚胺树脂基材料的有效工作温度可以达到310℃。因此，作为空天飞机机体结构的基材可用于蒙皮、隔框等构件。本文中的机体结构均采用HT3/BMP316碳纤维增强聚酞亚胺树脂基材料。
      热防护系统连接结构的热载分析是计算空天飞机再入过程中连接区结构的温度场以及由温度引起的结构热应力。由于连接区是金属与复合材料混合结构，损伤以复合材料为主，因此复合材料构件的热载及热应力分析为本文研究的重点，其内容包括：建立分析模型、获取边界条件、温度场计算和热应力分析等。


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