王晓婷
,
张宏波
,
杨海龙
,
陈海坤
,
胡子君
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.01.019
以热防护系统隔热组合结构中不同隔热材料厚度尺寸为计算变量,以飞行器主结构温度极值即最低背面温度为目标参数,以组合结构中第二层材料最高使用温度为约束条件建立隔热组合结构模型,并进行了石英灯考核验证.采用通用软件ANSYS进行一维瞬态有限元热分析,将模型计算结果和试验结果进行了全面对比,各项数据吻合良好.
关键词:
隔热材料
,
组合结构
,
模拟
,
背面温度
