趙陽(yáng)+萬(wàn)方義

摘要故障注入是一種可靠性驗(yàn)證技術(shù)，在飛行器系統(tǒng)綜合健康評(píng)估與安全性提高方面具有重要作用。本文提出了一種基于模擬的故障注入技術(shù)，采用ANSYS二次開發(fā)功能實(shí)現(xiàn)了飛行器防熱系統(tǒng)的故障仿真與注入。利用c++語(yǔ)言設(shè)計(jì)了一套故障注入軟件，針對(duì)飛行器防熱系統(tǒng)三類典型故障模式進(jìn)行了模擬注入，結(jié)果驗(yàn)證了該方法的可行性與實(shí)用性。

關(guān)鍵詞防熱系統(tǒng)；仿真；故障注入

再入飛行器（Reusable launch vehicle，RLV）研制過(guò)程存在各種各樣的技術(shù)難題，而在解決這一系列技術(shù)難題之前，首先要完成的一項(xiàng)工作便是防熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。防熱系統(tǒng)（Thermal Protection System，TPS）能夠有效保護(hù)機(jī)體免受外部熱氣流毀滅性的高溫破壞，然而，由于惡劣的飛行環(huán)境以及結(jié)構(gòu)工藝和技術(shù)等多方面的原因，防熱系統(tǒng)也成為RLV中一個(gè)極易出現(xiàn)損傷和故障的系統(tǒng)。

近年來(lái)，隨著“虛擬樣機(jī)”和“虛擬現(xiàn)實(shí)”技術(shù)的快速發(fā)展和廣泛應(yīng)用，通過(guò)模擬仿真手段對(duì)防熱系統(tǒng)數(shù)值模型進(jìn)行故障引入和響應(yīng)分析，為防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)及其健康管理技術(shù)研究開辟了一條經(jīng)濟(jì)高效的發(fā)展道路。

本文以再入飛行器金屬防熱瓦為研究對(duì)象，在其典型故障模式分析基礎(chǔ)上，通過(guò)仿真模擬的手段進(jìn)行故障注入，并利用Visual c++設(shè)計(jì)了一套防熱瓦故障注入軟件，用以研究飛行器防熱系統(tǒng)的特性以及優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

1模型及分析

典型的金屬防熱瓦由表層鎳基高溫合金蜂窩夾層板、封裝Saffil隔熱纖維的高溫合金箔盒和底層鈦合金蜂窩結(jié)構(gòu)組成，厚度及材料參數(shù)見表1。

金屬防熱瓦的主要故障模式可歸納為表面涂層剝落、撞擊損傷、瓦間縫隙3種。參照表1數(shù)據(jù)，建立金屬防熱瓦的三維數(shù)值模型，表面施加熱流密度形式的氣動(dòng)熱載荷，其余五面可以取作絕熱壁面。仿真過(guò)程采用1/4瓦塊模型，本文將損傷區(qū)域簡(jiǎn)化為規(guī)則形狀，同時(shí)限定損傷區(qū)域位于防熱瓦中心以節(jié)省計(jì)算量，圖1給出了故障建模過(guò)程。

2注入原理及軟件設(shè)計(jì)

結(jié)合ANSYS二次開發(fā)工具APDL（ANSYSParametric Design Language），進(jìn)行防熱系統(tǒng)故障模型的參數(shù)化建模、加載、求解及后處理，能夠?qū)崿F(xiàn)不同的故障模式、不同程度以及單一或耦合故障形式的參數(shù)化仿真計(jì)算，從而為防熱系統(tǒng)故障響應(yīng)分析及實(shí)現(xiàn)模擬故障注入提供便利。

圖2給出飛行器金屬防熱瓦故障注入原理，并結(jié)合Visual c++語(yǔ)言對(duì)故障注入軟件進(jìn)行設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)，軟件包含4個(gè)模塊：人機(jī)交互界面、故障選擇器、故障注入器和結(jié)果分析器。

1）交互界面進(jìn)行故障位置、模式、程度等參數(shù)選取，同時(shí)負(fù)責(zé)故障注入結(jié)果信息顯示，包括溫度/應(yīng)力云圖，各測(cè)點(diǎn)溫度/應(yīng)力曲線、表格、統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)等；2）故障選擇器根據(jù)用戶所選故障參數(shù)，從故障庫(kù)內(nèi)匹配對(duì)應(yīng)的模型、載荷、求解和后處理等命令，通過(guò)APDL宏文件進(jìn)行導(dǎo)出和保存；3）故障注入器包括信息確認(rèn)、模型預(yù)覽、修改故障，以及故障注入過(guò)程的開始和終止控制。開始故障注入后，軟件通過(guò)宏文件調(diào)用ANSYS進(jìn)行防熱瓦在2 400s再入過(guò)程中的熱力學(xué)瞬態(tài)分析；結(jié)果分析器將仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行后處理，生成四個(gè)關(guān)鍵時(shí)刻（150s、1200s、1800s、2400s）的溫度云圖和6個(gè)關(guān)鍵測(cè)點(diǎn)（分別位于防熱瓦中線和側(cè)邊中線上的表層、中層、底層共6個(gè)點(diǎn)）的溫度歷程曲線及表格。此外，軟件還對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了初步統(tǒng)計(jì)，包括歷程最高溫度、最低溫度、平均溫度、歷程溫度梯度以及正常狀態(tài)下的溫度對(duì)比等。

3算例

令飛行器再入開始時(shí)防熱瓦受到?jīng)_擊，造成40%表面涂層和15%撞擊損傷，在故障設(shè)置界面選擇相應(yīng)的故障模式并開始注入，程序?qū)⒑笈_(tái)啟動(dòng)ANSYS讀取宏文件開始仿真，計(jì)算所得損傷模型及計(jì)算結(jié)果如圖3所示。

上表面撞擊區(qū)域A點(diǎn)的最高溫度達(dá)到了1200℃，比未損傷區(qū)域D點(diǎn)高出450℃；瓦塊中層B和E兩測(cè)點(diǎn)的溫度走勢(shì)表明，損傷區(qū)域下方的局部溫度會(huì)明顯高于其他部位，其原因是損傷失效范圍直接抵達(dá)隔熱材料，而隔熱材料自身熱導(dǎo)率很低，不能及時(shí)有效傳遞熱量，一旦熱流直接抵達(dá)，損傷處溫度會(huì)急劇上升。針對(duì)不同損傷程度進(jìn)行故障注入，結(jié)果表明損傷越深高溫區(qū)越接近底部，對(duì)防熱瓦底部溫度情況影響越大，更易給飛行器帶來(lái)直接的高溫危險(xiǎn)。

再選取3mm縫隙故障進(jìn)行注入，該故障模式下4個(gè)關(guān)鍵測(cè)點(diǎn)分別位于縫隙頂部、中部和底部，以及縫隙下層蒙皮部位，注入結(jié)果如圖4所示。

整個(gè)再入過(guò)程中縫隙中部mid點(diǎn)和表面的top點(diǎn)溫度相當(dāng)，可見縫隙對(duì)內(nèi)部區(qū)域溫度的影響是較大的，同時(shí)其溫度變化存在升溫和降溫兩個(gè)過(guò)程，但降溫過(guò)程較緩慢?？p隙底部和蒙皮表面的溫度在整個(gè)過(guò)程中持續(xù)上升，且底部溫度已超過(guò)了210℃，同時(shí)由于縫隙上部溫度依然高于此處的溫度值，這兩個(gè)關(guān)鍵的溫度還會(huì)上升，對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)構(gòu)成了威脅。因此，縫隙的存在給飛行器帶來(lái)的隱患是不可忽略的。

4結(jié)論

本文將Visual c++程序設(shè)計(jì)語(yǔ)言與ANSYS二次開發(fā)技術(shù)相結(jié)合，用于再入飛行器防熱系統(tǒng)典型故障的模擬注入，不僅避免了高難度的實(shí)體實(shí)驗(yàn)造成的人力物力耗費(fèi)，而且簡(jiǎn)化了傳統(tǒng)仿真流程、提高了計(jì)算效率和重復(fù)使用性，從而加快飛行器防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)初期的研究進(jìn)度。

作為一種測(cè)試驗(yàn)證方法，模擬故障注入技術(shù)可以進(jìn)一步與故障診斷和預(yù)測(cè)技術(shù)相結(jié)合，針對(duì)飛行器防熱系統(tǒng)搭建起一個(gè)健康管理演示驗(yàn)證平臺(tái)，對(duì)于早期發(fā)現(xiàn)潛在隱患、避免或減少意外故障發(fā)生具有參考和應(yīng)用價(jià)值。