中文摘要：

目前的航天飞行器以毡/瓦式热防护结构为主，通过粘接或机械连接"寄生"在机身之上，存在结构效率低、成本高的问题。考虑机身与热防护的一体化设计是解决上述问题的一个有效途径和重要发展方向。波纹夹芯结构填充隔热材料是一种新型的一体化防热结构，可以大幅提高结构效率、降低成本。但这种结构对承载、传热与结构性能的综合要求极为苛刻，内外表面近千度的温差造成巨大的热梯度，存在变形协调设计与性能匹配等问题，针对新型结构特殊热环境下的热力耦合分析与设计是解决问题的关键与难点。本项目针对不同拓扑形式的一体化结构进行深入分析，建立新型结构高热梯度与力学行为耦合的函数分析模型和传热机理分析模型。同时通过实验，研究结构在高温环境下的响应机理，验证并修改分析模型。实现高温、大温度梯度环境下的热力耦合精细数值模拟。为新型热防护及高温结构在飞行器结构中的应用奠定理论基础，提供分析与设计的方法。

结论摘要：

针对新型一体化热防护系统（Integrated Thermal Protection System，ITPS），采用数值与实验研究手段，对其传热及力学行为展开了研究。分别针对新型一体化结构和内部的隔热材料建立了传热分析模型。热分析结果表明隔热材料通过腹板向表面传输热量较快，ITPS截面上半部分温度等值线呈现倒弓形；并且由于腹板的热短路效应，使得下表面腹板附近的隔热材料及面板温度较高，ITPS截面下半部分温度等值线呈现弓形；对比一维传热分析与二维传热分析结果，两种模型的底部温度相差不超过10K，因而可以采用一维传热分析代替二维分析以提高计算效率。建立了结构力学行为响应分析模型，结构变形和应力分析表明对于研究的一体化结构，腹板在与面板连接的位置出现应力集中，应力最大，腹板位置更容易发生屈曲，结构整体的承载能力主要是由腹板决定。通过分析具有不同结构参数的一体化热防护系统，表明在相同的面板厚度下，腹板的厚度对背面温度的影响最高；结构屈曲特征值对腹板尺寸最为敏感。开展了一体化结构的热力耦合分析。热应力分析表明热应力最高点位于腹板的两侧，上下面板的边角处热膨胀自由，因而应力较低。热力耦合分析表明，最大应力的部位仍发生在腹板，位于面板边界的一侧上；腹板与上面板连接的位置应力也较大。通过热力耦合分析了结构在高温环境的屈曲响应，发现当一体化热防护结构中存在温度梯度时，结构的失稳模态更加复杂，而屈曲特征值相比于均匀常温状态降低了85%。在此基础上，制备了一体化热防护面板原理性试件。开展了一体化结构的地面模拟试验，完成了两种组合样件的防隔热性能测试，原理演示样件试验表明随着温度的增加，一体化热防护系统在400℃以内有效热导率随着温度的增加呈线性增加的趋势；当温度超过400℃以后，其有效热导率随温度的增大呈现出非线性增加趋势。高温合金组合件的试验表明腹板位置的温度明显高于其他同一水平位置的温度值，这是由热短路现象引起，这一结果与之前数值模拟的结果一致。屈曲实验表明，单胞屈曲极限载荷接近理论值，屈曲模态与有限元分析一致。