热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势

[2018-09-04 10:32]
在临近空间众多的飞行器中,高超声速武器具有高超声速、高机动的远程精确打击能力,因此已成为世界研究的热点。2013年,近空间远程高超声速巡航飞行器掀起一轮新的热潮。洛克希德·马丁公司高调宣布研发“黑鸟之子”SR-72高超声速飞机,强调高超声速飞机的新隐身能力;波音公司也在推进“Manta”高超声速飞机项目;DARPA提出了“XS-1”试验空天飞机的倡议。
近空间(有氧环境)、长时间(1~2 h)机动飞行、可重复使用高超声速(Ma ≥5)飞行器对现有材料体系和结构概念在轻质强韧化性能、结构效率、散热效率、耐温性、抗氧化性以及耐久性等方面都提出了严峻的挑战。单纯依靠现有的材料与结构概念逐渐显示出“力不从心”之态,发展材料/结构的新概念势在必行。
当前在热防护材料/结构发展中,逐渐涌现出按需设计、主动控制与利用环境、多功能设计等新设计与结构理念,以及多物理场、多尺度、非确定性相结合的分析方法,这些新概念与方法成为解决“新热障”问题的有效途径。本文将简要概述国内外学者在新型热防护材料/结构概念、设计与分析方面的研究工作,总结归纳发展趋势。
 
1 热防护材料/结构设计
1.1 材料设计
面临“新热障”问题,热防护材料设计理念的创新是出发点。从目前国际上的发展趋势看,当前热防护材料设计的发展主要表现出以下三大趋势:
 
1) 从被动承受到主动防护、控制环境技术方向发展。
常规的防热材料设计是通过设计材料的微结构、组分和表面状态,来提高耐高温和抗氧化能力。近年来,国内外许多研究部门开始探索从控制环境物理效应出发,利用主动控制手段,减小进入材料的净热量,从而达到保护材料的目的。
NASA在FAP (Fundamental Aeronautics Program)中关注了一种先进的多功能烧蚀材料,通过在材料中添加辐射加热抑制剂来控制热量的进入。
Nieto等[1]采用放电等离子烧结方法制备了石墨烯/碳化钽复合材料,其中微裂纹、晶界及疏松的氧化物都是氧扩展的路径,而纳米石墨烯片(Graphene NanoPlatelet,GNP)可通过以下几方面的机制来提高材料的抗氧化性能(如图 1所示):具有较高的热导率,能够迅速将表面集中热流分散到内部结构,降低温度梯度,降低细观结构应力并起到桥接作用,阻止裂纹形成;密封晶粒的边界,阻止氧分渗入;将渗入的少量氧形成的局部氧化物还原,进而将氧化层厚度降低60%。
 
2) 设计不再限于微细观、宏观,开始从原子、分子尺度出发。
材料的使用性能受纳、微、细、宏观等多尺度的组分、微细观结构、服役环境的影响,为了获得优异的性能必须在材料合成与制造全过程中对多尺度的结构进行有效控制。在纳观尺度,材料组成和晶体结构影响材料的熔点、致密化动力学、蠕变抗力等;在微观尺度,晶粒尺寸和微相分布控制材料的热强度和抗氧化性;在细观尺度,材料细观结构构型控制着材料的断裂韧性、抗热冲击性能和抗剥蚀能力等;在宏观尺度,制备技术的选择决定最后材料的加工或者是否能近净成型。在充分了解材料抗氧化机制和抗热冲击、高温强韧化机制的基础上,如何实现满足性能匹配要求的材料微结构构造和工艺精确控制以及材料性能的评价问题,成为影响超高温材料应用的主要科学问题。要获得性能优异的防热材料,必须在纳观、微观、细观和宏观等多尺度上对材料的微结构进行优化设计和有效控制,科学设计和制备材料,实现防热材料的跨越式发展。
目前,NASA已经着手利用第一性原理、分子动力学等手段,对高温结构复合材料进行性能改良。如超高温陶瓷(UHTC)作为极限高温环境下的结构材料,面临抗热冲击与抗氧化两方面的问题。良好的高温导热性能可以提高UHTC高温抗热冲击性能,因此NASA使用多尺度方法针对UHTC中典型多晶ZrB2结构的导热性能进行研究,旨在从电子尺度到细观尺度对材料导热性能进行多尺度优化设计[3]。与此同时,美国空军实验室(AFOSR)发现采用过渡金属元素掺杂可有效提高UHTC的抗氧化性能,利用分子动力学模拟说明,过渡金属元素的添加可有效提高氧化形成的玻璃相稳定性[4]。
 
3) 从基于材料限制设计结构到基于结构需求设计材料。
目前,拓展服役条件的需求愈发强烈,而材料成为了拦路石,许多新技术和创新的思想受限于材料技术,必须打破材料传统性渐进改进,搞清复杂和极限载荷条件与材料作用的相关耦合响应,根据组分和结构的需求,在原子、纳观、界面和细观尺度上设计和研发新材料,从纳观到宏观层次,弄清和逐渐优化组分材料的界面效应;发展合成这些基于需求剪裁的全新材料的新工艺方法,适于工业产品和应用的部件制备放大工艺,实现由结构需求设计材料。
热结构在非均匀温度场作用下热膨胀的不匹配性是结构产生应力与失效的原因。从结构设计角度出发,需要材料具有较低的热膨胀系数,甚至是零膨胀系数。利用第一性原理计算表明,ZrW2O8具有负膨胀特性,而ZrO2具有正膨胀特性,将两者按一定比例混合所制备的复合材料,在宏观上则表现出零膨胀特征[5]。也有研究者采用类似于超材料的概念,将低膨胀与高膨胀2种材料进行合理的组合与优化,设计低膨胀结构。
有机与无机杂化梯度复合材料也是当前的研究热点。美国空军正在针对陶瓷基与树脂基混杂梯度过渡复合材料开展制备工艺与性能表征研究。其中陶瓷基复合材料(CMC)作为飞行器热结构,而树脂基复合材料(PMC)作为冷结构,两者之间的梯度过渡可有效缓解材料连接界面的应力集中,如图 3所示,该材料未来应用领域广泛[6]。
 
1.2 结构设计
热防护材料设计的落脚点是结构设计。由于临近空间高超声速飞行器对结构效率的要求越来越苛刻,通过结构概念的创新,实现承载/防热一体化以及多功能一体化是发展趋势。
 
1) 由单一的承载结构、防热结构发展到防热/承载一体化。
传统的热防护概念,如陶瓷瓦、隔热毡等,并不承担机身结构载荷。NASA在FAP项目中,提出要发展结构一体化热防护系统(Integrated Thermal Protection System,ITPS),即将热防护作为机身承力结构的一部分,在完成防隔热功能的基础上,同时分担机身结构载荷。目前,在FAP的支持下,已经发展了多种ITPS概念:① 图 4(a) 展示了在波纹夹芯板间隙中填充隔热材料形成的ITPS方案[7, 8],这种方案继承了波纹夹芯板高截面惯性矩所带来的高面内、面外刚度特性,实现了隔热与承载功能的集成。但这种方案的缺点是腹板处的热短路效应十分明显,为此NASA兰利研究中心[9, 10]提出了如图 4(b) 所示的改进方案,这种方案采用镂空的腹板以降低热短路效应,并增加腹板加强筋以保持面板的承载力,且相比于基础方案重量更轻。② 兰利研究中心联合洛克希德·马丁公司[11, 12]提出了如图 4(c)所示的刚性隔热条夹芯ITPS方案,其独特之处是采用SiC纤维增强复合材料包覆氧化铝增强热障(AETB)隔热条,并以0°/90°顺序叠层形成夹芯结构,其中刚性隔热瓦起到支撑与隔热作用,而刚性包覆层则起到加强作用,使得夹芯结构同时具有良好的承力与隔热性能,测试表明这种方案可承载达5.7×105 N/m的面内载荷[13]。③ 美国SMARF(S.Miller & Associates Research Foundation)[8]基于蜂窝夹芯结构提出的ITPS方案,如图 4(d) 所示,采用不透明隔热材料体系填充蜂窝空隙,采用CMC箔片制备蜂窝夹芯板的面板以及夹芯结构,提高了传统蜂窝板的隔热性能和高温力学性能。而由于蜂窝夹芯热短路效应过于明显,这种方案一般不单独使用,而是联合传统柔性隔热毡或作为刚性隔热夹芯ITPS的夹芯结构使用。
 
2) 由完成传统的防热与承载功能趋向于多功能一体化设计。
美国空军提出在2020年左右,由复合材料作为飞行器主结构,即陶瓷基或碳基复合材料(如C/C、C/SiC、SiC/SiC等)作为热结构、耐热树脂基复合材料(如Gr/Ep、Cf/BMI体系等)作为冷结构,发展到初步实现多功能机身结构[14]。未来的临近空间飞行器热防护结构,在完成传统的防热与承载功能的同时,实现多功能一体化设计是一大发展趋势。
英国帝国理工学院[15]制备了一种承载/储能多功能一体化复合材料,如图 5所示。首先采用树脂浸渍碳纤维预织体,碳化后获得碳纤维/碳气凝胶复合材料。将两片上述材料作为电极,两者中间放置一层玻璃纤维布作为绝缘体,并采用离子液改性的树脂作为基体包覆上述结构形成超级电容。其中,碳纤维表面存在的大量气凝胶有效增加了碳纤维的有效表面积,使其电化学性能增加100倍;与此同时,碳气凝胶的存在也对基体材料起到了增强作用,实验表明,该材料的面内剪切强度与模量增加了4.5倍。由此可见,该种复合材料兼备良好的储能特性与机械性能。
在美国空军实验室的支持下,德克萨斯州农工大学(Texas A & M University)等[16]正在制备一种由多种材料组成的多功能复合材料,以在不同的频率与温度条件下,增强阻尼材料的有效工作范围,如图 6所示。该材料由上至下依次为氧化陶瓷表层、黏性陶瓷/金属混杂梯度材料层、传感材料层(高温传感器与毛绒光纤传感器)、树脂基复合材料基层以及主动控制层。该面板具备如下功能:外层抗氧化陶瓷作为防热层,可耐1 300 ℃以上高温;感应层监控当前结构温度与振动频率,根据黏性层阻尼与温度/频率的关系,主动控制制动层变形,将结构阻尼维持在恒定水平;底部的PMC基层采用血管仿生结构,通过冷却工质将结构温度维持在较低水平内。该结构集传感、振动控制、防热、隔热以及承载功能于一体。
 
1.3 新机制热防护概念设计
回顾历史可以看出,人类航天史上的每一次突破,都伴随着防热概念的重大创新,如钝型体宇宙飞船采用的烧蚀型热防护、航天飞机采用的可重复热防护系统等。未来临近空间飞行器的发展,同样需要进一步突破当前的热防护概念,主动地利用与控制高超声速飞行环境。
Steeves等[17]基于磁流体动力学原理,提出了一种将热能转换为电能的新型防热机制。其基本原理如图 7所示,在高超声速飞行器面板内分别放置S、N强磁铁,以在飞行器外表面形成磁场,在磁体中间放置电极。根据洛伦兹定律,高超声速流场中带不同电荷的粒子会流向不同的电极,进而在2个电极之间产生电势。分析表明,这种结构的能量密度/功率密度优于高超声速飞行器多种能量输出结构。
欧洲宇航防务Astrium公司在德国宇航中心和欧洲空间局的支持下,利用与上述相类似的原理,正在发展一种磁体隔热以取代传统的烧蚀材料,如图 8所示。设计的出发点是利用超导线圈在飞行器翼前缘周围产生磁场,从而避开再入过程中的高温等离子体加热[18]。
在国内,国防科学技术大学[19]基于热电效应原理,提出利用热结构中冷热端之间的电动势,将结构热能转化为电能的新型防热概念,如图 9所示。该研究针对SiC陶瓷制备的锥形端头,研究了不同马赫数下的热电产能输出功率,结果表明,在马赫数Ma=4.5、冷热端温差ΔT=670 ℃的条件下,热电输出密度达到2.5 kW/m2。虽然当前的输出功率较低,但为热防护系统的研制及促进新型热电材料的发展提供了思路。洛克希德·马丁公司开始研究新型热电材料,期望高超声速飞行中产生的气动热能在飞行器能量系统中获得应用。
 
2 热防护材料/结构分析技术
新的材料与结构概念同样需要分析手段的革新,以对其在高超声速环境下的演化行为进行表征与评价。材料本身的的多尺度特征、材料/结构与环境的多物理场耦合作用、以及材料/结构/环境的不确定性是当前热结构分析面临的三大问题。为了充分体现复合材料在防热系统中的优势,在结构设计阶段,需发展先进高效的分析方法,减少设计周期,提高设计可靠性。
 
2.1 多尺度分析方法
多尺度耦合问题在自然界中普遍存在,是复杂物理现象的内在机理,处于许多极富挑战性科学问题的核心地位,涵盖学科广泛,引起了数学家、物理学家、力学家、化学家和生物学家的广泛关注。
多尺度也是复合材料本质属性之一。复合材料结构破坏是渐进演变的过程,微观缺陷演变最终导致宏观结构灾变,宏观外载诱导微观缺陷演变和发展,基于材料宏微观不同尺度各因素相互耦合作用,需要发展多尺度分析方法。
复合材料多尺度问题研究由来已久,其多尺度理论的研究基本可以分为4类[20]:① 针对夹杂问题的有效弹性性能边界预测的均匀化方法,如Hashin变分法、自洽法、Mori-Tanaka法等;② 针对具有周期性结构复合材料的渐进展开数值均匀化方法,即将该类材料的多尺度响应分析问题转化为具有周期震荡系数的偏微分方程边值问题,并在数学上寻求均匀化与局部化解答,并由此演进的诸如VAMUCH (Variational Asymptotic Method for Unit Cell Homogenization)等[21]方法至今是研究热点;③ 针对随机细观结构,如多晶材料弹塑性问题的平均场理论;④ 基于上述理论发展的半解析方法,如场变换方法、通用单胞方法等。
从计算策略方面来讲,多尺度方法大致可分为3类[22]:① 单向多尺度方法,主要指多个尺度之间仅存在单向的信息传递;②协同多尺度方法,在该方法中,存在宏观模型与细观模型信息的双向传递,宏观模型将特定的响应量如应变载荷传递给细观模型,由细观模型进行局部化分析,分析细观模型的损伤失效等,并进行均匀化,将特定的信息传递回宏观模型;③ 并发多尺度方法,可将该类方法视为强耦合方法,在该方法中,细观模型与宏观模型同时求解,以保证两者在界面上的平衡与相容性。
目前,针对复合材料的多尺度理论已经基本形成框架,针对不同类型的问题已经形成通用的分析程序框架,如:基于多尺度连续介质力学理论,着力于解决层合板及二维编织结构复合材料的MCT软件[23];基于平均场理论,着力于解决纤维混杂复合材料成型与响应分析,以及颗粒夹杂、二维编织等复合材料本构特性分析的MSC公司Digimat软件。
NASA基于Aboudi的GMC (Generalized Method of Cells)细观力学理论开发了通用的细观力学分析工具MAC/GMC。通过用户子程序将MAC/GMC植入有限元分析程序中形成FEAMAC,将MAC/GMC整合到结构优化分析设计软件Hypersizer中形成HyperMAC,将MAC嵌入到多尺度分析框架中形成多尺度通用单胞模型MSGMC。NASA将整套软件体系称为ImMAC。该套工具用于复合材料的非线性、损伤、破坏、纤维基体脱粘等多尺度分析,可同时获得宏观和细观响应信息,分析时任何低尺度非线性均会影响整体结构响应[24]。
多尺度方法的发展使其研究领域从连续介质领域拓展到非连续介质。如Abraham等[25]提出了一种跨量子-连续介质的多尺度分析方法MAAD (Macroscopic,Atomistic,ab initio,Dynamics),该方法根据材料在不同尺度上的不同行为,将硅板分为远场连续介质的宏观尺度区域、近裂纹尖端高度非线性的原子尺度区域、裂纹尖端键断裂的量子尺度区域以及宏观-原子和原子-量子区域之间的数据传递过渡区域,从多尺度的角度和作用机制实现了脆性材料中简单裂纹的断裂失效行为分析,继而引发了跨非连续至连续介质的损伤失效多尺度分析研究热潮。
这些研究表明,当前针对防热结构复合材料的多尺度分析正逐渐形成理论框架,基于这些理论的分析工具也在不断完善,应用领域也从单一的结构力学分析,拓展到材料结构一体化设计与分析。该类方法的发展有助于从本质上认识热结构的响应机理,并按需求设计材料。
 
2.2 多物理场分析与优化方法
高超声速飞行器飞行过程中环境和材料/结构存在强烈的耦合效应。材料表面的催化/氧化/辐射效应、结构的变形、振动、传热等与流场之间存在明显的相互作用,急需多物理场分析方法。
热防护系统鼻锥和翼前缘表面材料有强烈的催化效应,即离解的氧原子在表面材料催化效应作用下重新结合成氧分子,并释放大量热,对热防护系统造成强烈的加热效应。以往的高超声速飞行器热防护设计由于对催化效应认识不清,假定热防护系统表面完全催化,使得设计过于保守,导致热防护结构设计冗余量过大。为提高设计水平,减小热结构设计余量,需对热防护结构表面典型材料与环境之间的催化进行进一步的研究,认清催化反应机理,量化催化反应系数[26]。
烧蚀防热是高超声速飞行器热防护的一种重要结构形式,是精确依赖于时间、材料表面与外界大气接触面存在相互作用的典型多物理场问题,涉及结构、流动、传热和化学反应等[27],建立精细化模型对烧蚀防热性能进行准确评价是减小结构设计冗余的有效措施。
针对非烧蚀型热防护系统,表面的氧化问题尤为突出。2010年美国德克萨斯州农工大学完成了由AFOSR资助的“高温氧化环境下编织复合材料结构分析”的研究课题,在这项研究中,为了认知具有复杂微结构特征的编织复合材料,发展了一个软件框架,对编织复合材料可以方便地执行多尺度/多物理场分析,除了发展氧化损伤演化模型外,还开发了一种加速氧化模拟的策略,从而仅用几个小时就可以完成氧化模拟,不需要进行长时间的模拟计算。
在结构/流场耦合分析中,简单的流固耦合分析方法难以满足设计要求,因此发展高效高置信度的流动传热/结构耦合算法成为必然趋势。现阶段面对复杂的工程问题,大多通过数据传递的方式进行间接耦合,如FLUENT和LS-DYNA通过用户自定义程序接口实现该种多物理场问题的弱耦合[29],流动传热结构直接强耦合也是研究热点。
2009年AFOSR结构科学中心启动一项多阶段的研究项目,由波音公司与洛克希德·马丁公司共同承担,以辨识高超声速结构响应和寿命预报能力的空缺。两者的研究报告都对热噪声环境的预测与结构响应分析给予了特别关注,指明复杂载荷与结构的相互作用涉及热/流/固多个物理场,且过多地依赖分析者的经验与模型假定,不当的处理使得结构分析可能得出完全错误的预报结果,该问题应作为未来飞行器结构力学研究的重点之一[30]。
高超声速飞行器必将是由几个高度一体化的系统组成,需要进行多学科设计优化处理,以便获得能够满足所有设计约束条件、坚实可靠的飞行器设计方案。根据多学科交叉和多变量引入,发展协同优化算法、并行子空间优化算法及多目标优化遗传算法等。美国针对HL-20飞行器,已经初步发展了轨道/结构/热防护多学科协同优化设计方法。
 
2.3 基于不确定性的分析方法
在实际的热防护材料和结构中,随机性、不确定性处处存在,忽视这一事实有时候会得出矛盾或者不合理的结果。只有充分认知各种载荷、结构/材料响应和失效的不确定性才能得到正确的设计安全余量并给出科学的优化设计方案。
在热防护分析中,首先需要对不确定性因素进行辨识与量化(Uncertianty Quantificaiton)。在热结构分析中已逐步认识到非确定性不仅来自随机性,还有信息不足带来的认知不确定性。处理认知不确定性方面已经发展了模糊、可能性及非概率等多种理论,以及置信度、可能度、p-box、区间法等多种描述方法。
NASA于2014年提出了多学科不确定性量化挑战(Multidisciplinary Uncertainty Quantification Challenge),着重强调了不确定性量化、敏感性分析、传播分析等问题,提出了标准问题(Benchmark Problem),并得到了积极响应。多位学者基于Bayesian理论框架,对客观/认知混合不确定性的量化问题给出了解答。
在非确定性下,热防护可靠性分析的实质是将基本变量的不确定性传递到响应量,往往需要描述结构失效准则的极限状态函数,但在实际的热结构设计中,除了热/力/氧/噪声等耦合环境载荷和热结构材料性能具有随机性外,热结构的几何尺寸和边界条件等也具有不确定性。在这种情况下,极限状态函数可能成为含有多种随机变量的高次非线性函数,而且可能含有隐式变量。此时,难以获得极限状态函数的解析表达式,因此通常采用解析与数值方法相结合的方法求解结构的失效概率,比如Monte-Carlo法、重要抽样法、分离式Monte-Carlo法等,以及非抽样方法如多项式混沌展开等。
Monte-Carlo数值模拟法可以根据失效概率的定义来直接求解,且数值模拟误差也很容易确定。Chen等[34]考虑气动热环境、热结构材料性能、机身材料性能的不确定性,采用Monte-Carlo数值模拟方法,分别分析了Stardust返回舱、火星探测器、X-37翼前缘热结构的热可靠性,指出采用Monte-Carlo数值模拟法能够更明确地认识热结构安全余量与热结构可靠性之间的关系。并基于Monte-Carlo数值模拟进行了输入不确定性参数与输出响应之间的灵敏度分析,分析了对热结构热可靠性影响较大的不确定性参数。
近来,不确定性分析方法逐渐与多物理场、多尺度问题结合。波音公司在发展X-37的过程中,在热/噪声/机械载荷等多种载荷作用下,在组分、材料、舵结构多个尺度上开展渐进损伤分析,并考虑材料与环境不确定性因素的影响,进行失效概率评估与结构优化设计。并开发了一种计算软件GENOA PFA (General Optimizer Analysis Code in Progressive Failure Analysis),能够在减少高昂和费时的试验测试情况下,进行更多的优化设计,以快速确定复合材料候选方案[35]。该方法所考虑的材料、载荷与非确定性因素虽然较为简单,但方法的创新意义显著,可以看做目前NASA及美国空军正着力推动的数字孪生(Digital Twin)技术的雏形。而后者正是要利用多尺度、多物理场及非确定性方法,建立飞行器的完整数字模型,结合结构健康监测系统与虚拟飞行,实现整个飞行器结构的诊断,并被誉为飞行器结构力学的范式革命[36]。
 
3 评价与验证技术
试验是热结构设计与分析结果评价与验证的必经途径,只有经过试验验证的设计与分析手段才具有较高的可信度。先进的实验方法和手段有助于从本质上,更精确地认识防热材料与结构在高超声速飞行环境下的演化行为。
针对高超声速条件复杂环境和材料/结构之间的耦合相互作用,建立地面测试平台,用于高超声速飞行环境中层流湍流转捩条件,热防护系统表面材料催化、氧化效应,激波/边界层相互作用,黑障,真实气体和稀薄气体效应研究,进一步提高对环境和结构耦合机理的认识,为高超声速飞行器的发展奠定坚实的理论基础[37]。
近年来,美国在热防护材料/结构表征与设计验证方面,重点发展了如下技术:
① 微细观尺度的原位测试与表征;
② 高温、复杂载荷下的热力响应测试与传感;
③ 多场耦合加载试验测试;
④ 高时空分辨率的场信息获取测试;
⑤ 气动热环境在轨测试;
⑥ 虚拟试验技术等。
 
值得关注的是美国国家高超声速科学中心重点发展了编织复合材料高保真度模拟的虚拟试样技术,利用微观CT等技术获得了编织复合材料的三维信息,通过参考区域整理的方法给出了编织纤维束的位置和形状统计信息,利用最小试样可以获得最大化的编织结构周期性信息,同时发展了一种与微观CT测试结果具有相同统计规律的编织材料微结构重构高效算法,能够产生随机编织结构的虚拟样件,并对虚拟样件进行传热和失效的模拟[38, 39],方法流程如图 10所示。面对如何获取1 300~1 500 ℃温度下尽可能多的试验细节信息的挑战,在高温应变影像技术上有了重大突破,通过抑制热辐射噪声和空气密度的波动观测信号,保持温度、载荷和位置的稳定性等技术手段,形成了1 500 ℃下获取试件材料表面全 场应变图的实验能力,给出了编织C/SiC复合材料在热/力载荷下的应变分布,并用以验证虚拟试验的数据。
 
4 结论与展望
以近空间高超声速飞行器对热防护材料/结构的苛刻要求为出发点,简要论述了当前热防护材料/结构设计与分析技术中出现的新概念新方法。总的来说,这些新概念新方法表现出如下趋势:
1) 积极革新材料设计理念,从原子、分子尺度出发,实现按需设计与主动控制。突破传统结构设计方法,进行一体化、多功能化设计,实现结构效率的显著提升,并探索新型防热机制,实现对环境的控制与利用。
2) 针对复杂热防护材料/结构在复杂环境下的耦合响应分析问题,多尺度、多物理场及不确定性方法的优势日益突出,各类方法正逐步融合以实现对整个飞行器结构真实状态的模拟与预测。
3) 复杂载荷下的高精度测试与表征手段及虚拟试验技术是研究热点,是实现上述设计及分析方法的有效验证、提高分析置信度与精度的基础。