1、熱防護結構是保證飛行器高超聲速飛行安全的關鍵子系統(tǒng)，保護機身及內部結構溫度不超過所能承受的溫度極限，并提供一定的強度和剛度，確保飛行器各項任務順利完成。熱防護系統(tǒng)在服役過程中工況復雜，在數(shù)值仿真中應盡可能準確地模擬實際工況，為結構動力學設計提供依據(jù)。本文以一種新型縫合式熱防護結構為研究對象，研究其有限元建模與模型修正方法。
　　首先建立縫合式熱防護結構精細有限元模型，分析結構特征，并以精細模型為基礎進行均勻化方法研究，建立結構均勻

2、化等效模型，并驗證其有效性。在縫合線對結構性能的影響方面，研究了縫合線預緊力對結構動態(tài)特性的影響、縫合縫隙的存在對結構面內等效彈性性能的影響、縫合密度對結構等效彈性性能的影響等，結果表明縫合線的存在大大提高了結構層間性能，但對結構動態(tài)特性的影響有限。
　　考慮到復合材料參數(shù)的離散性及模型等效帶來的誤差，對縫合式熱防護結構進行了基于模態(tài)數(shù)據(jù)的模型修正。對縫合式熱防護結構進行常溫模態(tài)實驗，根據(jù)測試模態(tài)數(shù)據(jù)對結構相關設計參數(shù)進行了修正。

3、為處理修正時實驗數(shù)據(jù)不足的情況，提出多階段模型修正方法，將待修正參數(shù)分組，各組參數(shù)按照既定順序進行修正。在高溫環(huán)境下，對材料彈性參數(shù)隨溫度變化的場進行擬合，使用差分法計算擬合參數(shù)對結構熱模態(tài)數(shù)據(jù)的靈敏度，進行基于熱模態(tài)數(shù)據(jù)修正方法的仿真算例研究。
　　研究了基于隨機動響應數(shù)據(jù)的模型修正方法。針對修正中出現(xiàn)的靈敏度矩陣病態(tài)的問題，分別從實驗數(shù)據(jù)頻點選取方法及結構參數(shù)選取上進行改進方法的研究，基于參數(shù)靈敏度矩陣MDI值進行頻率點選取，