1、由于嚴峻的飛行環(huán)境和特殊的飛行任務，與普通飛機相比，航天飛行器結構的熱防護系統(tǒng)的性能要求高，其設計極為重要。本文對航天結構的蜂窩夾芯熱防護系統(tǒng)進行了熱分析和結構優(yōu)化設計，具體內容如下:
　　本文以航天飛行器結構的防熱-承載一體化設計的蜂窩夾芯熱防護系統(tǒng)作為研究對象，首先，基于有限元分析軟件ABAQUS對蜂窩夾芯熱防護系統(tǒng)的熱傳導過程進行了數(shù)值模擬，數(shù)值模型中采用了不考慮對流換熱邊界條件的熱傳導平板模型進行近似計算，由蜂窩芯填充防熱

2、涂料所構成的防熱層部分的等效熱傳導系數(shù)由文獻中不同計算方法得到，其中最優(yōu)方法所得結果與試驗值的誤差約為5％，研究表明不同的網(wǎng)格尺寸和表面反射率對計算結果影響不大。
　　其次，對具有熱防護系統(tǒng)的主承載結構進行了熱應力分析，其中蜂窩夾芯結構采用三維有限元模型，施加的熱載荷邊界條件為通過熱傳導計算得到的溫度場，比較了不同防熱層厚度和有無防熱涂料時熱應力的差別，結果表明熱防護系統(tǒng)的隔熱效果越好，主承載結構的溫度越低，熱應力越小，溫度變化對

3、結構熱應力的影響較為顯著。
　　最后，基于多學科優(yōu)化平臺Isight軟件，使用平板熱傳導模型對承載-防熱一體化結構進行了尺寸優(yōu)化設計，在滿足相應約束條件的前提下分別達到了重量最輕和隔熱能力最強的優(yōu)化目標，并分別對優(yōu)化后的蜂窩夾芯板進行熱應力計算。計算結果表明:重量最輕的設計方案與原結構相比，總質量降低了約8.79％，熱應力變化不大;隔熱能力最強的設計方案與原結構相比，質量幾乎不變，背面溫度降低了約31.86％，最大Von Mise