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空天飛機熱防護系統是保證空天飛機在發射、飛行以及返回過程中不會因為氣動加熱而破壞并可重復使用的保護系統，它的設計與制造是空天飛機研制的關鍵技術之一�？仗祜w機熱防護系統與機體結構之間的相互連接由連接結構實現，主要用于安裝固定隔熱結構和傳遞隔熱結構的載荷，包括膠接連接和機械連接兩大類。
熱防護系統除了承受局部氣動載荷之外，還具有一定承受和傳遞機體總體載荷的能力，因此在機械連接區往往呈現出復雜的載荷狀況：一方面是由于溫度的提升引起的熱載；另一方面是由于載荷傳遞引起的力載。兩者相互藕合，所以導致熱防護系統的連接區往往成為損傷易發區域，國外已報道了多起由于隔熱結構脫落引起的航天器的損毀事故。因此，對于連接區在熱載和力載藕合條件下的強度分析成為影響熱防護系統設計的關鍵因素。本文針對蜂窩面板式熱防護系統與機體連接結構的熱力藕合強度有限元分析進行計算研究，對于指導空天飛機熱防護系統設計具有參考意義�？仗祜w機上應用的熱防護系統可分為主動和被動兩大類，且它們各自又包括若干種熱防護結構形式。典型金屬蜂窩面板熱防護結構及其與機體的螺栓連接結構如圖所示。
由圖可以看出，金屬蜂窩面板隔熱結構由上下蜂窩面板和中間填充的纖維隔熱層組成。上表面蜂窩面板為鎳基合金，厚度9.2 mm，上下蓋板厚度0.1 mm蜂窩芯壁厚0.05 mm，芯高9 mm，芯尺寸6 mm；下表面蜂窩面板結構尺寸與上表面蜂窩面板一致，其材料為欽合金。內部纖維層材料為氧化鋁纖維，纖維層中間等距布置反射屏，纖維隔熱層總厚度為50.8 mm，其中各材料參數可參考文獻。
蜂窩面板主要靠釬焊將外表面、側壁、內表面、螺栓通道孔等各部分焊接而成，面板與機體由螺栓連接，邊緣處由Nomex氈實施密封。蜂窩面板隔熱結構與機體的連接結構如圖所示。
與隔熱結構相連接的機體結構主要是蒙皮、隔框或支架。為減輕空天飛機的結構質量，其結構材料選用輕質耐高溫復合材料，主要包括：樹脂基復合材料、金屬基復合材料、碳基復合材料和陶瓷基復合材料等。其中聚酞亞胺樹脂基復合材料可用于制造航空航天飛行器中各種耐高溫結構部件，由于其具有較高的工作溫度，例如：HT3/BMP316碳纖維增強聚酞亞胺樹脂基材料的有效工作溫度可以達到310℃。因此，作為空天飛機機體結構的基材可用于蒙皮、隔框等構件。本文中的機體結構均采用HT3/BMP316碳纖維增強聚酞亞胺樹脂基材料。
熱防護系統連接結構的熱載分析是計算空天飛機再入過程中連接區結構的溫度場以及由溫度引起的結構熱應力。由于連接區是金屬與復合材料混合結構，損傷以復合材料為主，因此復合材料構件的熱載及熱應力分析為本文研究的重點，其內容包括：建立分析模型、獲取邊界條件、溫度場計算和熱應力分析等。
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