再入航天器防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配評(píng)價(jià)方法研究

李偉杰 劉峰 董彥芝 李小龍

（1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

（2 中國(guó)航天標(biāo)準(zhǔn)化與產(chǎn)品保證研究院，北京 100071）

1 引言

燒蝕防熱結(jié)構(gòu)利用燒蝕材料在再入過程中發(fā)生的物理、化學(xué)反應(yīng)，吸收再入氣動(dòng)熱，從而實(shí)現(xiàn)再入航天器的防熱目的［1-3］。再入航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中，防熱結(jié)構(gòu)的防熱層與本體結(jié)構(gòu)（一般為金屬結(jié)構(gòu)）通過柔性膠黏劑連接。在軌飛行時(shí)，航天器經(jīng)受±100 ℃甚至更大的溫度交變環(huán)境，由于防熱層與主承力金屬結(jié)構(gòu)的熱膨脹系數(shù)存在一定差異，使它們之間可能產(chǎn)生較大的熱變形，進(jìn)而可能導(dǎo)致防熱層開裂。因此，防熱層與金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配特性，成為再入航天器結(jié)構(gòu)研制中的一項(xiàng)重要內(nèi)容。

針對(duì)防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性的研究，溫度交變?cè)囼?yàn)（或稱“熱循環(huán)試驗(yàn)”）和熱應(yīng)力理論計(jì)算方法在傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)研制過程中最為常見。通過開展試驗(yàn)，觀察試驗(yàn)后防熱層與金屬結(jié)構(gòu)的膠接情況與防熱結(jié)構(gòu)形貌，能夠定性判斷兩者的熱匹配特性［4］。此外，熱應(yīng)力理論計(jì)算也能在一定程度上量化結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力等特性［2］。隨著航天器結(jié)構(gòu)研制技術(shù)的發(fā)展，有限元模型分析方法也越來越廣泛地得到應(yīng)用［5-7］，如關(guān)于金屬結(jié)構(gòu)與防熱層溫度場(chǎng)及熱變形的有限元模型分析［8-9］；但是，在溫度交變環(huán)境下再入航天器防熱結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力與熱變形的有限元模型分析研究則相對(duì)有限。

本文以工程實(shí)際應(yīng)用為例，介紹了再入航天器防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性的3種評(píng)價(jià)方法——溫度交變?cè)囼?yàn)、熱應(yīng)力理論計(jì)算和有限元模型分析。根據(jù)3種評(píng)價(jià)方法的應(yīng)用情況，分析了其優(yōu)缺點(diǎn)。最后，從設(shè)計(jì)驗(yàn)證角度出發(fā)，給出了防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性評(píng)價(jià)方法的應(yīng)用建議。

2 3種評(píng)價(jià)方法及其應(yīng)用

針對(duì)溫度交變?cè)囼?yàn)、熱應(yīng)力理論計(jì)算和有限元模型分析方法，本節(jié)以航天器A、B、C 為例，介紹了3種評(píng)價(jià)方法的具體應(yīng)用過程，進(jìn)而獲得其應(yīng)用特點(diǎn)的對(duì)比分析，最終可為后續(xù)防熱結(jié)構(gòu)研制提供熱匹配評(píng)價(jià)工作的實(shí)施建議。

2．1 溫度交變?cè)囼?yàn)

溫度交變?cè)囼?yàn)是基于航天器在軌飛行時(shí)的溫度交變環(huán)境開展驗(yàn)證試驗(yàn)，以研究防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配性能。

考慮到采用實(shí)際的全尺寸結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)，費(fèi)用過高，周期較長(zhǎng)，且防熱結(jié)構(gòu)存在方案調(diào)整與修改的可能，因此溫度交變?cè)囼?yàn)一般采用“背靠背”形式的平板試驗(yàn)件［2］，如圖1所示。平板試驗(yàn)件由1層金屬結(jié)構(gòu)底板和2層防熱層組成，其中防熱層與金屬底板的厚度分別為航天器外部防熱層與內(nèi)部金屬結(jié)構(gòu)的實(shí)際厚度，防熱層邊長(zhǎng)與厚度尺寸比一般取10∶1。試驗(yàn)前，在試驗(yàn)件表面粘貼鋁箔，并配置相應(yīng)的通電回路（配置回路斷開指示燈、報(bào)警警鈴等，見圖2）。試驗(yàn)過程中，當(dāng)試驗(yàn)件因溫度交變產(chǎn)生較大熱變形，使鋁箔回路斷開時(shí)，記下當(dāng)前溫度及溫度循環(huán)次數(shù)，從而定性表征該防熱層與金屬底板的熱匹配性能。

圖1 “背靠背”試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)Fig．1 Structure of back-to-back specimen

圖2 試驗(yàn)設(shè)備及通電回路Fig．2 Test equipment and circuits

以航天器A為例，通過溫度交變?cè)囼?yàn)，研究了不同溫度交變環(huán)境與膠層厚度條件下防熱結(jié)構(gòu)的變形特征，試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)如圖3所示。其中：圖3（a）為蜂窩／低密度填充型防熱材料的試驗(yàn)件，試驗(yàn)前配置了2個(gè)鋁箔通電回路；對(duì)于圖3（b）中的纖維模壓防熱材料，由于纖維鋪層存在方向性的結(jié)構(gòu)特征，試驗(yàn)前配置了4個(gè)鋁箔通電回路，即在平行和垂直于鋪層方向分別配置2個(gè)鋁箔通電回路。

圖3 航天器A 防熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件Fig．3 Thermal protection structure specimen of spacecraft A

試驗(yàn)后觀察試驗(yàn)件形貌可以發(fā)現(xiàn)：在±150 ℃／40．5次循環(huán)條件下，試驗(yàn)件鋁箔開裂，鋁箔與防熱結(jié)構(gòu)脫粘，蜂窩格子與低密度防熱材料填充物之間也出現(xiàn)了裂縫，見圖4（a）；在±100 ℃／40．5次循環(huán)條件下，試驗(yàn)件與鋁箔粘接狀態(tài)良好，鋁箔沒有開裂（試驗(yàn)過程中通電回路沒有斷開），防熱層表面蜂窩格子及低密度形貌保持良好，見圖4（b）?？梢钥闯?，當(dāng)前防熱結(jié)構(gòu)不適用于±150 ℃／40．5 次循環(huán)的溫度交變環(huán)境。

圖4 不同試驗(yàn)環(huán)境下同種試驗(yàn)件形貌Fig．4 Same specimen after different test conditions

在膠層厚度分別為0．5mm和1．0mm時(shí)，相同防熱層在±100 ℃／40．5次循環(huán)條件下的結(jié)構(gòu)形貌有所不同。當(dāng)防熱層與金屬底板之間的連接膠層厚度為0．5mm時(shí)，試驗(yàn)后鋁箔開裂，且防熱層與金屬底板之間發(fā)生了明顯的開裂，見圖5（a）。當(dāng)膠層厚度增大到1．0mm時(shí)，試驗(yàn)后防熱層與金屬底板粘接形貌保持良好，見圖5（b）。因此，在當(dāng)前防熱層及溫度交變條件下，防熱結(jié)構(gòu)膠層厚度應(yīng)選取1．0mm。

圖5 相同試驗(yàn)環(huán)境下不同膠層厚度試驗(yàn)件形貌Fig．5 Specimen after tests under the same condition with different bond thickness

2．2 熱應(yīng)力理論計(jì)算

防熱結(jié)構(gòu)在溫度交變環(huán)境下，結(jié)構(gòu)連接面的熱應(yīng)力σa可以通過式（1）計(jì)算［1］。

式中：下標(biāo)a指防熱層，s指底板，b指膠層；α為材料線膨脹系數(shù)；T為試驗(yàn)溫度；T0為防熱層與金屬結(jié)構(gòu)膠接套裝時(shí)的溫度；v為泊松比；E為彈性模量；t為厚度；R為殼體半徑。

以航天器B為例，針對(duì)不同溫度交變環(huán)境及不同膠層厚度，進(jìn)行結(jié)構(gòu)連接面的熱應(yīng)力計(jì)算，結(jié)果如表1所示。可以看出，隨著溫度交變范圍的減小，結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力也明顯降低。當(dāng)膠層厚度不同時(shí)，平板試驗(yàn)件的連接面熱應(yīng)力根據(jù)式（1）不能體現(xiàn)出差異，但殼體結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力則明顯不同。以±120 ℃溫度交變環(huán)境、材料A 為例，膠層厚度由0．65mm 增大到2．00mm 時(shí)，熱應(yīng)力由1．48 MPa下降了58．8%，僅為0．61 MPa，可見膠層厚度增大，能夠顯著減小熱應(yīng)力，有效改善防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配特性。

表1 熱應(yīng)力計(jì)算結(jié)果Table 1 Calculation results of thermal stress MPa

2．3 有限元模型分析

隨著航天器研制工作的快速發(fā)展，利用大型商業(yè)有限元軟件進(jìn)行模型分析已成為結(jié)構(gòu)研制（尤其是結(jié)構(gòu)方案初期設(shè)計(jì)時(shí)）的重要分析驗(yàn)證方法。在指定的溫度環(huán)境下，通過有限元模型分析特定結(jié)構(gòu)，可以獲得結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力與熱變形等結(jié)果。

以航天器C 為例，基于±100 ℃／40．5 次循環(huán)的溫度交變環(huán)境和防熱結(jié)構(gòu)方案，采用ANSYS Workbench分析軟件建立平板試驗(yàn)件的有限元分析模型。圖6是該航天器防熱結(jié)構(gòu)平板試驗(yàn)件計(jì)算模型。通過計(jì)算，獲得試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)的溫度場(chǎng)、應(yīng)力場(chǎng)及位移云圖，如圖7～圖11 所示?？梢钥闯?，基于有限元模型分析，可以獲得防熱結(jié)構(gòu)在不同溫度交變環(huán)境、不同膠層厚度等條件下的結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力與熱變形，進(jìn)而可以對(duì)比分析，獲得滿足要求的防熱層／金屬結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方案。

圖6 防熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件有限元模型Fig．6 FEA model of thermal protection structure specimen

圖7 防熱結(jié)構(gòu)在特定時(shí)刻溫度場(chǎng)云圖Fig．7 Temperature field of thermal protection structure at special time

圖8 防熱結(jié)構(gòu)在特定時(shí)刻的熱應(yīng)力云圖Fig．8 Thermal stress field of thermal protection structure at special time

圖9 膠層在特定時(shí)刻的熱應(yīng)力云圖Fig．9 Thermal stress field of bond at special time

圖10 防熱結(jié)構(gòu)在特定時(shí)刻的位移云圖Fig．10 Displacement field of thermal protection structure at special time

圖11 膠層在特定時(shí)刻的位移云圖Fig．11 Displacement field of bond at special time

3 3種評(píng)價(jià)方法對(duì)比與分析

3．1 評(píng)價(jià)方法對(duì)比

溫度交變?cè)囼?yàn)、熱應(yīng)力理論計(jì)算和有限元模型分析，均能在一定程度上根據(jù)設(shè)計(jì)需求用于分析驗(yàn)證，從而評(píng)價(jià)當(dāng)前溫度交變環(huán)境下的防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配特性。為了在防熱結(jié)構(gòu)研制中基于溫度交變環(huán)境建立一套通用設(shè)計(jì)分析與驗(yàn)證思路，表2給出了3種評(píng)價(jià)方法的對(duì)比。

表2 防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配評(píng)價(jià)方法對(duì)比Table 2 Comparison of evaluation methods for TPS／MS thermal match

溫度交變?cè)囼?yàn)作為防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性試驗(yàn)驗(yàn)證的常規(guī)方法，在試驗(yàn)件、加熱設(shè)備等硬件設(shè)施滿足的前提下，可以獲得相對(duì)直觀的試驗(yàn)結(jié)果。根據(jù)第2．1 節(jié)介紹，通過溫度交變?cè)囼?yàn)，可以定性研究溫度交變環(huán)境及膠層厚度對(duì)結(jié)構(gòu)熱匹配特性的影響，從而指導(dǎo)防熱結(jié)構(gòu)的方案設(shè)計(jì)；但是試驗(yàn)涉及的費(fèi)用與周期均要求較高，且試驗(yàn)結(jié)果不能準(zhǔn)確定量化，這些均是溫度交變?cè)囼?yàn)方法的不足。

熱應(yīng)力理論計(jì)算能夠在一定程度上量化結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力等結(jié)果；但由于目前相應(yīng)的理論計(jì)算方法相對(duì)單一，要想獲得完整的結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力與熱變形結(jié)果，涉及到的理論推導(dǎo)與計(jì)算的工作量大，難度高，而且對(duì)于多循環(huán)次數(shù)的溫度交變環(huán)境，理論計(jì)算存在多次迭代，因此計(jì)算過程比較復(fù)雜。

有限元模型分析在材料參數(shù)完整的前提下，可以獲得結(jié)構(gòu)任意時(shí)刻、任意位置的熱應(yīng)力和熱變形的量化數(shù)據(jù)，因此可以隨時(shí)驗(yàn)證防熱結(jié)構(gòu)方案的合理性，具有較大的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)。其不足與理論計(jì)算類似，為獲得準(zhǔn)確的計(jì)算結(jié)果，有限元模型計(jì)算需要結(jié)構(gòu)材料的完整性能參數(shù)，尤其是不同溫度條件下的材料熱物理性能參數(shù)。

3．2 分析與討論

現(xiàn)有的3種防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配評(píng)價(jià)方法，均有各自應(yīng)用的優(yōu)勢(shì)與不足。試驗(yàn)方法是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理性驗(yàn)證的必要手段，其核心在于試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)的合理性，而溫度交變?cè)囼?yàn)正是針對(duì)防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的有效試驗(yàn)驗(yàn)證方法。通過工程應(yīng)用實(shí)例也可看出，溫度交變?cè)囼?yàn)研究環(huán)境因素和設(shè)計(jì)因素對(duì)防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性的影響，在一定程度上可直觀反映結(jié)構(gòu)方案的正確性。隨著航天器結(jié)構(gòu)研制技術(shù)的發(fā)展，有限元模型分析已經(jīng)成為航天器結(jié)構(gòu)研制過程中（尤其是方案設(shè)計(jì)初期）的一個(gè)重要驗(yàn)證手段。針對(duì)當(dāng)前的防熱結(jié)構(gòu)方案與溫度交變環(huán)境條件，即可建立防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性評(píng)價(jià)的有限元分析模型，分析過程中可調(diào)整各種設(shè)計(jì)參數(shù)，包括結(jié)構(gòu)尺寸、材料種類、溫度環(huán)境等，獲得滿足環(huán)境要求及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范的防熱結(jié)構(gòu)方案。因此，有限元模型分析具有極大的靈活性與適用性。

綜上，為驗(yàn)證防熱結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)的正確性，可以在結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)初期充分利用有限元模型分析方法，定量?jī)?yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果，在設(shè)計(jì)后期較小的參數(shù)調(diào)整范圍內(nèi)開展溫度交變?cè)囼?yàn)，研究防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配特性。

4 結(jié)論

基于溫度交變環(huán)境下再入航天器防熱層／金屬結(jié)構(gòu)熱匹配特性的重要性，本文概述了3種評(píng)價(jià)方法，結(jié)合工程實(shí)際介紹了具體方法的應(yīng)用情況，并且針對(duì)3種評(píng)價(jià)方法進(jìn)行了對(duì)比分析，可得出以下結(jié)論。

（1）防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的3種熱匹配評(píng)價(jià)方法，包括溫度交變?cè)囼?yàn)、熱應(yīng)力理論計(jì)算、有限元模型分析，對(duì)于再入航天器防熱結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)，均具有一定的驗(yàn)證作用。

（2）考慮到有限元模型分析的良好適用性以及試驗(yàn)驗(yàn)證的必要性，在防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配評(píng)價(jià)方面，可以采用設(shè)計(jì)初期的有限元模型分析與設(shè)計(jì)后期的溫度交變?cè)囼?yàn)相結(jié)合的評(píng)價(jià)方法，以綜合評(píng)價(jià)防熱層／金屬結(jié)構(gòu)的熱匹配特性。

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