大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏設(shè)計(jì)及優(yōu)化研究

張 棟，薛淑艷，寧獻(xiàn)文，蘇 生

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大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏設(shè)計(jì)及優(yōu)化研究

張 棟，薛淑艷，寧獻(xiàn)文，蘇 生

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100094）

以衛(wèi)星用大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏為研究對(duì)象，根據(jù)傳熱機(jī)理建立了其瞬態(tài)傳熱模型。對(duì)不同邊界溫度條件下高溫隔熱屏的瞬態(tài)傳熱過(guò)程進(jìn)行數(shù)值仿真，且經(jīng)對(duì)比，仿真計(jì)算出的隔熱屏溫度值與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性和適用性。利用該模型設(shè)計(jì)了某衛(wèi)星高溫隔熱屏，并分析了隔熱屏覆蓋層發(fā)射率、反射屏發(fā)射率、比熱容等對(duì)隔熱屏瞬態(tài)隔熱性能的影響。研究結(jié)果為隔熱屏的設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了依據(jù)。

大推力發(fā)動(dòng)機(jī)；高溫隔熱屏；瞬態(tài)傳熱；數(shù)值仿真；發(fā)射率；比熱容

0 引言

衛(wèi)星用大推力發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)平均溫度達(dá)1000℃以上，對(duì)衛(wèi)星表面和內(nèi)部的艙板、設(shè)備等均會(huì)產(chǎn)生較大的輻射傳熱，極易使結(jié)構(gòu)或設(shè)備因高溫受損，因此，需要專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)隔熱屏。多層隔熱組件作為一種成熟的隔熱方式[1]，已被廣泛應(yīng)用于國(guó)內(nèi)外的各類(lèi)飛行器上[2]。其隔熱性能通常使用當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)或當(dāng)量輻射率來(lái)表征，該方法在衛(wèi)星小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的隔熱設(shè)計(jì)和分析中取得了較好的效果，但不能模擬因高溫多層材料厚度方向變化造成的導(dǎo)熱系數(shù)和比熱容的不均勻性，且當(dāng)量參數(shù)受到溫度和瞬態(tài)防護(hù)時(shí)間的影響較大，造成對(duì)多層內(nèi)部各單元溫度變化趨勢(shì)的模擬不準(zhǔn)確，故該方法不能用于大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫隔熱屏的設(shè)計(jì)和優(yōu)化。國(guó)內(nèi)外對(duì)于高溫多層瞬態(tài)傳熱過(guò)程的仿真研究及試驗(yàn)驗(yàn)證較少[3-6]。目前，高溫隔熱屏的設(shè)計(jì)主要通過(guò)經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證相互多次迭代完成，每次設(shè)計(jì)更改都需要進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，因此設(shè)計(jì)周期長(zhǎng)、成本高。

本文提出了一種通用的隔熱屏物理仿真模型，以此為基礎(chǔ)建立了隔熱屏瞬態(tài)分析模型，并通過(guò)地面試驗(yàn)驗(yàn)證了分析模型的正確性和適用性，研究了隔熱屏的材料熱物理性能參數(shù)對(duì)其瞬態(tài)傳熱特性的影響。研究結(jié)果可用于月球及火星探測(cè)衛(wèi)星等的大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏的設(shè)計(jì)和優(yōu)化。

1 高溫隔熱屏及計(jì)算模型

1.1 隔熱屏組成

多層隔熱組件是由多層反射屏與間隔層疊合而成的隔熱結(jié)構(gòu)。研究表明[1]，與單一隔熱材料構(gòu)成的隔熱屏相比，多層結(jié)構(gòu)的隔熱屏具有更低的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)。如圖1所示，高溫隔熱屏主要由高溫覆蓋層、反射屏、間隔層等組成，其中高溫覆蓋層面向發(fā)動(dòng)機(jī)，低溫面安裝在被防護(hù)的結(jié)構(gòu)件上。從高溫覆蓋層到低溫面，溫度逐漸降低，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)充分考慮溫度梯度化的因素，才能使隔熱屏的重量達(dá)到最優(yōu)化。即隨著溫度的降低，各層使用的反射屏和間隔層在滿(mǎn)足溫度要求的條件下，優(yōu)先使用密度相對(duì)較低的材料。根據(jù)材料的使用溫度范圍，可將隔熱屏設(shè)計(jì)為高溫、中溫和低溫3個(gè)部分。

圖1 高溫隔熱屏結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 隔熱屏傳熱計(jì)算模型

利用當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)法計(jì)算多層隔熱組件的隔熱性能時(shí)，將多層隔熱組件冷面和熱面之間的換熱關(guān)系按熱傳導(dǎo)處理。采用當(dāng)量發(fā)射率法進(jìn)行計(jì)算時(shí)，將冷面和熱面之間的換熱關(guān)系按熱輻射處理[7]。因此，熱傳導(dǎo)和熱輻射計(jì)算分別為：

。 (2)

式(1)、式(2)中：D為隔熱材料的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)；為垂直于熱流方向的多層隔熱材料面積；H和C分別為熱面和冷面的溫度；為多層的等效總厚度；為斯忒藩-玻耳茲曼常量；D為隔熱材料的當(dāng)量發(fā)射率。

實(shí)際上，多層隔熱組件的傳熱是輻射、傳導(dǎo)及對(duì)流傳熱的耦合作用[8]，設(shè)計(jì)時(shí)要盡可能考慮分別減小這3種方式的傳熱?？稍诒桓魺嵛矬w與高溫環(huán)境之間插入很多發(fā)射率較低的表面（鍍金屬箔）來(lái)減小輻射傳熱；使反射屏之間的間隔層面密度和厚度盡可能小，間隔層上孔密度盡可能大，以減小熱傳導(dǎo)。在空間真空環(huán)境下，多層隔熱組件內(nèi)部的氣體都通過(guò)放氣而排除，對(duì)流傳熱往往較小，可以忽略，即隔熱屏各層熱量傳遞方式主要包括傳導(dǎo)和輻射。

在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)，主要由高溫覆蓋層向內(nèi)傳熱。隔熱屏材料厚度很小，故可將隔熱屏傳熱簡(jiǎn)化為一維非穩(wěn)態(tài)傳熱過(guò)程。根據(jù)能量守恒定律，第層隔熱屏材料內(nèi)部傳熱的控制方程為

式中，、、、T分別為各層材料的密度、比熱容、導(dǎo)熱系數(shù)和層內(nèi)某位置的溫度。

第層隔熱材料的兩側(cè)邊界處的邊界傳熱控制方程為：

(5)

式中：為某層材料的發(fā)射率；為導(dǎo)熱修正系數(shù)，與間隔層的厚度、孔密度、實(shí)施工藝有關(guān)；為層間導(dǎo)熱系數(shù)；各參數(shù)的上標(biāo)-1、、+1分別表示第層和其相鄰的兩層；下標(biāo)max和0表示某層的厚度方向的最大值和最小值。方程中第2項(xiàng)為與相鄰層邊界位置處的輻射換熱，第3項(xiàng)為相鄰層的邊界位置處的傳導(dǎo)換熱。

在進(jìn)行隔熱屏瞬態(tài)換熱計(jì)算時(shí)，應(yīng)建立隔熱屏各層材料的物理模型，其材料密度、比熱容、厚度和表面輻射特性應(yīng)按照真實(shí)狀態(tài)進(jìn)行設(shè)置，并考慮這些參數(shù)隨著溫度的變化。特別是某些材料如聚酰亞胺膜的比熱容隨溫度變化較大，若不進(jìn)行設(shè)置，則其瞬態(tài)換熱計(jì)算結(jié)果誤差較大。層間導(dǎo)熱關(guān)系受實(shí)施工藝、安裝方式和間隔層孔密度的影響較大，可根據(jù)試驗(yàn)擬合獲得。高溫覆蓋層與發(fā)動(dòng)機(jī)壁面和冷黑空間換熱，換熱量與溫差及相互間角系數(shù)有關(guān)，與內(nèi)側(cè)多層隔熱組件的傳熱為熱傳導(dǎo)與熱輻射耦合邊界條件。對(duì)于隔熱屏的低溫面，其邊界條件主要為與隔熱屏安裝面的接觸傳熱和輻射換熱。中間的反射屏單元與相鄰的間隔層間進(jìn)行接觸傳熱，與相鄰的反射屏間進(jìn)行輻射換熱。反射屏和間隔層自身厚度方向存在溫差，與其自身的導(dǎo)熱系數(shù)有關(guān)。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

根據(jù)傳熱機(jī)理和隔熱屏的結(jié)構(gòu)組成建立隔熱屏試驗(yàn)分析模型，包括高溫覆蓋層、中間的反射屏和間隔層的模型，同時(shí)又設(shè)計(jì)了26單元和21單元的高溫隔熱屏物理模型。隔熱屏各層材料的輻射特性和熱物理特性根據(jù)測(cè)量結(jié)果設(shè)置，并考慮了它們隨溫度的變化。在高溫覆蓋層溫度1050℃、800℃邊界條件下，分別對(duì)2個(gè)物理模型進(jìn)行900s試驗(yàn)考核，試驗(yàn)結(jié)果可以作為仿真分析模型的邊界條件及驗(yàn)證依據(jù)。

對(duì)2個(gè)物理模型的瞬態(tài)傳熱過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬分析，模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖2所示?？梢钥闯觯?個(gè)隔熱屏的高溫覆蓋層快速升溫，在900s時(shí)接近平衡，其他面溫度均處于上升過(guò)程中。其中26單元隔熱屏的高中溫區(qū)之間和低溫面分別從300s和600s時(shí)開(kāi)始快速升溫，多層越靠近低溫面，升溫滯后現(xiàn)象越明顯。21單元隔熱屏的高中溫區(qū)之間和低溫面分別從150s和450s時(shí)開(kāi)始升溫，提前升溫的主要原因是由于其高溫部分的單元數(shù)減少，熱容和熱阻減小，使溫度滯后效應(yīng)減弱。2個(gè)隔熱屏各層升溫速率均呈現(xiàn)先升高后降低的趨勢(shì)。這是由于隔熱屏中某層反射屏的溫度升高是由熱傳導(dǎo)和熱輻射耦合造成的，導(dǎo)熱傳熱量與溫度差值成正比，輻射傳熱量與溫度4次方的差值成正比，即：溫差較小時(shí)，導(dǎo)熱作為隔熱屏升溫的主要因素；溫差增大時(shí)，輻射傳熱成為主要因素，對(duì)下一層的傳熱量以4次方的速率增大，使其溫度迅速升高；當(dāng)兩層間溫差縮小時(shí)，其升溫速率又開(kāi)始下降。2個(gè)隔熱屏的數(shù)值分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果變化趨勢(shì)一致，數(shù)據(jù)吻合較好，驗(yàn)證了模型的有效性和適用性。

(a) 26單元隔熱屏

(b) 21單元隔熱屏

圖2 隔熱屏溫度隨時(shí)間的變化曲線

Fig. 2 The temperature versus time curve of the heat shield

3 隔熱屏設(shè)計(jì)及優(yōu)化研究

根據(jù)以上分析，針對(duì)某衛(wèi)星的大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏進(jìn)行設(shè)計(jì)及優(yōu)化研究。圖3為發(fā)動(dòng)機(jī)與隔熱屏的相對(duì)位置關(guān)系，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)和衛(wèi)星內(nèi)結(jié)構(gòu)板的構(gòu)型，隔熱屏的尺寸和形狀具有一定的局限性，隔熱屏最外側(cè)與發(fā)動(dòng)機(jī)間的最小間距僅為約200mm。發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)平均溫度達(dá)到1000℃，最高溫度1300℃以上。隔熱屏將發(fā)動(dòng)機(jī)整體包覆在內(nèi)，其對(duì)空間的角系數(shù)很小，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)與隔熱屏的位置關(guān)系、發(fā)動(dòng)機(jī)的輻射邊界條件和在軌工作模式，通過(guò)計(jì)算得出隔熱屏的平衡溫度為1050℃。隔熱屏的覆蓋層發(fā)射率取0.2?；谶@些數(shù)據(jù)，對(duì)某衛(wèi)星隔熱屏進(jìn)行了設(shè)計(jì)和仿真分析。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)與隔熱屏的位置示意

3.1 高溫覆蓋層發(fā)射率的影響

圖4所示的是覆蓋層發(fā)射率對(duì)隔熱屏溫度的影響，其中覆蓋層發(fā)射率為0.2對(duì)應(yīng)的隔熱屏在900s后其低溫面升溫不超過(guò)40℃，隔熱屏各層材料均滿(mǎn)足溫度使用要求。

(a) 高溫覆蓋層

(b) 低溫面

圖4 覆蓋層發(fā)射率對(duì)隔熱屏表面溫度的影響

Fig. 4 Effect of cover layer’s surface emissivity on the surface temperature of the heat shield

由圖4還可以看出：隨著覆蓋層發(fā)射率的增加，高溫面的最高溫度增加，升溫到1000℃所需的時(shí)間減少；低溫面的溫度均升高；但發(fā)射率增加到一定值后，再增加對(duì)溫度變化的影響將減弱。因此，高溫覆蓋層應(yīng)選擇發(fā)射率較小且性質(zhì)比較穩(wěn)定的金屬表面，并且在隔熱屏制作、運(yùn)輸和存儲(chǔ)過(guò)程中需對(duì)表面進(jìn)行保護(hù)。

3.2 反射屏發(fā)射率的影響

將覆蓋層發(fā)射率為0.2的隔熱屏的計(jì)算結(jié)果作為對(duì)比工況，其他計(jì)算條件保持不變，計(jì)算隔熱屏各層發(fā)射率減小時(shí)隔熱屏的瞬態(tài)傳熱過(guò)程。第1種狀態(tài)為高溫覆蓋層發(fā)射率減小至0.1，第2到第4種狀態(tài)分別為高溫、中溫、低溫部分5層反射屏的發(fā)射率減小0.02，計(jì)算結(jié)果如圖5所示。結(jié)果表明：覆蓋層發(fā)射率的減小可以降低覆蓋層表面溫度；反射屏發(fā)射率的減小反而使覆蓋層溫度升高，這是由于隔熱屏內(nèi)部的隔熱能力增強(qiáng)，使得覆蓋層與內(nèi)部傳熱減??；隔熱屏低溫面溫度隨著反射屏發(fā)射率的減小而降低，其中，覆蓋層發(fā)射率的減小影響最大，高溫區(qū)反射屏發(fā)射率的減小影響次之，中低溫區(qū)反射屏發(fā)射率的減小影響最小。這是因?yàn)楦邷貐^(qū)溫度較高，溫差引起的輻射能量較大，高溫區(qū)發(fā)射率的減小所造成的相對(duì)能量損失較大。因此，設(shè)計(jì)隔熱屏?xí)r高溫部分反射屏的發(fā)射率應(yīng)盡可能的小。

(a) 高溫覆蓋層

(b) 低溫面

圖5 反射屏發(fā)射率對(duì)隔熱屏表面溫度的影響

Fig. 5 Effect of cover screen’s surface emissivity on the surface temperature of the heat shield

3.3 比熱容的影響

考察比熱容對(duì)隔熱屏低溫面溫度的影響，設(shè)置4種隔熱屏狀態(tài)，第1種狀態(tài)為將覆蓋層比熱容增大50%，第2至第4種狀態(tài)分別為增大高溫、中溫、低溫部分5層反射屏的比熱容，各部分比熱容增大總量與覆蓋層比熱容的增加量相等。對(duì)4種狀態(tài)的隔熱屏進(jìn)行分析，計(jì)算結(jié)果如圖6所示。結(jié)果表明：覆蓋層溫度隨著比熱容的增大而降低，增大高溫部分反射屏的比熱容對(duì)覆蓋層溫度降低效果較明顯，中溫、低溫部分反射屏比熱容的增大影響較??；增加隔熱屏低溫部分比熱容對(duì)低溫面溫度降低的效果最為顯著。因此，增大各層的比熱容均可增強(qiáng)隔熱屏的瞬態(tài)隔熱能力，其中增加低溫部分反射屏比熱容的效果最好，且低溫面為非金屬材料，增大比熱容所導(dǎo)致的重量增加最小。

(a) 高溫覆蓋層

(b) 低溫面

圖6 比熱容對(duì)隔熱屏表面溫度的影響

Fig. 6 Effect of layer’s specific heat capacity on the surface temperature of the heat shield

4 結(jié)束語(yǔ)

本文建立了大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏熱輻射和熱傳導(dǎo)耦合分析模型，對(duì)隔熱屏瞬態(tài)傳熱過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值仿真，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，驗(yàn)證了模型的可靠性和適用性。利用此模型設(shè)計(jì)了某衛(wèi)星大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫隔熱屏，并分析了覆蓋層發(fā)射率、反射屏發(fā)射率和比熱容對(duì)隔熱屏隔熱性能的影響，結(jié)果表明：減小高溫覆蓋層發(fā)射率、減小高溫部分反射屏發(fā)射率和增大低溫部分反射屏比熱容均能有效提高隔熱屏瞬態(tài)隔熱性能。研究結(jié)果可為高溫隔熱屏的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供理論指導(dǎo)。

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（編輯：張艷艷）

Design and optimization of high temperature heat shield for large thrust engines

ZHANG Dong, XUE Shuyan, NING Xianwen, SU Sheng

(Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology, Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

The heat shield with large thrust engines is taken as the research object, and a numerical thermal model is established according to the heat transfer mechanism. The transient heat transfer process of the heat shield is simulated for different marginal temperatures, and the calculation results of the transient temperature of the heat shield are in good agreement with the experimental ones, thus the accuracy and the applicability of the model are verified. The heat shield for a certain detector is designed according to this model and the influence factors on the transient heat transfer performance are analyzed. This study provides a basis for the design and the optimization of the heat shield.

large thrust engines; high temperature heat shield; transient heat transfer; numerical simulation; emissivity; specific heat capacity

V444.3

A

1673-1379(2017)04-0350-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.04.002

張棟（1985—），男，博士學(xué)位，從事航天器熱控設(shè)計(jì)及熱分析研究工作。E-mail: dzhang3339@163.com。

2017-06-08；

2017-07-13

國(guó)家重大科技專(zhuān)項(xiàng)工程