臨近空間飛行器防隔熱/承載一體化熱 結構設計及力/熱行為

時圣波，唐碩，梁軍

（1.西北工業(yè)大學 a.航天學院 b.陜西省空天飛行器設計重點實驗室，西安 710072； 2.北京理工大學 a.宇航學院 b.先進結構技術研究院，北京 100081）

臨近空間是傳統(tǒng)航空器與航天器活動區(qū)域之間的空白空域，具有特殊的戰(zhàn)略價值。世界先進航天大國如美國、俄羅斯、德國、法國、日本等近年來積極開展先進臨近空間飛行器的研制工作[1-4]。由于臨近空間飛行器通常需要在臨近空間內長時間、高超聲速、高過載、大機動飛行，飛行器通常遭受嚴酷的氣動加熱和氣動力環(huán)境，這給傳統(tǒng)的熱防護系統(tǒng)帶來了極大的挑戰(zhàn)[5-7]。同時為了進一步提高結構效率，要求熱防護系統(tǒng)也要承擔部分機械載荷，熱防護技術向著防熱/隔熱/承力一體化以及多功能一體化方向發(fā)展。因此，熱防護技術是臨近空間高超聲速飛行器研制的關鍵技術之一，開展臨近空間飛行器防隔熱/承載一體化熱防護系統(tǒng)設計及性能預報具有重要意義。

進行臨近空間飛行器熱防護系統(tǒng)設計時，參考近年來成功試飛的國內外先進高超聲速飛行器是十分必要的。為了驗證設計工具和設計方法，并為未來高超聲速飛行器設計提供飛行數(shù)據，美國啟動了Hyper-X 計劃，作為其中一員的X-43A 飛行器驗證了包括先進熱防護系統(tǒng)等在內的多項關鍵技術[8-10]。X-43A 飛行器的頭部前緣和翼前緣等高溫防熱區(qū)域采用了耐高溫碳/碳復合材料，飛行器迎風面、背風面等大面積防熱區(qū)域采用了一種可重復使用的耐高溫氧化鋁防熱瓦AETB（Alumina Enhanced Thermal Barrier），且為了進一步提高防熱瓦的性能，防熱瓦的表面涂覆了一層韌性單片纖維耐高溫涂層 TUFI（Toughened Uni-piece Fibrous Insulation）。另外，X-43A 舵面、翼面的部分區(qū)域則采用了耐高溫Haynes合金，發(fā)動機內部采用了基于薄膜冷卻技術的主動熱防護方案。為了驗證美國空軍的HyTech 超燃沖壓發(fā)動機，X-51A 高超聲速驗證機得以實施[11-12]。X-51A同樣采用了多項先進熱防護技術，如背風面大面積防熱區(qū)域采用了一種波音公司研制的低成本輕質燒蝕體泡沫BLA-S（Boeing Light-weight Ablator），涂覆在主承力合金結構的表面，以達到防熱效果。X-51A噴管的內部以及進氣道高溫部位則采用了波音公司研制的蜂窩增強輕質燒蝕體BLA-HD，迎風面采用波音公司研制的可重復使用隔熱瓦 BRI-16（Boeing Reusable Insulation），發(fā)動機艙體內則采用了柔性可重復使用的表面隔熱材料FRSI（Flexible Reusable Surface Insulation）。這些先進熱防護材料與系統(tǒng)的飛行試驗考核為臨近空間飛行器熱防護方案的選型提供了重要的飛行試驗數(shù)據。

近年來，美國航空航天局（NASA）、洛克希德馬丁公司、佛羅里達大學等發(fā)展了幾種一體化熱防護系統(tǒng)概念，并針對金屬一體化熱防護系統(tǒng)開展了詳盡的工作。Martinez 等[13-14]設計了幾種三明治夾層結構，芯子采用波紋型、Z 型、C 型等幾種構型，考慮參數(shù)不確定性等因素開展了優(yōu)化設計，以一體化熱防護系統(tǒng)的屈曲特性、隔熱性能為約束條件，進行了多目標優(yōu)化，最后給出了滿足約束條件的最優(yōu)結構方案。Stephens 等[15]提出了一種由陶瓷基復合材料包覆隔熱塊的三明治夾層結構一體化熱防護系統(tǒng)，三明治結構的上面板采用耐高溫陶瓷基復合材料，下面板采用聚合物基復合材料，中間的芯子層則由陶瓷基復合材料包覆的隔熱塊按順序鋪設而成。開展了該一體化熱防護系統(tǒng)的高溫靜態(tài)熱試驗，試驗后試件表面的完整性保持良好?？傊?，目前一體化熱防護系統(tǒng)具有良好的應用潛力，是未來可重復使用飛行器的理想備選方案，各航天強國都在開展一體化熱防護系統(tǒng)的關鍵技術攻關。

文中設計了一種全復合材料防隔熱/承載一體化熱防護結構，進行了一體化熱防護結構的高溫熱試驗考核，闡述了一體化熱防護結構的防熱、隔熱機理。建立了三明治夾層結構的熱/力學性能預報模型，開展了復合材料一體化熱防護結構在某臨近空間飛行器機翼部位的應用研究。利用有限元方法，研究了機翼一體化熱防護系統(tǒng)典型熱流環(huán)境下的熱、力學響應，可為一體化熱防護系統(tǒng)的詳細設計和工程應用奠定理論基礎。

1 防熱/承載一體化熱防護結構的設計及制備

根據臨近空間飛行器的任務規(guī)劃和飛行航跡曲線，可以分析臨近空間飛行器高超聲速飛行過程中防熱和承載兩方面的設計要求。考慮這兩方面的設計要求，設計了一種全復合材料波紋夾芯熱防護結構，該結構具有制備工藝簡單、成本低、易于制造大尺寸結構模塊、力學性能優(yōu)異等優(yōu)點。在波紋夾芯熱防護結構諸多的設計參數(shù)中，僅有6 個主要參數(shù)，其余參數(shù)都可以通過這6 個主要參數(shù)獲得。分別為上面板的厚度hT、腹板的厚度hW、下面板的厚度hB、腹板的傾角θ、單胞結構的幅寬w、單胞結構的高度h，如圖1所示。

利用熱壓一體化制備工藝，可制備全復合材料波紋夾芯一體化熱防護結構。選用北京機電工程總體設計部提供的耐高溫抗燒蝕石英/酚醛復合材料預浸料作為一體化熱防護結構的原材料。首先設計出相應的模具，然后基于模具將石英/酚醛復合材料預浸料鋪設在模具上，形成滿足厚度要求的波紋夾芯結構。將鋪設好的波紋夾芯結構放進真空干燥箱內，在一定的壓力和溫度條件下進行固化處理。最后石英/酚醛復合材料波紋夾芯熱結構便可制備出，如圖2 所示。

圖1 波紋夾芯一體化熱防護結構的主要設計參數(shù)Fig.1 Main design parameters of corrugated sandwich integrated thermal protection structure

圖2 石英/酚醛復合材料波紋夾芯熱結構制備件Fig.2 Preparation of corrugated sandwich thermal structure with quartz/phenolic composites

2 復合材料一體化熱防護結構的高溫環(huán)境試驗

為了研究復合材料一體化熱防護結構高溫環(huán)境下的結構響應，設計了高溫熱環(huán)境暴露實驗平臺。利用氧乙炔焰提供熱源，利用熱電偶測溫系統(tǒng)（K 型，Ni-Cr）記錄波紋夾芯結構不同位置處的溫度-時間歷程，使用雙比色測溫系統(tǒng)測量試件表面的溫度，使用熱流計（美國Medtherm）測量氧乙炔焰到達試件表面的實際熱流密度。實驗過程需要采用水冷系統(tǒng)為熱流計冷卻降溫。波紋夾芯單胞結構試件的結構尺寸為40 mm×40 mm×40 mm，試件燒蝕后的表面形貌如圖3 所示。可以看出，一體化熱防護結構試件的加熱表面出現(xiàn)了明顯的燒蝕現(xiàn)象，基體酚醛樹脂完全熱解，且熱解反應殘留的碳也與空氣中的氧氣完全發(fā)生燃燒反應，因此在燒蝕表面可以清晰地看到有規(guī)則編織紋路的銀白色石英纖維布[16-17]。

圖3 復合材料波紋夾芯熱結構高溫暴露后的表面形貌Fig.3 Surface morphology of corrugated sandwich composite material thermal structure after high temperature exposure

熱電偶測溫系統(tǒng)測量得到的石英/酚醛復合材料波紋夾芯結構不同部位測點處的溫度變化曲線如圖4所示?？梢钥闯?，波紋夾芯結構上面板外側表面（測點1）的溫度會在瞬間達到1300 ℃以上，這超出了熱電偶絲的工作范圍，因此測點1 的溫度數(shù)據是不準確的。波紋夾芯結構上面板內側表面（測點2）的溫度隨著加熱時間的增加，逐漸增大。在加熱時間為50 s 時，測點2 的溫度超出1300 ℃，因此，50 s 以后的數(shù)據也是不能作為參考的。腹板距上面板10 mm處（測點3）的溫度隨著加熱時間的增加，逐漸增大，且加熱初期，測點3 的溫度增加較快，但75 s 后溫度增加較為緩慢。這是因為防熱結構內部的傳熱過程趨于平衡，測點3 的最大溫度約為786 ℃。腹板距上面板20 mm 處（測點4）的溫度變化趨勢和測點3 類似，加熱初期急速增加，然后趨于平緩，最后溫度緩慢增加至250 ℃。綜上所述，復合材料波紋夾芯結構內部的溫度梯度較大，燒蝕表面的溫度達到1750 ℃，而結構的背面溫度僅為40 ℃，這說明該夾層結構具有 良好的隔熱性能，可以滿足飛行器防熱、隔熱方面的設計要求。

圖4 波紋夾芯結構不同部位測點處的溫度隨時間 的變化曲線（測量值）Fig.4 Temperature curve of different points at the corrugated sandwich structure changing over time (Measured value)

3 力/熱行為分析

3.1 傳熱分析

由于波紋夾芯一體化熱防護結構的對稱性，可以將三維傳熱問題等效為橫向截面上的二維傳熱問題。另外，在飛行器初始設計階段，需要做多種方案的論證和優(yōu)化設計，因此，對三明治夾層結構，一般會等效為一維傳熱模型來進行熱響應預報。分別建立了波紋夾芯熱防護結構的一維和二維傳熱模型（如圖5 所示），并對兩種傳熱模型獲得的溫度場結果進行對比，來驗證兩種模型的適用性。

圖5 波紋夾芯熱結構的等效傳熱模型Fig.5 Equivalent heat transfer model of corrugated sandwich thermal structure: a) two-dimensional heat transfer model; b) one dimensional heat transfer model

在波紋夾芯一體化熱防護結構的上面板上施加300 kW/m2的定常熱流密度，總加熱時間為1800 s，假定下面板為絕熱邊界條件。一體化熱防護結構的表面還應有輻射散熱和對流換熱兩種換熱機制，因此假設表面材料的輻射發(fā)射率為0.8，一體化熱防護結構的初始溫度為295 K。另外，忽略隔熱層內部的對流換熱和熱輻射，認為在等效芯層內部僅有材料的熱傳導這一傳熱方式。加熱時間為1800 s 時，利用兩種等效傳熱模型獲得的一體化熱防護結構內部的溫度場云圖如圖6 所示。

圖6 波紋夾芯熱防護結構溫度場的一維傳熱模型與 二維傳熱模型的比較（單位：K）Fig.6 One dimensional heat transfer model and two-dimensional heat transfer model of corrugated sandwich thermal protection structure temperature field (Unit: K): a) two-dimensional model; b) one dimensional mode

從圖6a 中可以明顯看出，在波紋夾芯結構內部有橫向傳熱現(xiàn)象和熱短路效應，同一橫向位置腹板處的溫度不同于隔熱材料的溫度，而一維傳熱模型無法考慮橫向傳熱，只能給出均勻的溫度場。對比圖6a和b 可以看出，兩種模型預報的一體化熱防護結構的表面溫度僅相差6 K，而背面溫度相差了48 K，相對誤差在8%左右。一維模型由于沒有考慮橫向傳熱和熱短路效應，給出了較大的背面溫度數(shù)值。如果在飛行器方案論證階段，為了提高計算效率，可以采用一維傳熱模型開展一體化熱防護系統(tǒng)的設計。

3.2 熱/力耦合分析

由于波紋夾芯一體化熱防護結構具有空間上的對稱性，選取波紋夾芯結構的代表性體積單胞結構進行熱力耦合分析。需要特別說明的是，由于波紋芯層內填充的隔熱材料Saffil 氧化鋁纖維為柔性材料，與面板材料相比，其彈性模量可以忽略。因此，在進行熱力耦合分析時，忽略芯層隔熱材料對一體化熱防護結構承載性能的影響，則僅考慮由上面板、腹板和下面板組成的承力結構模型，如圖7a 所示。

圖7 波紋夾芯熱防護結構的有限元模型及邊界條件Fig.7 Finite element model (a) and boundary conditions (b) of corrugated sandwich thermal protection structure

波紋夾芯熱防護結構熱力耦合分析時的載荷條件和邊界條件如圖7b 所示。參考航天飛機再入時的熱流環(huán)境工況，施加與文獻[14]同樣的熱流載荷條件。另外，熱防護系統(tǒng)作為飛行器的最外層，其上面板表面必然承受著氣動壓力載荷。假定一體化熱防護系統(tǒng) 外表面承受15 kPa 的氣動力載荷，該載荷作為力學載荷條件施加在波紋夾芯熱防護結構上面板。假定波紋夾芯熱結構直接安裝在飛行器的縱梁和隔框上。圖7b 中，邊A、B 為波紋夾芯一體化熱防護結構的實際邊界，因此在這兩條邊的下面板處限制豎直方向的移動，上面板自由；邊C 和邊D 限制其在x 方向的移動和其他兩個方向的轉動。

波紋夾芯熱防護結構典型熱力耦合載荷下的應力場和位移場如圖8 所示。由圖8 可知，波紋夾芯一體化熱防護結構在壓力載荷和熱流載荷作用下，最大應力出現(xiàn)在波紋夾芯一體化熱防護結構實際邊緣的上面板與腹板的結合處，應力最大值為518.9 MPa。由整個應力云圖可以看出，波紋夾芯一體化熱防護結構實際邊緣的上面板與腹板的結合處會出現(xiàn)極大的應力集中，而波紋夾芯一體化熱防護結構的下面板以及腹板的大部分區(qū)域應力值均比較小。除去應力云圖中的應力集中節(jié)點之外，其他各部件的應力均小于材料的屈服極限。

4 應用研究

選用某臨近空間飛行器的機翼部件，開展波紋夾芯一體化熱防護結構在機翼上的應用研究。參考航天飛機中段機翼的內部結構設計，因為波紋夾芯板的腹板可以等效代替桁條以及支架的作用，上面板可以代替蒙皮的作用，所以機翼的骨架結構只需包括翼梁和翼肋即可。除此之外，由于波紋夾芯板在面內具有很大的強度和剛度，可以承載并且傳遞載荷，分擔骨架上的壓力，所以機翼的翼梁和翼肋可以排布的略微稀疏一點。波紋夾芯一體化熱防護結構在機翼部位的設計幾何模型如圖9 所示。

圖8 波紋夾芯熱結構典型熱力耦合載荷下的應力場 （單位：Pa）和位移場（單位：m）Fig.8 Stress field (Unit: Pa) (a) and displacement field (Unit: m) (b) of corrugated sandwich thermal structure under typical coupled thermal-mechanical loading

圖9 臨近空間飛行器機翼一體化熱防護結構設計Fig.9 Integrated thermal protection structure design of near space aircraft wings

在瞬態(tài)傳熱分析過程中，將機翼表面熱載荷作用區(qū)域分為三個部分：機翼上表面、機翼下表面以及機翼前緣，如圖10 所示。參考航天飛機的熱環(huán)境條件[14]，并假定每個區(qū)域都是均布熱載荷，且對熱流密度變化曲線做線性化處理。

圖10 臨近空間飛行器機翼表面熱載荷分布情況Fig.10 Surface heat load distribution of near space aircraft wing

臨近空間飛行器機翼一體化熱防護系統(tǒng)下面板溫度分布如圖11a 所示?？梢钥闯觯捎跈C翼背風面的熱流環(huán)境不是特別嚴酷，因此背風面熱防護系統(tǒng)的整體溫度不高，最大溫度僅為499 K。另外，因為機翼骨架梁與梁之間存在間隙，下面板與骨架相接觸的可以繼續(xù)傳熱，溫度較低，而下面板與間隙相對應的區(qū)域，熱量無法繼續(xù)傳遞下去，導致該區(qū)域溫度較高。飛行器機翼骨架的溫度分布如圖11b 所示，骨架梁與梁的交叉區(qū)域可以沿四個方向傳熱，散熱效率高，該區(qū)域的溫度要明顯低于梁中間區(qū)域的溫度。整個骨架溫度也較低，1000 s 時骨架下表面達到最高溫度360 K，小于骨架材料的溫度極限。

圖11 臨近空間飛行器機翼典型載荷工況下的 溫度場（單位：K）Fig.11 Temperature field of near space aircraft wing of typical load working conditions (Unit: K): a) panel; b) skeleton

5 結論

考慮臨近空間飛行器防熱和承載兩方面的設計要求，設計了一種復合材料防熱/承載一體化熱防護結構，開展了高溫環(huán)境熱試驗，考查了一體化熱防護結構的防熱和隔熱性能。研究了一體化熱防護結構的熱/力學行為，開展了一體化熱防護結構在臨近空間飛行器機翼上的應用研究，可以得到以下結論。

1）復合材料波紋夾芯結構在氧乙炔火焰暴露下，表面發(fā)生了燒蝕現(xiàn)象，波紋夾芯熱防護結構內部有較大的溫度梯度，一體化熱結構具有良好的隔熱性能。

2）盡管一體化熱防護結構內部有明顯的橫向傳熱和熱短路效應，但一維傳熱模型和二維傳熱模型獲得的背面溫度數(shù)值差別不大。初步設計階段，可以用一維傳熱模型進行熱響應計算。

3）通過機翼部位一體化熱防護系統(tǒng)設計及熱力耦合性能預報，設計的波紋夾芯防熱/承載一體化熱防護結構滿足設計要求，是臨近空間飛行器大面積區(qū)域理想的熱防護系統(tǒng)方案。