1 500 ℃極端高溫環(huán)境下高超聲速飛行器輕質(zhì)隔熱材料熱/振聯(lián)合試驗

吳大方，林鷺勁，吳文軍，孫陳誠

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083 2. 航天材料及工藝研究所 先進功能復合材料技術重點實驗室，北京 100076

遠程高超聲速飛行器(馬赫數(shù)>5)在大氣層內(nèi)飛行時，氣動加熱產(chǎn)生的高溫環(huán)境極為惡劣[1-2]，有些部位的溫度會長時間超過1 000 ℃。為保證飛行器結(jié)構(gòu)與內(nèi)部設備的安全，必須使用低導熱率的高效隔熱材料進行熱防護。輕質(zhì)高效隔熱材料有多孔陶瓷材料、納米材料等。這些低密度的非金屬材料的隔熱性能非常優(yōu)異，但是，由于內(nèi)部存在大量細微孔洞，結(jié)構(gòu)比較松散，強度及抵抗振動的能力較低。由于遠程高超聲速飛行器長時間處于高溫與振動的復合環(huán)境中，飛行器的激烈抖動會導致表面熱防護材料出現(xiàn)裂紋、錯位、剝離或脫落，甚至會引發(fā)致命的安全事故。如美國空軍研制的高超聲速飛行器HTV-2，在驗證飛行時，高溫下的激波擾動超過設計指標2個數(shù)量級，表面防熱材料瓦解導致飛行失敗[3]。據(jù)報道HTV-2飛行失敗的一個重要原因是地面模擬試驗能力不足，未能給出正確的預測[4]。

熱防護材料抵抗振動的能力與溫度條件密切相關。在高溫環(huán)境下材料內(nèi)部會出現(xiàn)很大的熱應力和熱變形，此時若再疊加上長時間的交變振動載荷，材料抵抗破壞的能力進一步下降，將會導致出現(xiàn)裂紋及裂紋擴展。為了驗證高溫與強振動復合環(huán)境下材料是否會出現(xiàn)破壞，必須建立強有力的地面熱/振聯(lián)合試驗系統(tǒng)，實現(xiàn)材料或結(jié)構(gòu)的高溫抗振動性能試驗驗證。該項工作對于高超聲速飛行器的安全可靠性設計極為重要。

針對航空航天器結(jié)構(gòu)的熱振動問題，已進行了許多理論分析與數(shù)值計算的研究工作[5-10]。同時也開展了地面熱/振聯(lián)合試驗模擬方面的研究工作。如美國國家航空航天局(NASA)德萊頓飛行器實驗中心對高超聲速飛行器X-37的方向舵進行了熱/振聯(lián)合試驗，熱邊界溫度達到482 ℃[11]。韓國國防發(fā)展局和忠南國立大學對矩形平板結(jié)構(gòu)進行了環(huán)境溫度為500 ℃的熱/振復合條件下的振動特性試驗[12]。哈爾濱工業(yè)大學對懸臂板在熱環(huán)境下的固有特性進行了熱/振聯(lián)合試驗[13]，北京航空航天大學對高速飛行器翼舵結(jié)構(gòu)在高溫振動環(huán)境下的模態(tài)頻率與模態(tài)振型進行了試驗研究[14]。除此之外，還可見到一些有關熱/振聯(lián)合試驗方面的研究文獻[15-19]。近年來由于高超聲速飛行器的設計速度和飛行距離大幅度提高，飛行過程中面臨的溫度與振動環(huán)境變得越來越惡劣。因此必須著力開展極端高溫環(huán)境下的地面熱/振聯(lián)合試驗研究。

激波風洞能夠?qū)Ω邷嘏c振動耦合環(huán)境進行模擬試驗。但是激波風洞連續(xù)運行時間短，一般為數(shù)十毫秒或數(shù)百毫秒。如美國CUBRC(Calspan-Universtiy at Buffalo Research Center)LENS激波風洞的運行時間為20～100 ms[20]，俄羅斯ITAM(Institute of Theoretical and Applied Mechanics)高超聲速風洞AT-303的運行時間為20～200 ms[21]，日本JAXA(Japan Aerospace Exploration Agency)高超聲速激波風洞HST的運行時間為30～50 ms[22]。因此高超聲速激波風洞目前還不能滿足時間長達上千秒的遠程高超聲速飛行器地面模擬試驗。而目前溫度達到1 500 ℃的遠程高超聲速飛行器熱防護材料熱/振聯(lián)合試驗研究還未見報道。

本文建立可實現(xiàn)1 500 ℃極端高溫環(huán)境下能夠連續(xù)運行上千秒的熱/振聯(lián)合試驗系統(tǒng)。通過試驗獲得高溫振動復合環(huán)境下隔熱材料的表觀及微觀變化，檢驗材料是否會出現(xiàn)裂紋或破壞，確認材料的安全性和可用性。為遠程高超聲速飛行器熱防護材料在極端高溫環(huán)境下的抗振動能力評估、材料性能改進以及制作工藝優(yōu)化提供依據(jù)。

1 試驗件

試驗件為陶瓷纖維輕質(zhì)多孔隔熱材料，其平面尺寸為150 mm×150 mm，厚度為20 mm。主要成分由Al2O3纖維和SiO2纖維組成。2種纖維材料均具有耐高溫、硬度高、耐腐蝕、強度大的特性。在制作過程中添加一定比例的結(jié)合劑，制成可在1 600 ℃高溫環(huán)境下長期使用的平板狀隔熱材料。

2 熱/振聯(lián)合試驗系統(tǒng)

2.1 系統(tǒng)構(gòu)成

熱/振聯(lián)合試驗系統(tǒng)由輻射式加熱溫度控制子系統(tǒng)和振動激勵子系統(tǒng)2部分組成，圖1給出其主要結(jié)構(gòu)。為了能夠生成1 500 ℃的有氧高溫熱環(huán)境，加熱源使用圓柱狀的硅碳發(fā)熱體。將發(fā)熱體兩端分別插入到兩側(cè)的耐高溫陶瓷支架的圓孔中，形成水平放置的平面加熱陣列。計算機通過自行設計制作的低電壓、大電流可控硅驅(qū)動電源，對加熱陣列兩端的電功率進行實時調(diào)節(jié)，生成可模擬飛行器熱邊界條件的單側(cè)面加熱環(huán)境。陶瓷纖維隔熱材料試驗件被緊固在隔熱平臺上，隔熱平臺與振動平臺固聯(lián)。試驗時，振動臺驅(qū)動器按照預先設定的功率譜激勵振動平臺上下運動，并與溫度控制子系統(tǒng)相互配合，實現(xiàn)高超聲速飛行器隔熱材料的熱/振聯(lián)合試驗。

溫度控制子系統(tǒng)由紅外輻射加熱陣列、測溫傳感器、信號放大器、濾波器、模/數(shù)轉(zhuǎn)換器、控制計算機、數(shù)/模轉(zhuǎn)換器、移相觸發(fā)器和大功率電壓調(diào)節(jié)裝置組成一個閉環(huán)控制系統(tǒng)。采用模糊控制及人工神經(jīng)網(wǎng)絡方法，實施加熱過程的快速、非線性動態(tài)模擬。試驗系統(tǒng)生成的溫度或熱流密度控制結(jié)果與預設條件的動態(tài)跟蹤誤差小于1%[23-24]。

2.2 試驗件表面溫度測量

高超聲速飛行器多采用低導熱率的非金屬輕質(zhì)隔熱材料進行熱防護。由于材料內(nèi)部的孔隙率比較高，表面硬度低。對于金屬材料表面溫度的測量，可將金屬傳感器的測溫端直接焊接在材料表面，使兩者熔為一體，因此使用焊接方式測量振動環(huán)境中的金屬材料表面溫度，測量結(jié)果的穩(wěn)定性良好。但是，對于含有大量微細孔洞的非金屬隔熱材料，振動試驗時試驗件上下抖動，傳感器很難與疏松的材料表面穩(wěn)定接觸，必然導致表面溫度測量不準。因此在熱/振聯(lián)合試驗中，能夠可靠準確地測量疏松的非金屬材料表面的溫度變化，是一個非常困難且必須解決的關鍵問題。

為了能夠在振動環(huán)境中獲得比較松軟的非金屬材料的表面溫度，本文將陶瓷纖維隔熱材料試驗件嵌入到如圖2所示的金屬鎢罩中。因為鎢的導熱性能十分優(yōu)異，其導熱系數(shù)約為鎳基高溫合金的3倍，熱滯后非常小。同時鎢還具有耐溫高、熱膨脹系數(shù)小、強度大、剛性好的優(yōu)點。將金屬測溫傳感器直接焊接在金屬鎢罩的外表面，通過對鎢罩表面溫度的測量，間接獲取內(nèi)部隔熱材料試驗件的表面溫度，避免了點狀測溫端難于固定在疏松的隔熱材料表面，帶來測溫不準確的問題。溫度傳感器使用了可用于1 800 ℃高溫測量的貴金屬雙鉑銠(B型)傳感器。

圖2 金屬鎢罩和隔熱材料試驗件Fig.2 Tungsten cover and insulation specimen

另外，為了盡量減少由于增加了鎢罩帶來的熱滯后，鎢罩的厚度設計得比較薄，為3 mm。鎢罩的內(nèi)腔平面尺寸與隔熱材料相同，內(nèi)腔高度30 mm。由于試驗件的厚度為20 mm，在試驗件的下方安裝了一塊10 mm的納米隔熱材料。在納米隔熱材料與試驗件之間嵌入一只直徑0.3 mm 的K型熱電偶，用于測量材料的隔熱能力。

金屬鎢的熔點非常高，可以達到3 380 ℃。但是在有氧環(huán)境高溫環(huán)境中，鎢罩表面極易出現(xiàn)氧化現(xiàn)象。為防止鎢罩表面在1 500 ℃高溫環(huán)境下的氧化剝離，在鎢罩表面涂覆了抗氧化涂層。并且表面被處理成黑色。以減少高溫試驗過程中受熱面灰度變化帶來的非穩(wěn)定性影響。

鎢罩的周邊安裝有耐高溫陶瓷纖維隔熱氈，隔熱氈與金屬鎢罩的上表面平齊。低導熱率的隔熱氈減少了鎢罩周邊的熱散失。同時使金屬緊固螺栓能夠工作在安全溫度范圍之內(nèi)。

2.3 增加金屬鎢罩對試驗件表面溫度的影響

為了確認金屬鎢罩對試驗件表面溫度測量的影響程度，選用一塊與鎢罩材質(zhì)和厚度相同的3 mm 鎢板。在鎢板前、后表面的中心各焊接一只溫度傳感器(圖3)。為了與熱/振動聯(lián)合試驗時的狀態(tài)相符，在鎢板后表面同樣也安裝了一塊20 mm 厚的陶瓷纖維板隔熱材料。對鎢板前表面的溫度進行控制，同時測量鎢板后表面的溫度變化，掌握3 mm厚的鎢板會對隔熱材料表面溫度帶來多大影響。

圖3 鎢板前后表面溫度測試用試驗件Fig.3 Specimen at front and back surface temperature of tungsten plate

圖4給出了鎢板前表面的設定溫度和實際控制溫度。如圖4所示200 s內(nèi)將溫度升至1 200 ℃，之后保持恒溫至450 s。表1給出了0、50、100、…、450 s時刻的設定溫度和實際控制結(jié)果溫度。由圖4和表1可見, 試驗中鎢板前表面的實際控制結(jié)果溫度與設定溫度的吻合性良好。在整個加熱過程中，設定溫度和實際控制溫度的相對誤差小于1%。

圖4和表1中還給出了3 mm厚的鎢板前后表面的溫度差。由表1中的數(shù)據(jù)可知，當鎢板前表面溫度達到1 200 ℃時，鎢板后表面的溫度比前表面降低了5.4 ℃，兩者相差0.45%，并基本保持穩(wěn)定。由此試驗結(jié)果可見，在非金屬隔熱材料表面增加3 mm厚的薄鎢板不會對試驗件表面溫度產(chǎn)生很顯著的影響，因此將隔熱材料試驗件安裝在金屬鎢罩中，可以有效地解決熱/振復合環(huán)境下，疏松、低密度、多孔隔熱材料表面溫度測量難題。另外還可根據(jù)試驗結(jié)果適當提高鎢板前表面的預設溫度進行一定的補償。

表1 鎢板前表面的設定值溫度、實際控制結(jié)果及背壁溫度

圖4 金屬鎢板前后表面溫度的試驗結(jié)果Fig.4 Test results of front and back surface temperatures of tungsten plate

由于1 500 ℃的高溫環(huán)境已經(jīng)超過大多數(shù)金屬材料的熔點，因此在熱/振聯(lián)合試驗過程中必須對用于常溫環(huán)境的振動臺設備進行熱防護。本試驗設計制作了如圖5所示水冷式隔熱平臺，在平臺內(nèi)部加工了2組廻形水冷通道。熱試驗中廻形水冷通道內(nèi)部流過冷卻水對隔熱平臺進行降溫。水冷隔熱平臺處于試驗件與振動平臺之間，保證了昂貴的振動臺設備在高溫試驗中能夠長時間安全可靠地工作。

圖5 水冷隔熱平臺Fig.5 Water-cooled insulation platform

為了能夠模擬高超聲速飛行器較大部件的振動環(huán)境，本文中的振動激勵設備的推力比較大，最大正弦推力可達到8 000 kgf (1 kgf=9.807 N)。因此熱/振聯(lián)合試驗時，振動臺的激勵線圈將會產(chǎn)生很強的交變電磁場，對周圍的電子設備造成比較大的干擾。由于溫度傳感器兩端的電壓為毫伏級的弱電信號，并且試驗時溫度傳感器距離振動臺驅(qū)動線圈很近，振動臺激勵線圈產(chǎn)生的交變電磁干擾使得溫度信號難于被準確識別。本文通過分析溫度傳感器弱電信號的頻率變化范圍，設計了專用的帶通濾波電路和光隔離電路，提高數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對溫度傳感器信號的辨識能力。同時對溫度控制計算機、振動信號采集計算機、功率放大器的電源部分采取了電磁屏蔽隔離措施，降低強電磁場對弱電信號和電子設備的干擾。

高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)的高溫振動邊界條件比較復雜。本文中將隔熱材料放入鎢罩中的試驗方法，可以模擬2種不同的力學邊界條件: ① 試驗件的上下及四周共6個面均被約束，這時將試驗件的6個外邊界與鎢罩內(nèi)腔緊密配合，形成完全約束； ② 將鎢罩內(nèi)腔的四周設計得比試驗件稍微大一點。將試驗件緊固在鎢罩中，其四周邊不與鎢罩直接接觸，將鎢罩與試驗件緊固后，形成上、下兩面的局部約束，此時試驗件的四周不受力。

在高超聲速飛行器表面安裝隔熱材料時，一般需要將隔熱材料粘接或壓接在機體表面。當熱防護面積比較大時，需考慮熱膨脹的因素，會將隔熱瓦制作成比較小的形狀，周邊縫隙填充柔性隔熱材料。這樣在隔熱瓦受到高溫和復雜的振動載荷時，由于隔熱瓦周邊預留了少量可允許變形的空間，避免了極端高溫環(huán)境下材料熱膨脹變形過大，導致隔熱瓦脫落或開裂。這種情況與上述的第 ② 種邊界約束條件相近似。本試驗采用的是第 ② 種安裝方式。

3 熱/振聯(lián)合試驗結(jié)果

圖6為熱/振聯(lián)合試驗照片。由圖6可以觀察到高溫環(huán)境中的鎢罩表面、溫度測量傳感器、紅外輻射加熱陣列、隔熱平臺以及振動臺激勵裝置等。熱/振聯(lián)合試驗時，計算機控制紅外輻射加熱陣列將鎢罩表面加熱到目標溫度，之后啟動振動臺驅(qū)動器按照設定的功率譜密度對試驗件進行振動激勵。

圖6 熱/振聯(lián)合試驗照片F(xiàn)ig.6 Photograph of thermal/vibration test

圖7為功率譜密度曲線，本振動臺具有峰值報警和超限停機功能，當振動峰值超過第1對設定虛線時系統(tǒng)報警，當峰值超過外測的第2對虛線時，振動臺自動停止運行。

圖7 功率譜密度曲線Fig.7 Curves of power spectrum density

圖8給出了熱/振聯(lián)合試驗中，鎢罩表面溫度的預設溫度和實際控制結(jié)果溫度。在500 s內(nèi)鎢罩表面溫度上升至1 500 ℃，保持恒定溫度至1 200 s。表2中給出了第0、200、400、…、1 200 s時刻T1點的預設溫度、實際控制結(jié)果溫度及其相對誤差。

表2中給出不同時刻的隔熱效果數(shù)據(jù)。由圖8 和表2的數(shù)據(jù)可知,預設溫度與實際控制結(jié)果溫度的相對誤差小于1%，吻合性良好。圖8中還給出了試驗件的后表面溫度曲線(T2點)。由表2可知，1 200 s時試驗件后表面T2點的溫度為994.7℃，前后表面的溫度差為505.3 ℃。

圖8 試驗件的加熱曲線及隔熱效果Fig.8 Heating curves and insulation effect of specimen

表2 熱環(huán)境的設定值、控制結(jié)果(T1)及背壁溫度(T2)

圖9給出了經(jīng)過1 500 ℃熱/振動聯(lián)合試驗后的陶瓷纖維板隔熱材料試驗件的表面狀態(tài)。由圖9 可見在1 500 ℃極端高溫與振動的復合作用下，隔熱材料試驗件出現(xiàn)了數(shù)條相互交匯的貫穿裂紋。試驗件破壞，不符合使用要求。

圖9 經(jīng)1 500 ℃熱/振試驗后出現(xiàn)貫穿裂紋Fig.9 Penetration cracks after 1 500 ℃ thermal/vibration test

圖10給出了陶瓷纖維板隔熱材料試驗件在常溫以及經(jīng)過1 500 ℃熱/振聯(lián)合試驗后的裂紋斷面的掃描電鏡(SEM)微觀形貌照片。掃描電鏡的型號為JSM6010(JEOL, Tokyo, Japan)，工作電壓20 kV，工作距離10 mm。對比常溫下的圖10(a)與經(jīng)過1 500 ℃高溫試驗后的圖10(d)可見，試驗件內(nèi)部出現(xiàn)了隨機分布的球狀燒結(jié)體。其直徑大小不一，有的達到80 μm。圖10(d) 中纖維周邊變得更加清晰，這是由于纖維之間的結(jié)合劑在高溫下有一定程度的揮發(fā)或燒結(jié)，使纖維間的孔隙增大。結(jié)合劑的燒結(jié)與變化會對纖維間的結(jié)合力產(chǎn)生不利影響，導致材料整體強度降低。

由圖10(c)可以觀察到，常溫下隔熱材料的纖維截面斷口平整，邊緣清晰。根據(jù)斷裂理論知，脆性斷裂是一種未經(jīng)明顯變形而發(fā)生的斷裂，其斷面的宏觀特征表現(xiàn)為“斷口平齊且與正應力垂直”[25-26]。因此在常溫下本試驗材料的纖維斷口截面為典型的脆性斷裂形態(tài)。由圖10(f)可以觀察到，經(jīng)過1 500 ℃的高溫振動后，纖維斷面變得比較粗糙。

圖10 常溫和經(jīng)過1 500 ℃高溫熱/振聯(lián)合試驗后的材料斷面微觀形貌Fig.10 Micrograph of fracture surface of specimen at 25 ℃ and after 1 500 ℃ high-temperature thermal/vibration test

本試驗對另外一種改進后的陶瓷纖維隔熱材料試驗件進行了1 500 ℃的熱/振聯(lián)合試驗(圖11)。材料的主要成分同樣為Al2O3纖維和SiO2纖維，使用了直徑的均勻性和一致性更為良好的纖維材料，使用了直徑的均勻性和一致性更為良好的纖維材料，采用了耐高溫，粘接性更加優(yōu)異的結(jié)合劑，并改進了制作工藝。圖11給出了改進后的試驗件在試驗前后的表面狀態(tài)對比照片。由圖11可見，經(jīng)過1 500 ℃極端高溫與振動的復合作用，試驗件未出現(xiàn)斷裂現(xiàn)象，整體完好，滿足了嚴苛條件下的使用要求。

圖11 1 500 ℃熱/振聯(lián)合試驗前后試驗件的外觀Fig.11 Appearances of specimen before and after thermal/vibration test at 1 500 ℃

圖12中給出了改進后的試驗件的后表面溫度曲線。表3中給出了不同時刻的隔熱效果數(shù)據(jù)。由表3可知，1 200 s時試驗件后表面的溫度為1 028.5 ℃。相比圖8中的試驗數(shù)據(jù)994.7 ℃增加了33.8℃，相對差別為3.28%。說明新材料的隔熱效果降低了一點，但總體差別不大。

表3 材料隔熱性能試驗數(shù)據(jù)Table 3 Test data of insulation performance of specimen

圖12 試驗溫度及材料的隔熱效果Fig.12 Test temperature and insulation effect of specimen

圖13給出了常溫時以及經(jīng)過1 500 ℃熱/振聯(lián)合試驗后的試驗件內(nèi)部微觀形貌照片。由圖13(a)、圖13(b)與圖13(c)、圖13(d)的對比可知，經(jīng)過1 500 ℃ 熱/振聯(lián)合試驗后，材料內(nèi)部的結(jié)合劑未出現(xiàn)明顯的燒結(jié)現(xiàn)象。由圖13(a)與圖10(a) 的對比可見，改進后的新材料的纖維直徑的一致性和纖維間結(jié)合劑的均勻性都有了非常顯著的提高。經(jīng)過1 500 ℃熱/振聯(lián)合試驗后，新材料沒有觀察到有裂紋出現(xiàn)。試驗結(jié)果說明新材料抵抗高溫振動破壞的能力得到了很大提高，滿足使用要求。

由于本試驗使用了單向振動臺，目前可以模擬垂直于試驗件平面的法向振動。如果將金屬鎢罩與試驗件、以及熱防護手段等試驗方法移植到多自由度振動臺上，就可以模擬更為復雜的多自由度振動的力學邊界條件。

4 結(jié) 論

1) 建立極端高溫有氧環(huán)境下的隔熱材料熱/振聯(lián)合試驗系統(tǒng)，成功實現(xiàn)了可長時間連續(xù)運行的1 500 ℃高溫下高超聲速飛行器輕質(zhì)隔熱材料抗振動性能試驗。

2) 將隔熱材料固定于金屬鎢罩中，可有效解決高溫振動環(huán)境下，疏松的低密度非金屬隔熱材料表面溫度難于準確測量問題。

3) 厚度3 mm的金屬鎢板前表面被加熱到1 200 ℃ 時，鎢板兩面溫度的相對差別小于0.45%。證明了增加3 mm厚的薄鎢罩對于輕質(zhì)防熱材料表面溫度的遲滯影響不大。

4) 由掃描電鏡圖像獲得了試驗后隔熱材料內(nèi)部的微觀變化。根據(jù)試驗結(jié)果，不僅可以評價材料抵抗高溫振動破壞的能力，而且可指導篩選材料，進一步優(yōu)化制備工藝。

5) 本文建立的試驗系統(tǒng)和試驗方法也可以進一步應用于多層隔熱結(jié)構(gòu)和組合熱防護結(jié)構(gòu)。

6) 本試驗系統(tǒng)和試驗結(jié)果為遠程高超聲速飛行器低密度輕質(zhì)高效隔熱材料在1 500 ℃極端高溫環(huán)境下的抗振動能力評估，隔熱性能的確定以及材料性能的改進提供了重要支撐。