高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù)研究

康瑾

摘要：在科學(xué)技術(shù)的發(fā)展帶動(dòng)下，中國(guó)航空航天技術(shù)日趨成熟，高超聲速飛行器的研制也因其前景廣闊而成為熱門專業(yè)。但就目前而言，動(dòng)力技術(shù)與熱防護(hù)技術(shù)二者互相制約的技術(shù)難題還亟待解決。本文聯(lián)系實(shí)際，對(duì)高超聲速飛行器防熱機(jī)理以及相應(yīng)技術(shù)進(jìn)行詳細(xì)剖析，并對(duì)未來(lái)前景進(jìn)行預(yù)測(cè)，希望能給有關(guān)行業(yè)提供借鑒。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器;結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù);現(xiàn)狀綜述

中圖分類號(hào)：V250.1 ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

高超聲速飛行器在運(yùn)行過(guò)程中，會(huì)受到各種干擾，導(dǎo)致表面溫度大幅提高，使飛行器面臨嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問(wèn)題，對(duì)內(nèi)部造成危害。動(dòng)力系統(tǒng)與熱防護(hù)技術(shù)是研發(fā)高超聲速飛行器過(guò)程中的兩大關(guān)鍵，本文著重分析熱防護(hù)技術(shù)的現(xiàn)狀，詳細(xì)介紹高超聲速飛行器的熱防護(hù)形式與不同部位受熱環(huán)境，據(jù)此提出熱防護(hù)材料的選擇與形式的選取，并對(duì)其未來(lái)發(fā)展方向進(jìn)行合理預(yù)測(cè)[1]。

1 高超聲速飛行器綜述

1.1 高超聲速飛行器含義

高超聲速飛行器的飛行速度超出五倍音速，其突防成功率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高出普通飛行器，具有巨大的經(jīng)濟(jì)潛能。

1.2 氣動(dòng)加熱簡(jiǎn)介

研發(fā)高超聲速飛行器的兩大技術(shù)難點(diǎn)分別為動(dòng)力系統(tǒng)與熱防護(hù)技術(shù)，現(xiàn)如今我國(guó)已基本攻破動(dòng)力系統(tǒng)難關(guān)，使用改良后的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為高超聲速飛行器提供動(dòng)力，獲得良好成效，成功發(fā)射多顆導(dǎo)彈。而氣動(dòng)加熱問(wèn)題，即所謂熱障，指的是物體與空氣或者其它氣體作相對(duì)高速運(yùn)動(dòng)時(shí)，所產(chǎn)生的摩擦力較大，使物體周圍溫度升高、將摩擦力轉(zhuǎn)變?yōu)闊崃Φ倪^(guò)程。當(dāng)高速氣體流過(guò)物體，或者高速物體穿過(guò)氣體，氣流與物體表面會(huì)產(chǎn)生劇烈摩擦，邊界層中大量動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能，引發(fā)周邊環(huán)境溫度的急劇升高，對(duì)于高超聲速飛行器而言，會(huì)致使飛行器表面材料剛度大幅下降，材料強(qiáng)度減弱，還會(huì)引發(fā)一系列問(wèn)題，提升飛行器內(nèi)溫度，危害精密儀器和設(shè)備等，許多材料和結(jié)構(gòu)無(wú)法承受氣動(dòng)加熱的影響，因此，飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與材料選擇工作面臨著重大障礙，又名熱障[2]。

1.3 熱防護(hù)技術(shù)作用機(jī)理

1.3.1 熱沉防熱

熱沉防熱指的是通過(guò)提高材料熱容量來(lái)增強(qiáng)飛行器表面吸熱能力，從而吸收多余熱量，避免危及內(nèi)部。熱容量又稱比熱容，是在理化性質(zhì)不變的前提下，使單位質(zhì)量的均相物質(zhì)溫度提升1K所需熱量，可描述物體升溫的難易程度與吸熱散熱能力。熱容量是一切材料的固有屬性，但防熱材料的熱容量有著特殊要求。首先，其必須具備較高的比熱容，盡可能提高單位質(zhì)量防熱材料能夠吸收的熱量;其次，必須具有較高的熱導(dǎo)率，即較高的導(dǎo)熱能力，能夠在同種材料間迅速傳遞熱量，保持溫度均勻，不至于產(chǎn)生過(guò)大溫差。否則，材料受熱面已達(dá)到較高溫度，瀕臨破壞，但其余部分溫度還未提升，無(wú)法有效發(fā)揮作用。熱沉材料破壞溫度一般不高，要提高吸熱量，就只能增大材料質(zhì)量，使高超聲速飛行器防熱系統(tǒng)趨于笨重。因此，熱沉防熱正在逐漸被改良和取代。

1.3.2 燒蝕防熱

燒蝕防熱指的是舍棄外層，任由其燒毀，達(dá)到保護(hù)內(nèi)層的效果。燒蝕防熱技術(shù)具有較好的效果，較為可靠，且自適應(yīng)能力強(qiáng)，采用該技術(shù)構(gòu)造的防護(hù)層重量較輕，儲(chǔ)存運(yùn)輸和安裝都十分方便，制作工藝簡(jiǎn)單，能夠大面積推廣和使用。在返回式衛(wèi)星、宇宙飛船、中遠(yuǎn)程導(dǎo)彈彈頭等部位，都可使用燒蝕防熱機(jī)理構(gòu)建防護(hù)層。該技術(shù)起步較早，歷經(jīng)多年的研究與改良，我國(guó)如今已掌握多種燒蝕材料的生產(chǎn)與應(yīng)用技術(shù)，可為不同種類與用途的高超聲速飛行器提供熱防護(hù)，就目前而言，其為所有熱防護(hù)機(jī)理中最為成功和普遍的一種。但它具有一個(gè)重要缺點(diǎn)，即只能一次性使用，外層材料無(wú)法回收，且在燒蝕過(guò)程中會(huì)發(fā)生氣動(dòng)外形變化，降低落點(diǎn)精度和航天器穩(wěn)定性。

1.3.3 發(fā)汗冷卻

發(fā)汗冷卻機(jī)理與生物通過(guò)排汗散熱降溫相同，通過(guò)從多孔材料孔隙中噴射流體，可實(shí)現(xiàn)降溫隔熱，主要應(yīng)用熱阻塞效應(yīng)。采用發(fā)汗冷卻，可有效抑制對(duì)流傳熱，其最大優(yōu)勢(shì)是在作用過(guò)程中不會(huì)引發(fā)氣動(dòng)外形變化，并且容易控制，可通過(guò)把控液體滲出量來(lái)決定冷卻效果，滿足不同飛行器在不同情況下的熱防護(hù)需求。

1.3.4 輻射防熱

輻射防熱指利用飛行器表面金屬材料的輻射作用使熱能散失，由于輻射熱流和表面溫度具有正相關(guān)，因此在使用輻射防熱技術(shù)時(shí)，需選取具有高輻射特性和導(dǎo)熱率較低、熔點(diǎn)較高、能夠耐受高溫的材料。但高輻射性材料具有較大危害性，可能會(huì)對(duì)人體產(chǎn)生不可逆轉(zhuǎn)危害，因此在選擇和使用時(shí)需要格外謹(jǐn)慎，由于材料局限性，該項(xiàng)技術(shù)還未在我國(guó)普及[3]。

1.3.5 薄膜冷卻

薄膜冷卻是在飛行器表面按照一定規(guī)律排布小孔，通過(guò)小孔噴射液體或氣體，利用其形成的薄膜實(shí)現(xiàn)隔熱降溫;之后，液體蒸發(fā)過(guò)程中還會(huì)吸收一部分熱量，氣體則能夠進(jìn)入邊界層，通過(guò)熱阻塞效應(yīng)降低對(duì)流傳熱。薄膜防熱的后期作用機(jī)理與發(fā)汗冷卻具有一定相似性，是對(duì)后者的改良與升級(jí)。

2 熱防護(hù)系統(tǒng)分類

根據(jù)作用機(jī)理，可將高超聲速飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)分為多個(gè)類型，如今我國(guó)常用的有以下幾種：

2.1 吸熱式防護(hù)

吸熱式防護(hù)系統(tǒng)采用熱沉防熱技術(shù)，運(yùn)用諸如石墨、銅等材料構(gòu)筑防熱層，并利用材料比熱容吸收大部分氣動(dòng)熱，使飛行器艙內(nèi)溫度保持在允許范圍內(nèi)。其具有以下特征：

2.1.1 材料吸熱能力取決于其質(zhì)量，若大量使用熱沉材料，會(huì)大幅增加飛行器質(zhì)量與體積，因此吸熱式防護(hù)系統(tǒng)只能在加熱時(shí)間短且熱流密度低的環(huán)境中使用，不能大范圍推廣普及，且需要尋找比熱容較大、導(dǎo)熱能力超強(qiáng)的材料。

2.1.2 熱沉材料多為金屬和碳，容易在高溫環(huán)境中氧化，受到現(xiàn)有熱沉材料熔點(diǎn)與氧化特性的影響，吸熱式防護(hù)技術(shù)能夠承受的最高溫度約在600～700℃，暫時(shí)不能取得重大突破。

2.1.3 吸熱式防護(hù)的防護(hù)層不會(huì)發(fā)生形變或理化性質(zhì)改變，因此能夠重復(fù)使用，可在要求氣動(dòng)外形穩(wěn)定的設(shè)備中應(yīng)用。但在短時(shí)間內(nèi)一次性使用的設(shè)備中，如導(dǎo)彈、炮彈等，一般不使用該系統(tǒng)。

2.2 質(zhì)量引射式防護(hù)

質(zhì)量引射式防護(hù)的作用機(jī)理是燒蝕防熱，外層防熱材料在熱解或者汽化、碳化過(guò)程中，能夠大量帶走飛行器表面熱量，起到降溫效果，保護(hù)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性與安全性，并維持正常工作環(huán)境。在短時(shí)間內(nèi)一次性使用飛行器，如導(dǎo)彈中可使用該防護(hù)系統(tǒng)，此外，在表面氣動(dòng)加熱異常嚴(yán)重部位也可使用，但由于燒蝕體會(huì)一次性被消耗，因此其使用持續(xù)時(shí)間較短，且不能應(yīng)用于要求表面形狀穩(wěn)定的飛行器中，否則會(huì)影響氣動(dòng)力特性。

2.3 傳質(zhì)換熱防護(hù)

傳質(zhì)換熱防護(hù)利用發(fā)汗冷卻和薄膜冷卻原理，是一種主動(dòng)式熱防護(hù)系統(tǒng)，利用循環(huán)通過(guò)管道的冷卻劑，可吸收氣動(dòng)加熱的大部分熱量，并使少部分熱量通過(guò)熱輻射形式散失。若采用燃料作為冷卻劑，熱量并不會(huì)白白散失，而是用于燃料預(yù)熱，減少飛行器能耗，因此傳質(zhì)換熱防護(hù)系統(tǒng)符合我國(guó)的可持續(xù)發(fā)展理念，能夠有效降低飛行器使用成本。無(wú)論是發(fā)汗冷卻還是薄膜冷卻，都要利用泵壓系統(tǒng)噴出冷卻劑，但二者略有不同，前者為利用多孔表面噴射，后者是從不連續(xù)縫隙中噴射，都可保持飛行器表面完整性，不會(huì)發(fā)生形狀變化，不影響氣動(dòng)力特性，但在實(shí)際使用過(guò)程中，多孔壁可能會(huì)發(fā)生堵塞，無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間保持正常使用。傳質(zhì)換熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與構(gòu)建流程復(fù)雜，在尺寸較大、要求重復(fù)利用的航天器中適用，如航空飛船、飛機(jī)，在一次性使用或者尺寸較小的飛行器中一般不予考慮。

2.4 輻射式熱防護(hù)

輻射式熱防護(hù)屬于被動(dòng)防熱，其主體結(jié)構(gòu)一般有三部分：首先是直接接觸外界高溫氣流的蒙皮，其次是內(nèi)部飛行器的承力結(jié)構(gòu)，又稱為內(nèi)蒙皮，最后則是兩蒙皮間的隔熱層。該系統(tǒng)中，外蒙皮材料的選擇尤為重要，需充分考慮最大工作溫度，選擇熔點(diǎn)較高的材料，根據(jù)我國(guó)材料工業(yè)現(xiàn)狀與實(shí)際需求，現(xiàn)如今在略超出500℃的溫度范圍內(nèi)多使用鈦合金;在500～900℃多使用鐵鈷鎳三種金屬的合金;在高于900℃但未達(dá)到1650℃時(shí)一般采用經(jīng)過(guò)了抗氧化處理的高熔點(diǎn)金屬如鎢、鉬;當(dāng)溫度高于1650℃時(shí)，金屬很難保持穩(wěn)定不熔化，因此多采用陶瓷或者碳、碳化硅的復(fù)合材料[4]。

隔熱層材料的選擇則會(huì)決定整個(gè)熱防護(hù)系統(tǒng)的隔熱性能，因此，在選擇材料時(shí)，應(yīng)格外謹(jǐn)慎，選取疏松多孔的輕質(zhì)材料，如今常用的有各種纖維制成的氈布，如氧化鋁、石棉纖維等，或者使用玻璃和陶瓷等制成泡沫。在整個(gè)輻射式熱防護(hù)系統(tǒng)中，防熱結(jié)構(gòu)主要分為兩種，其中冷結(jié)構(gòu)影響內(nèi)部結(jié)構(gòu)的承載能力，內(nèi)部飛行器的承力結(jié)構(gòu)長(zhǎng)時(shí)間在接近常溫的環(huán)境中工作，因此對(duì)材料的熔點(diǎn)要求不高，可使用輕合金材料如鎂鋁。熱結(jié)構(gòu)則起到散熱、隔熱的防護(hù)作用，在熱結(jié)構(gòu)中，承力結(jié)構(gòu)需要在高溫環(huán)境下正常工作，兼具承力與防熱兩項(xiàng)功能，因此需選擇高熔點(diǎn)、高強(qiáng)度材料。輻射式熱防護(hù)系統(tǒng)中，防熱材料不會(huì)消耗和損失，可重復(fù)使用，且防熱作用較強(qiáng)，不會(huì)隨加熱時(shí)長(zhǎng)的增加而減弱，因此，可在長(zhǎng)時(shí)間接觸高溫環(huán)境的航天飛機(jī)等飛行器中使用。其結(jié)構(gòu)復(fù)雜、制造工藝繁瑣，成本較高，因此不推薦在一次性飛行器中使用，但可在氣動(dòng)加熱格外嚴(yán)重的局部使用，以簡(jiǎn)化一次性飛行器的結(jié)構(gòu)、降低其質(zhì)量。

2.5 一體化熱防護(hù)

一體化熱防護(hù)指的是綜合防熱與承載功能為一體的新型系統(tǒng)，能夠在發(fā)揮隔熱功能的同時(shí)承載氣動(dòng)荷載、結(jié)構(gòu)荷載，節(jié)省所需材料數(shù)量，精簡(jiǎn)結(jié)構(gòu)，減輕質(zhì)量，提升效率，目前我國(guó)相應(yīng)技術(shù)已處于高速發(fā)展時(shí)期。其主要結(jié)構(gòu)分為三部分，即上下壁板和隔熱層，其中上壁板處于飛行器表面，承受高溫，且需要較大強(qiáng)度，因此使用高溫合金構(gòu)筑;隔熱層除隔熱作用外還有支撐作用，因此選用輕質(zhì)材料;下壁板則應(yīng)當(dāng)利用熱沉原理，選取比熱容較大的金屬吸收多余熱量，起到降溫效果。上下壁板都應(yīng)用金屬材料可提升結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性與強(qiáng)度，獲得較高承載能力。一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)可綜合利用上壁板的輻射散熱、隔熱層的支撐與隔熱功能、下壁板的熱沉機(jī)理，實(shí)現(xiàn)承載與防熱一體化。

3 熱防護(hù)材料選擇

高超聲速飛行器的飛行速度極高，如今我國(guó)已經(jīng)熟練掌握動(dòng)力系統(tǒng)的相關(guān)技術(shù)，且很難在短時(shí)間內(nèi)取得突破性進(jìn)展，發(fā)動(dòng)機(jī)推力基本上很難提升，為減輕飛行過(guò)載，需簡(jiǎn)化飛行器結(jié)構(gòu)、降低其質(zhì)量。因此，需選取輕質(zhì)材料構(gòu)造防熱層。同時(shí)，所選材料還必須能夠起到良好的防熱作用，具有較高熔點(diǎn)和高剛度，可承受較強(qiáng)的沖擊力，保護(hù)飛行器內(nèi)部環(huán)境。對(duì)飛行器外表面受熱情況進(jìn)行詳細(xì)分析后，將其劃分為不同溫區(qū)，并據(jù)此選擇材料，就能夠在減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量的同時(shí)保障防熱性能，降低飛行器制造成本。

3.1 超高溫區(qū)

飛行器頭錐和翼緣等部位為超高溫區(qū)，最高溫度可達(dá)1800℃，最適宜的熱防護(hù)系統(tǒng)是上述質(zhì)量引射系統(tǒng)，利用燒蝕原理，需選擇熔點(diǎn)極高的材料，如今主要使用的是難熔金屬與改良后的復(fù)合陶瓷等材料，但高熔點(diǎn)金屬密度較大，會(huì)使結(jié)構(gòu)質(zhì)量大幅增加，且成本過(guò)高，加工難度大，抗氧化性能較差，因此，復(fù)合陶瓷、碳/碳復(fù)合材料成為首選，也是我國(guó)超高溫防熱材料領(lǐng)域的重點(diǎn)研究方向。

3.2 大面積區(qū)

高超聲速飛行器的直段部分為大面積防熱區(qū)，主要特點(diǎn)是面積較大，工作溫度低于超高溫區(qū)，一般在800℃以上，可采用質(zhì)量引射熱防護(hù)系統(tǒng)，或?qū)⒉煌姆雷o(hù)系統(tǒng)進(jìn)行融合使用。在選擇材料時(shí)，根據(jù)飛行器種類差異與具體使用環(huán)境，可選取碳基、陶瓷基等復(fù)合材料，或者無(wú)機(jī)隔熱材料、金屬等。

4 未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)預(yù)測(cè)

從上述分析可知，我國(guó)高超聲速飛行器領(lǐng)域想要取得突破性進(jìn)展，需研發(fā)耐高溫能力更強(qiáng)、成本更低、強(qiáng)度更高的新型熱防護(hù)材料，為滿足設(shè)計(jì)需求，我國(guó)必然會(huì)在現(xiàn)有基礎(chǔ)上對(duì)無(wú)機(jī)復(fù)合材料進(jìn)行改進(jìn)，研發(fā)能夠耐受超高溫度且綜合性能較強(qiáng)的防護(hù)材料，并盡可能降低成本，減少材料生產(chǎn)與使用過(guò)程中的污染。

此外，高超聲速飛行材料熱性能與強(qiáng)度會(huì)受到廣泛重視，在未來(lái)選取防熱層材料時(shí)，必然需要兼顧其熱性能與力學(xué)性能，并構(gòu)建結(jié)構(gòu)承載和防熱一體化系統(tǒng)，從而減少防熱材料用量，節(jié)省成本，同時(shí)降低飛行器結(jié)構(gòu)的總質(zhì)量，使現(xiàn)有的動(dòng)力系統(tǒng)更好地發(fā)揮作用。在接受設(shè)計(jì)方面，需注重高超聲速飛行器在迎風(fēng)飛行時(shí)所受的摩擦力與空氣阻力，考慮其帶來(lái)的影響，提高結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性，加強(qiáng)緊固件連接并提高焊接工藝，提升結(jié)構(gòu)的整體性，減少零件松動(dòng)現(xiàn)象。

（責(zé)任編輯：侯辛鋒）

參考文獻(xiàn)：

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