剛性陶瓷瓦熱防護(hù)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能及疲勞壽命研究進(jìn)展

周松 吳振強 付延濤 蔡偉達(dá)

(1 西北工業(yè)大學(xué)民航學(xué)院，太倉 215400；2 北京強度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京 100076；3無錫瑞來新材料科技有限公司，無錫 214000)

0 引言

航天器以高馬赫數(shù)穿越大氣層，迎風(fēng)面最高溫度可達(dá)1100℃以上，熱防護(hù)系統(tǒng)(Thermal Protection System，TPS)能有效隔絕這種氣動加熱產(chǎn)生的熱量，使飛行器內(nèi)部的溫度處在安全范圍內(nèi)[1-2]，圖1為SpaceX SN11號星際飛船陶瓷剛性隔熱瓦貼片圖。2003年哥倫比亞號航天飛機表面隔熱材料遭泡沫板撞擊失效，返回過程中該區(qū)域內(nèi)部結(jié)構(gòu)受熱融化，導(dǎo)致航天飛機爆炸解體。因此，熱防護(hù)系統(tǒng)力學(xué)性能研究至關(guān)重要。

圖1 SpaceX SN11號防熱瓦貼片中Fig.1 Rigid ceramic tile of SpaceX SN11 is being pasted

隨著航天活動規(guī)模的擴(kuò)大，航天器制造使用頻次越來越高，其高昂的成本是航天技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展的重要制約因素[3]。2015 年 12 月 21 日，隨著 SpaceX 的獵鷹系列火箭成功發(fā)射并回收，重復(fù)使用航天器 (Reusable Launch Vehicle，RLV) 再次進(jìn)入大眾的視野。重復(fù)使用航天器是指能多次往返于地面、空間軌道間，完成快速運輸、快速進(jìn)出空間站等多種任務(wù)，并按需返回地面的航天飛行器[4]。歐美各國對重復(fù)使用航天器都做了系統(tǒng)而深入的研究與應(yīng)用，其中，美國研發(fā)的X-37B新型重復(fù)使用航天器已經(jīng)實現(xiàn)了太空飛行780天后返回地球，并已經(jīng)完成了5次軌道飛行任務(wù)[3]；英國“云霄塔”單級入軌重復(fù)使用運載器有望于2025年開展飛行演示[6]。中國新一代載人飛船也已經(jīng)于2020年5月8日成功返回，驗證了部分重復(fù)使用技術(shù)[5]。從長期發(fā)展角度看，在復(fù)雜載荷條件下，有效實現(xiàn)重復(fù)使用航天器低成本、高可靠、重復(fù)使用等目標(biāo)，必須保證結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)系統(tǒng)的完整性，需要開展先進(jìn)的輕質(zhì)、耐高溫結(jié)構(gòu)防熱一體化材料研究，建立適用的疲勞壽命評估方法。同時，明確飛行器不同部位材料性能、表面狀態(tài)、結(jié)構(gòu)尺寸等是否滿足多次飛行的要求[6]。因此，重復(fù)使用空天飛行器熱防護(hù)材料及壽命預(yù)測也成為2020年宇航領(lǐng)域十大科學(xué)問題和技術(shù)難題之一。

1 熱防護(hù)系統(tǒng)發(fā)展概述

重復(fù)使用航天器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)（TPS）基本上可以分為非承載外敷式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和具有承載防熱一體化作用的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)兩種類型。根據(jù)氣動加熱及受載情況，重復(fù)使用航天器的前緣（鼻錐）、機身（迎風(fēng)面、背風(fēng)面）和翼舵面可分別采用復(fù)合材料薄殼結(jié)構(gòu)、柔性隔熱氈、剛性陶瓷瓦等多種不同材料進(jìn)行熱防護(hù)結(jié)構(gòu)方案的設(shè)計。美國X-33和X-37B[7]重復(fù)使用飛行器熱防護(hù)方案布置如圖2所示。

圖2重復(fù)使用飛行器 TPS方案 Fig.2 Thermal protection system program of reusable spacecraft

按照防熱原理的不同，熱防護(hù)系統(tǒng)可以分為三大類：被動防熱、半被動防熱和主動防熱，如圖3所示。被動防熱系統(tǒng)中，熱量由隔熱材料表面輻射出去或被吸收，不需要工作流體(工質(zhì))來排除；主動防熱系統(tǒng)利用工質(zhì)或冷卻流將熱量帶走；半被動防熱系統(tǒng)介于主動防熱及被動防熱系統(tǒng)之間，利用隔熱材料及工作流體同時消除熱量[8]?？紤]到重復(fù)使用飛行器的使用條件和材料本身的可靠性、是否易于檢查、有效載荷占比以及制造、維護(hù)、維修成本等因素，目前各國采用的主流熱防護(hù)系統(tǒng)是被動防熱方案的隔熱結(jié)構(gòu)[8]。對于被動防熱方案的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，選用有效的隔熱材料是熱防護(hù)系統(tǒng)的關(guān)鍵。目前，重復(fù)使用飛行器上采用的典型隔熱材料主要有剛性陶瓷隔熱瓦、陶瓷纖維隔熱氈、增強單體纖維隔熱層以及超高溫陶瓷材料等[9]。

2 剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)

剛性隔熱瓦熱防護(hù)系統(tǒng)由輕質(zhì)剛性隔熱瓦(Reusable Surface Insulation)、隔熱瓦表面的高發(fā)射率涂層(如 RCG(Reaction cure glass coating)、TUFI(Toughened Uni-piece Fibrous Insulation coating)涂層等)、起緩沖作用的柔性應(yīng)變隔離墊(Strain Isolation Pad，SIP)和用于進(jìn)行高強度粘接的室溫固化硅橡膠(Room Temperature VulcanizedRubber，RTVR)組成，典型剛性隔熱瓦熱防護(hù)系統(tǒng)如圖4所示[10]。陶瓷隔熱瓦的主要成分為石英纖維、硼硅酸鋁纖維或氧化鋁纖維，經(jīng)高溫?zé)Y(jié)后，纖維之間相互“搭接”形成多孔結(jié)構(gòu)，賦予陶瓷隔熱瓦良好的隔熱性能和力學(xué)性能[9]。應(yīng)變隔離墊通常由芳綸纖維制成，該纖維以氣相分散法制備薄網(wǎng)胎，將網(wǎng)胎鋪層疊加到一定面密度，通過針刺工藝制成具有平面結(jié)構(gòu)的織物，厚度一般在1-8 mm之間，具有較高的變形能力以協(xié)調(diào)防熱瓦與冷結(jié)構(gòu)間的變形[11]。

圖3熱防護(hù)原理示意圖 Fig.3 Principle of thermal protection system

圖4剛性陶瓷隔熱瓦熱防護(hù)結(jié)構(gòu)示意圖 Fig.4 Thermal protection structure of rigid ceramic insulation tile

陶瓷纖維隔熱氈是一種棉被式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，主要應(yīng)用于承載不大的較低溫區(qū)。與剛性隔熱瓦材料相比，隔熱氈在重量、成本及安裝方面具有更大的優(yōu)勢，隔熱氈在安裝過程中，不需要采用應(yīng)變隔離墊與冷結(jié)構(gòu)進(jìn)行緩沖，有效縮短了安裝周期，同時減少了應(yīng)變隔離墊帶來的重量，而且隔熱氈具有優(yōu)異的抗熱震性能，不存在熱應(yīng)力問題[12]。最早得到應(yīng)用的陶瓷纖維隔熱氈(Flexible resulable surface insulation，F(xiàn)RSI )是將石英纖維氈包在纖維布中，用石英纖維線縫制而成，最高使用溫度不超過 815℃，結(jié)構(gòu)形式如圖5所示[9]。隨著熱防護(hù)需求的不斷提高，逐漸出現(xiàn)多元陶瓷纖維復(fù)合隔熱氈及多層陶瓷纖維復(fù)合隔熱氈，大大提高了組件的綜合性能。

圖5 FRSI陶瓷纖維隔熱氈結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Structure of FRSI

對于重復(fù)使用航天器，熱防護(hù)系統(tǒng)必須具有重復(fù)使用性及一定的承載能力。由于重復(fù)使用航天器下表面熱防護(hù)方案通常采用剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)，其重復(fù)使用性或疲勞特性必然引起廣大學(xué)者的關(guān)注。

3 剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)特性研究

由于重復(fù)使用航天器剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)主要由陶瓷隔熱瓦、應(yīng)變隔離墊及其相互之間的粘接構(gòu)成，為了有效評估整個熱防護(hù)系統(tǒng)的重復(fù)使用特性，則應(yīng)對系統(tǒng)內(nèi)各個子結(jié)構(gòu)材料的力學(xué)特性有清晰的認(rèn)識和理解，只有建立熱防護(hù)系統(tǒng)中各種材料的高溫及疲勞本構(gòu)才能夠有效量化剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)的重復(fù)使用特性，為我國重復(fù)使用航天器的發(fā)展奠定堅實的理論基礎(chǔ)。

3.1 隔熱瓦性能研究

隔熱瓦是熱防護(hù)系統(tǒng)的主要組成部分，防止外部熱流進(jìn)入內(nèi)部結(jié)構(gòu)，其厚度一般在20-100 mm之間。目前的熱防護(hù)系統(tǒng)隔熱瓦大多采用無機陶瓷隔熱材料，主要分為全石英型及復(fù)合型。全石英型以洛克希德·馬丁公司LMSC(Lockheed Missiles and Space Corporation)于1972年開始研制的LI(Lockheed Insulation)系列隔熱瓦為主，其主要成分為高純度SiO2的無定形石英纖維，具有密度小、孔隙率高、良好的隔熱性能、彈性模量小、熱膨脹系數(shù)小的特點，大大減小了熱應(yīng)力，使得隔熱瓦在高溫下尺寸穩(wěn)定性好[14-16]。但是全石英型隔熱瓦在高溫環(huán)境長時間使用下會產(chǎn)生析晶效應(yīng)，影響高溫尺寸穩(wěn)定性，并影響力學(xué)性能。復(fù)合型隔熱瓦能有效解決上述問題，通過在隔熱瓦材料中添加氧化硼，在高溫?zé)Y(jié)時可有效抑制石英纖維的析晶現(xiàn)象，但同時也使得材料的熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)升高，降低了隔熱性能和高溫尺寸穩(wěn)定性[15]。典型復(fù)合型隔熱瓦有美國FRCI(Fibrous Insulation Composite)、AETB(Alumina Enhanced Thermal Barrier)、BRI(Boeing Resuable Insulation)系列陶瓷隔熱瓦。通過在隔熱瓦表面刷上適量的陶瓷漿料，可提高隔熱瓦致密性，提高結(jié)合強度。常用的復(fù)合型隔熱瓦及全石英型隔熱瓦的各項性能如表1所示[9]。RCG(Reaction Cured Glass)、TUFI(Toughened Uni-piece Fibrous Insulation)等高反射率涂層提高了陶瓷隔熱瓦的防熱性能，進(jìn)一步提升了剛性隔熱瓦在重復(fù)使用航天器熱防護(hù)系統(tǒng)中的應(yīng)用[9]。

表1 美國航天飛機陶瓷隔熱瓦的性能 Table 1 Performance of ceramic insulation tile for American space shuttle

熱防護(hù)系統(tǒng)除承受外部空氣動力加熱外，還承受外部周期性的空氣動力和機體激勵[17]，因此隔熱瓦的室溫、高溫靜態(tài)力學(xué)及疲勞特性是熱防護(hù)系統(tǒng)重復(fù)使用的基礎(chǔ)。利用實驗分析及理論研究可以揭示重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)隔熱瓦的疲勞失效機理。胡子君等人[17]使用莫來石無機纖維替代石英纖維作為粘結(jié)劑，通過濕法抽濾成型、高溫?zé)崽幚砉に囍苽淞瞬煌芏鹊膭傂蕴沾筛魺岵牧希捎檬覝貤l件下平拉的方式測得厚度方向上拉伸強度最高為0.5 MPa。Hardy等人[18]對三種主要由短切石英纖維(LI-900、LI-2200及FRCI-12)燒結(jié)而成的剛性陶瓷隔熱瓦材料進(jìn)行不同應(yīng)變速率下的厚度方向拉伸及壓縮測試，結(jié)果發(fā)現(xiàn)拉伸強度及壓縮強度隨著應(yīng)變速率的增加而增大。Holmes等人[19]對SiCf/Si3N4陶瓷隔熱瓦進(jìn)行高溫(1200℃)力學(xué)性能研究，靜態(tài)拉伸結(jié)果表明，應(yīng)力應(yīng)變曲線前期呈現(xiàn)線性特征，而當(dāng)應(yīng)力大于比例極限時呈非線性，剛度逐漸降低。對疲勞載荷曲線結(jié)合斷口掃描電鏡分析發(fā)現(xiàn)峰值應(yīng)力低于比例極限時，蠕變是疲勞失效的主要損傷機制，而高于比例極限時，蠕變及微裂紋同時造成了疲勞破壞。根據(jù)國內(nèi)外研究發(fā)現(xiàn)，目前針對剛性陶瓷隔熱瓦的疲勞性能集中在纖維增強陶瓷、承載防熱一體化研究上，對于短切纖維制成的陶瓷隔熱瓦疲勞性能研究尚且不足。有限元仿真是進(jìn)行疲勞性能理論研究的重要方法，建立有效的本構(gòu)是對隔熱瓦進(jìn)行仿真的前提。基于線彈性、各向異性的力學(xué)性能特征可對剛性隔熱瓦進(jìn)行本構(gòu)模型的建立。

Nye[20]針對各向異性線彈性材料提出了本構(gòu)模型。陳宇等人[21]使用了這種本構(gòu)模型，并與熱膨脹產(chǎn)生的變形耦合，利用實驗數(shù)據(jù)得到本構(gòu)模型參數(shù)，建立了熱-力耦合的有限元模型，分析結(jié)果表明，材料最終的厚度變形大小受氣動載荷壓縮效應(yīng)和熱應(yīng)力膨脹效應(yīng)共同影響。

陶瓷隔熱瓦大多采用高純度SiO2的無定形石英纖維及其它纖維燒結(jié)復(fù)合而成，纖維的存在使得陶瓷瓦具備各向異性的力學(xué)特性，其高溫載荷下的尺寸穩(wěn)定性及力學(xué)特性是其重復(fù)使用特性評估的基礎(chǔ)。在試驗測試方面，由于此類陶瓷瓦通常為強度較低的脆性材料，開發(fā)適用于其各向異性力學(xué)性能測試有效的工裝夾具及測試標(biāo)準(zhǔn)是建立準(zhǔn)確剛性陶瓷瓦力學(xué)本構(gòu)的基礎(chǔ)。在理論分析方面，可根據(jù)陶瓷瓦微觀形貌，基于多尺度方法建立剛性陶瓷瓦的各向異性靜力學(xué)及疲勞失效本構(gòu)，其中選取適合脆性材料本構(gòu)的失效判定準(zhǔn)則及失效演化規(guī)律是未來剛性陶瓷瓦靜力學(xué)及疲勞特性研究的重要方向。

3.2 應(yīng)變隔離墊性能研究

陶瓷剛性熱防護(hù)系統(tǒng)使用過程中，應(yīng)變隔離墊會產(chǎn)生包括應(yīng)力和應(yīng)變在內(nèi)的響應(yīng)。一旦這些應(yīng)力或應(yīng)變響應(yīng)超過了相應(yīng)的承受值，應(yīng)變隔離墊就會失效，導(dǎo)致隔熱瓦和軌道飛行器結(jié)構(gòu)之間的分離，造成嚴(yán)重的安全事故。因此，在熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計過程中，必須分析應(yīng)變隔離墊的力學(xué)性能。孫陳誠等人[22]采用針刺工藝制備了陶瓷隔熱瓦用應(yīng)變隔離墊并進(jìn)行200℃高溫處理，使用掃描電子顯微鏡觀察，發(fā)現(xiàn)材料無明顯變化，且拉伸強度可達(dá)0.9 MPa。Sawyer等人[23]對應(yīng)變隔離墊的進(jìn)行循環(huán)拉-壓力學(xué)性能測試，結(jié)果表明應(yīng)變隔離墊具有高度非線性，有明顯遲滯現(xiàn)象，低應(yīng)力水平具有較大的低模量區(qū)域，對應(yīng)變率和加載歷程高度敏感，如圖6所示。根據(jù)國內(nèi)外研究發(fā)現(xiàn)，通常使用平板拉伸、平板剪切及拉-拉疲勞測試獲得應(yīng)變隔離墊的靜態(tài)力學(xué)及疲勞性能，利用試驗數(shù)據(jù)，結(jié)合失效分析可以揭示其疲勞失效機理。目前還缺少合適的本構(gòu)模型準(zhǔn)確描述應(yīng)變隔離墊的材料性能。

圖6 循環(huán)載荷下0.41 cm厚SIP的應(yīng)力應(yīng)變曲線Fig.6 Typical proof and load conditioning curves for 0.41 cm thick SIP Proof

由于隔熱瓦與冷結(jié)構(gòu)之間熱膨脹系數(shù)的差異，熱防護(hù)系統(tǒng)中采用應(yīng)變隔離墊實現(xiàn)防熱瓦與冷結(jié)構(gòu)之間的協(xié)調(diào)變形，應(yīng)變隔離墊一般由芳綸纖維制成，在服役過程中，由于膠層浸潤纖維及纖維之間的相互摩擦變形，使得應(yīng)變隔離墊在重復(fù)載荷作用下呈現(xiàn)一定的粘彈性、應(yīng)力應(yīng)變遲滯特性，在未來的研究中應(yīng)建立應(yīng)變隔離墊的本構(gòu)模型，結(jié)合失效分析揭示應(yīng)變隔離墊的疲勞失效模式及失效機理。

3.3 隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)性能研究

對于典型的熱防護(hù)系統(tǒng)，失效往往發(fā)生在應(yīng)變隔離墊與隔熱瓦的界面處。姚衛(wèi)星等人[24]使用平面拉伸的測試方法研究不同厚度應(yīng)變隔離墊在常溫(23±2℃)和高溫(300℃)環(huán)境下的靜態(tài)力學(xué)性能，平面拉伸實驗研究發(fā)現(xiàn)，4mm厚的應(yīng)變隔離墊失效模式為界面失效，應(yīng)變隔離墊厚度增加到6mm時失效模式為界面/內(nèi)聚混合失效。由此可見，厚度是應(yīng)變隔離墊界面失效形式的重要影響因素。Sawyer等人[23]采用平面拉-壓循環(huán)、軸向載荷控制的方式研究了LI系列熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)的疲勞性能，結(jié)果表明0.41cm厚的LI-900致密化隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)在69 KPa條件下的平均壽命約為15,000次，而未致密化的同一結(jié)構(gòu)在相同應(yīng)力水平下的預(yù)期壽命僅為100次?？梢姼魺嵬吲c應(yīng)變隔離墊接觸表面的致密化改善了隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)的疲勞性能。劉應(yīng)雷等[26]采用切向卸載/再加載規(guī)律的修正方法建立循環(huán)內(nèi)聚力模型，實現(xiàn)對粘接界面的失效分析。此外，對于陶瓷熱防護(hù)系統(tǒng)，防熱瓦、應(yīng)變隔離墊及冷結(jié)構(gòu)熱膨脹系數(shù)不同，且防熱瓦在長時間高溫下會產(chǎn)生結(jié)晶收縮現(xiàn)象，導(dǎo)致應(yīng)變隔離片在與防熱瓦、冷結(jié)構(gòu)的接觸界面產(chǎn)生靜態(tài)或者循環(huán)的剪切應(yīng)力，易產(chǎn)生分層現(xiàn)象，但目前缺乏關(guān)于隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)疲勞分層失效的研究。

隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊之間及應(yīng)變隔離墊/冷結(jié)構(gòu)之間選用膠接實現(xiàn)結(jié)構(gòu)連接，以保證結(jié)構(gòu)變形的連續(xù)性。在重復(fù)使用航天器的服役過程中，反復(fù)的氣動加熱使得膠層受到剪切載荷的循環(huán)加載，而隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊之間溫度載荷差異較大，隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊間膠接界面失效及疲勞性能對航天器重復(fù)使用性能影響需深入研究，應(yīng)建立適合于界面分層疲勞失效本構(gòu)模型，結(jié)合試驗，揭示隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)的連接界面失效機理。

4 結(jié)論

本文綜述了重復(fù)使用航天器剛性陶瓷瓦熱防護(hù)結(jié)構(gòu)重復(fù)使用特性的相關(guān)進(jìn)展，包括陶瓷剛性隔熱瓦、應(yīng)變隔離墊及熱防護(hù)結(jié)構(gòu)重復(fù)使用特性的試驗和理論研究方法，以及蠕變、粘彈性和遲滯效應(yīng)等對陶瓷剛性隔熱瓦、應(yīng)變隔離墊及熱防護(hù)結(jié)構(gòu)疲勞特性的影響。由于我國近年來航天技術(shù)的快速發(fā)展，加上對航天器重復(fù)使用的迫切需求，之前對剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)的研究仍有待進(jìn)一步推進(jìn)才能加速新一代重復(fù)使用航天器的快速應(yīng)用。國內(nèi)對于剛性陶瓷瓦熱防護(hù)結(jié)構(gòu)疲勞特性的研究仍處于起步階段，仍有明顯不足：

1）針對陶瓷瓦、應(yīng)變隔離墊及陶瓷瓦/應(yīng)變隔離墊膠接層的力學(xué)性能測試方法及測試標(biāo)準(zhǔn)主要參考國外數(shù)據(jù)，需建立適用于我國剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)材料測試方法，校驗國內(nèi)外測試方法參數(shù)的準(zhǔn)確性，并建立我國剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)的材料測試標(biāo)準(zhǔn)。

2）對剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)中的應(yīng)變隔離墊進(jìn)行了較多的可重復(fù)性試驗，但未對整個熱防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行體系化的試驗及理論建模分析，且關(guān)于隔熱瓦/應(yīng)變隔離墊結(jié)構(gòu)疲勞分層失效的研究尚不足，不利于剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)的整體設(shè)計和研制。