飛行器隔熱瓦1200℃性能測(cè)試中接觸熱阻影響仿真與驗(yàn)證

夏吝時(shí)，楊海龍，那偉，楊凱威，孫波，石寶麗

飛行器隔熱瓦1200℃性能測(cè)試中接觸熱阻影響仿真與驗(yàn)證

夏吝時(shí)1，楊海龍2，那偉1，楊凱威1，孫波1，石寶麗1

（1.北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，防隔熱實(shí)驗(yàn)中心，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所 先進(jìn)功能復(fù)合材料技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076）

建立統(tǒng)一的飛行器隔熱材料性能測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)。利用數(shù)值方法對(duì)飛行器隔熱瓦1 200 ℃熱環(huán)境性能測(cè)試中的傳熱模型進(jìn)行計(jì)算。設(shè)計(jì)3種不同熱導(dǎo)率和表面粗糙度的絕熱材料隔熱性能對(duì)比試驗(yàn)。在考慮接觸面間凹凸點(diǎn)完全接觸導(dǎo)熱、接觸間隙介質(zhì)導(dǎo)熱和相鄰界面輻射傳熱聯(lián)合作用時(shí)，能夠獲得與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)基本一致的計(jì)算結(jié)果。試驗(yàn)證明，接觸熱阻是導(dǎo)致實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與理想傳熱結(jié)果相悖的主要原因。獲得了接觸熱阻條件下熱擴(kuò)散系數(shù)隨傳熱過(guò)程的變化關(guān)系，定量得到了相同測(cè)試條件下給定的3種不同熱導(dǎo)率與粗糙度底部絕熱材料對(duì)隔熱性能測(cè)試結(jié)果的影響。測(cè)試結(jié)果存在較大偏差的主要原因是表面粗糙度所致，兩接觸面在高溫條件下更有利于熱流傳播。研究結(jié)果可為飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與性能考核試驗(yàn)方案的確定提供重要參考依據(jù)。

接觸熱阻；隔熱材料；試驗(yàn)測(cè)試；傳熱過(guò)程；數(shù)值模擬；陶瓷隔熱瓦

在大國(guó)競(jìng)爭(zhēng)背景下，全球都將高超聲速飛行技術(shù)視為現(xiàn)代化高端軍事能力建設(shè)的核心。隨著飛行距離和飛行速度的不斷增加，飛行器所處服役環(huán)境越來(lái)越惡劣，氣動(dòng)加熱導(dǎo)致的高溫效應(yīng)使得飛行器局部熱環(huán)境長(zhǎng)時(shí)間超過(guò)1 000 ℃，因此安全可靠的熱防護(hù)系統(tǒng)是保證其生存能力和戰(zhàn)術(shù)目標(biāo)實(shí)現(xiàn)的有效途徑[1-3]。隔熱瓦區(qū)別于熱解燒蝕防熱材料[4]，在美國(guó)X系列飛行器上的應(yīng)用已顯示出了優(yōu)異的隔熱性能和可重復(fù)使用性[5-6]。NASA及其研究中心一直開展對(duì)現(xiàn)有隔熱瓦的性能改進(jìn)研究，國(guó)內(nèi)航天材料及工藝研究所、北京航空航天大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)、山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院、解放軍后勤工程學(xué)院等科研院所也在開展新型高效隔熱瓦的研究[7-10]。在隔熱瓦性能不斷提高、工藝不斷改進(jìn)、成本逐步降低的過(guò)程中，對(duì)產(chǎn)品性能測(cè)試的準(zhǔn)確性也提出了更高要求。由于目前國(guó)內(nèi)外對(duì)飛行器用高性能隔熱瓦沒(méi)有統(tǒng)一的測(cè)試方法和標(biāo)準(zhǔn)，使得在相同測(cè)試熱環(huán)境下的同一測(cè)試件溫升響應(yīng)過(guò)程及末時(shí)刻背溫會(huì)受到邊界條件的影響，導(dǎo)致測(cè)試結(jié)果產(chǎn)生較大相對(duì)誤差。在不統(tǒng)一測(cè)試條件的情況下，將嚴(yán)重影響測(cè)試結(jié)果的可信性和可比性[11]。

在對(duì)大量可重復(fù)使用飛行器隔熱瓦1 200 ℃熱環(huán)境長(zhǎng)時(shí)間隔熱性能測(cè)試數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)后發(fā)現(xiàn)，同一測(cè)試件在相同試驗(yàn)條件、不同底部絕熱材料邊界下，測(cè)試結(jié)果存在較大差異。為定量對(duì)比測(cè)試結(jié)果間差異，利用數(shù)值方法對(duì)飛行器隔熱瓦熱環(huán)境測(cè)試中的傳熱模型進(jìn)行了計(jì)算，得到了接觸熱阻條件下熱擴(kuò)散系數(shù)隨傳熱過(guò)程的變化關(guān)系。設(shè)計(jì)了底部絕熱材料分別為納米隔熱材料[12]（納米級(jí)骨架SiO2氣凝膠隔熱瓦）、剛性隔熱瓦和柔性隔熱氈（柔性多晶氧化鋁纖維隔熱氈）的3 000 s長(zhǎng)程比對(duì)試驗(yàn)，驗(yàn)證了計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性和合理性。實(shí)測(cè)三者間的最大相對(duì)偏差達(dá)到22.92%，該偏差是由底部隔熱材料熱導(dǎo)率、比熱容等參數(shù)和表面粗糙度共同作用的結(jié)果，其中底部絕熱材料表面粗糙度的影響較材料物性參數(shù)更大，證明接觸熱阻是導(dǎo)致實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與理想傳熱結(jié)果相悖的主要原因。

國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者已對(duì)接觸熱阻進(jìn)行了廣泛的理論和試驗(yàn)研究，理論上有彈性G-W、低載荷BGT、表面粗糙度ASPERSIM等接觸熱阻預(yù)測(cè)模型，試驗(yàn)上也可通過(guò)接觸/非接式、瞬態(tài)/穩(wěn)態(tài)等方法對(duì)其進(jìn)行測(cè)量，還可通過(guò)數(shù)值建模進(jìn)行分析研究[13-17]。由于理論模型中大量參數(shù)需由試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)確定，試驗(yàn)和數(shù)值建模過(guò)程需對(duì)大量數(shù)據(jù)進(jìn)行測(cè)量和修正，在實(shí)際工程應(yīng)用中具有較大難度，因此本文僅對(duì)接觸熱阻在飛行器地面熱環(huán)境試驗(yàn)中產(chǎn)生的影響進(jìn)行分析與驗(yàn)證，以期對(duì)飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)地面試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)的建立提供參考依據(jù)。

1 模型與材料

1.1 計(jì)算模型

接觸熱阻是由于機(jī)械加工精度限制導(dǎo)致2固體接觸面間離散接觸，接觸間隙引起的熱流線收縮產(chǎn)生的附加阻力。微觀上，2固體表面間相互接觸時(shí)因粗糙度而產(chǎn)生的接觸熱阻將阻礙熱流傳播[18]。傳熱模型結(jié)構(gòu)如圖1所示。由于測(cè)試件質(zhì)量較輕，因此與底部絕熱邊界接觸時(shí)的相互作用力較小而未發(fā)生完全接觸，在未完全接觸的部分會(huì)形成接觸間隙，間隙中充滿空氣或其他介質(zhì)而產(chǎn)生附加熱阻[19]。熱量在接觸界面間凹凸點(diǎn)完全接觸的部分通過(guò)熱傳導(dǎo)傳遞，在接觸間隙通過(guò)熱輻射和空氣熱傳導(dǎo)共同傳遞，如圖2所示。

圖1 傳熱模型結(jié)構(gòu)

圖2 接觸面?zhèn)鳠?/p>

由于接觸面間附加接觸熱阻改變了測(cè)試件和絕熱邊界間的實(shí)際熱導(dǎo)率[20-22]，因此在已知測(cè)試件熱導(dǎo)率1的前提下，將接觸間隙空氣熱導(dǎo)率2和絕熱材料熱導(dǎo)率3疊加得到接觸面當(dāng)量熱導(dǎo)率s，由式（1）表示。多層材料當(dāng)量熱導(dǎo)率由測(cè)試件熱導(dǎo)率1和接觸面當(dāng)量熱導(dǎo)率s組成[23]。材料物性參數(shù)[24-26]見(jiàn)表1。

在無(wú)內(nèi)熱源的傳熱過(guò)程中，材料內(nèi)部熱傳導(dǎo)控制方程為：

接觸面間輻射換熱由能量傳遞求解方法建立各表面間的輻射換熱關(guān)系，微觀接觸間隙測(cè)試件下表面與絕熱邊界上表面間的輻射角系數(shù)為：

根據(jù)角系數(shù)的互換關(guān)系可知：

則測(cè)試件下表面向絕熱邊界上表面?zhèn)鬟f的輻射熱為：

式中：為面積，m2；為2個(gè)非接觸面間的距離，m；為平面法向量與直線距離間夾角。

根據(jù)材料熱物性參數(shù)，可獲得不同底部絕熱邊界時(shí)的熱擴(kuò)散系數(shù)：

表1 材料物性參數(shù)

Tab.1 Physical parameters of materials

1.2 材料表面狀態(tài)

各材料表面狀態(tài)和電鏡照片如圖3所示。測(cè)試件和納米隔熱材料表面的玻璃布與剛性隔熱瓦表面狀態(tài)均相對(duì)平整，剛性隔熱瓦顯微結(jié)構(gòu)更致密緊湊。柔性隔熱氈表面狀態(tài)凹凸不平，顯微結(jié)構(gòu)疏松膨脹。

圖3 各材料表面狀態(tài)和電鏡照片照片

2 對(duì)比試驗(yàn)與結(jié)果

2.1 試驗(yàn)方案

使用石英燈陣對(duì)3件外尺寸均為300 mm× 300 mm×40 mm（長(zhǎng)×寬×厚）的某飛行器隔熱瓦上表面進(jìn)行500 s升至1200 ℃、保持2 500 s的熱環(huán)境加載試驗(yàn)[27]。試驗(yàn)全程測(cè)試其下表面在3種不同絕熱邊界材料時(shí)的溫升響應(yīng)歷程，試驗(yàn)項(xiàng)目見(jiàn)表2。測(cè)試過(guò)程中，在測(cè)試件上表面無(wú)縫放置一個(gè)300 mm× 300 mm×5 mm的高導(dǎo)熱均熱板，測(cè)試件周向套有厚度40 mm的剛性隔熱瓦做絕熱保護(hù)，避免多余熱量從側(cè)面?zhèn)魅搿?/p>

表2 試驗(yàn)方案

Tab.2 Test scheme

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

1 200 ℃熱環(huán)境加載曲線如圖4所示。多次試驗(yàn)過(guò)程中，上表面溫度控制效果穩(wěn)定，試驗(yàn)開始后第500 s時(shí)，熱面溫度達(dá)到1 200 ℃，超調(diào)后逐漸進(jìn)入(1 200±1) ℃的穩(wěn)定狀態(tài)。試驗(yàn)系統(tǒng)工作穩(wěn)定，滿足對(duì)比試驗(yàn)要求。試驗(yàn)過(guò)程中，測(cè)試件未發(fā)生整體結(jié)構(gòu)變形，說(shuō)明隔熱瓦內(nèi)部在較大溫度梯度作用下能夠消除自身熱應(yīng)力的影響，不存在宏觀上的尺寸變化。試驗(yàn)中無(wú)明顯粉塵揮發(fā)或冒煙放氣現(xiàn)象發(fā)生，測(cè)試件試驗(yàn)后質(zhì)量較試驗(yàn)前平均減少1.745 g，應(yīng)為隔熱瓦內(nèi)部纖維孔隙吸潮后水分散失所致。試驗(yàn)?zāi)r(shí)刻，測(cè)試件下表面溫度測(cè)量值見(jiàn)表3。單次試驗(yàn)中，柔性隔熱氈絕熱邊界下表面溫度相對(duì)剛性隔熱瓦的最大相對(duì)偏差為22.92%，3次試驗(yàn)的平均最大相對(duì)偏差為21.27%。測(cè)試結(jié)果存在較大偏差的原因是底部絕熱材料熱導(dǎo)率、比熱容等物性參數(shù)和表面粗糙度共同作用的結(jié)果，其中表面粗糙度對(duì)介質(zhì)傳熱和輻射傳熱過(guò)程起到了更為直接和重要的影響。其中最大相對(duì)偏差由式（7）計(jì)算得到。

各測(cè)試件不同底部邊界條件時(shí)的下表面溫度時(shí)間歷程測(cè)試數(shù)據(jù)如圖5所示。底部邊界為柔性隔熱氈時(shí)的末時(shí)刻背溫最高，納米隔熱材料次之，剛性隔熱瓦最低。在不存在表面粗糙度的理想狀態(tài)下，應(yīng)為納米隔熱材料底部邊界時(shí)的末時(shí)刻背溫最高，柔性隔熱氈底部邊界時(shí)的末時(shí)刻背溫最低。結(jié)合表1所列物性參數(shù)，高溫?zé)釋?dǎo)率最低的納米隔熱材料做底部絕熱邊界時(shí)的下表面溫度均低于高溫?zé)釋?dǎo)率最高的柔性隔熱氈，有悖于理想的理論傳熱過(guò)程，說(shuō)明分體結(jié)構(gòu)間的接觸熱阻是導(dǎo)致實(shí)際傳熱過(guò)程與理論情況發(fā)生偏差的主要原因。

圖5 熱環(huán)境1 200 ℃下不同底部邊界條件時(shí)下表面溫度時(shí)間歷程測(cè)試數(shù)據(jù)

3個(gè)測(cè)試件在相同底部絕熱邊界材料時(shí)的下表面溫度時(shí)間歷程測(cè)試數(shù)據(jù)如圖6所示?？梢钥闯?，同類測(cè)試件在相同底部絕熱條件時(shí)的下表面末時(shí)刻溫度基本一致，柔性隔熱氈、剛性隔熱瓦和納米隔熱材料時(shí)各自最大相對(duì)偏差分別為1.45%、2.31%、1.94%。剛性隔熱瓦和納米隔熱材料條件下的溫升歷程較柔性隔熱氈更平穩(wěn)，傳熱過(guò)程中下表面溫度隨時(shí)間推移的相對(duì)誤差更小。剛性隔熱瓦和納米隔熱材料作為底部絕熱材料時(shí)，3#測(cè)試件的下表面溫度均高于1#、2#測(cè)試件，說(shuō)明材料隔熱性能相對(duì)一致，符合材料間自身性能差異造成的測(cè)試影響。在多次重復(fù)測(cè)試中，測(cè)試件具有較好的可重復(fù)使用性[28-30]，測(cè)試系統(tǒng)多次測(cè)量過(guò)程中穩(wěn)定性較好。柔性隔熱氈作為底部絕熱材料時(shí)，下表面溫度并未體現(xiàn)出該規(guī)律，這是由于3次試驗(yàn)時(shí)柔性隔熱氈表面平整度差異較大導(dǎo)致。

圖6 熱環(huán)境1 200 ℃下相同底部邊界條件時(shí)下表面溫度時(shí)間歷程測(cè)試數(shù)據(jù)

3 結(jié)果與討論

1 200 ℃熱環(huán)境計(jì)算結(jié)果如圖7所示。圖7a為理想條件下的理論計(jì)算結(jié)果，測(cè)試件下表面末時(shí)刻溫度高低與各材料高溫?zé)釋?dǎo)率大小呈負(fù)相關(guān)，說(shuō)明僅考慮測(cè)試件熱導(dǎo)率1和絕熱邊界熱導(dǎo)率3時(shí)的計(jì)算結(jié)果與理論情況相一致，符合預(yù)期。圖7b為考慮接觸熱阻條件下的計(jì)算結(jié)果，測(cè)試件下表面溫度響應(yīng)過(guò)程和末時(shí)刻溫度均與理想計(jì)算值有較大差別，說(shuō)明由2固體接觸面間各自表面粗糙度造成的接觸熱阻是真實(shí)存在的，采用以接觸間隙空氣熱導(dǎo)率2和絕熱材料熱導(dǎo)率3疊加方式表征的接觸面當(dāng)量熱導(dǎo)率s方法，可用于實(shí)際傳熱過(guò)程計(jì)算。

圖7 熱環(huán)境1 200 ℃下表面溫度計(jì)算值

3種不同絕熱材料作為底部邊界條件時(shí)，測(cè)試件下表面溫度的計(jì)算和實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比如圖8所示。當(dāng)考慮接觸面間附加熱阻時(shí)，計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)值基本吻合，驗(yàn)證了計(jì)算結(jié)果的可信性與合理性。進(jìn)一步說(shuō)明了接觸熱阻在熱量傳遞過(guò)程中改變了傳熱結(jié)構(gòu)總熱阻，使得底部絕熱邊界和測(cè)試件間的當(dāng)量熱導(dǎo)率比理想情況有所減小。實(shí)際測(cè)試結(jié)果和理論計(jì)算結(jié)果相比較，反映出測(cè)試件和絕熱邊界間接觸熱阻在納米隔熱材料底部邊界時(shí)的影響最大，剛性隔熱瓦次之，柔性隔熱氈時(shí)最小。其主要原因是接觸面當(dāng)量熱導(dǎo)率中底部絕熱材料熱導(dǎo)率隨溫度升高過(guò)程的增量不同導(dǎo)致，其中納米隔熱材料高溫?zé)釋?dǎo)率變化最小。

圖8 3種不同絕熱材料作為底部邊界條件時(shí)測(cè)試件下表面溫度的計(jì)算和實(shí)測(cè)結(jié)果

由圖9可以看出，1 200 ℃熱環(huán)境下各底部絕熱邊界的熱擴(kuò)散率隨傳熱過(guò)程的延續(xù)而減小，主要原因是在總加熱量較大的情況下，底部絕熱材料與測(cè)試件接觸區(qū)域迅速接近熱平衡狀態(tài)，熱量傳導(dǎo)受阻所致。隨著熱量持續(xù)向測(cè)試件下表面?zhèn)鬟f，底部絕熱材料熱導(dǎo)率逐漸升高，最終達(dá)到平衡狀態(tài)。其中，柔性隔熱氈底部邊界熱擴(kuò)散率降低幅度大于剛性隔熱瓦和納米隔熱材料，納米隔熱材料變化速率最小，這與各材料高溫?zé)釋?dǎo)率增幅規(guī)律相同，與增長(zhǎng)趨勢(shì)相反。

圖9 1 200 ℃熱環(huán)境下各底部絕熱邊界的熱擴(kuò)散率

4 結(jié)論

高溫測(cè)試狀態(tài)下，接觸熱阻存在時(shí)更有利于熱流傳播。一方面，高溫環(huán)境導(dǎo)致測(cè)試件和底部絕熱材料本身熱脹后增大了接觸面積；另一方面，測(cè)試件和底部絕熱材料的熱導(dǎo)率隨溫度的增加而增大，同時(shí)高溫下接觸面間的熱輻射效應(yīng)隨接觸界面間溫度的升高而增大，更有利于界面間的熱量傳遞。在對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行傳熱計(jì)算過(guò)程中，考慮接觸面間附加熱阻時(shí)的計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)值基本吻合，驗(yàn)證了測(cè)試結(jié)果的可信性與合理性。其中接觸熱阻主要由底部絕熱材料表面粗糙度引起。

飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)人員應(yīng)盡可能參考真實(shí)隔熱結(jié)構(gòu)條件下的測(cè)試數(shù)據(jù)，盡量避免因絕熱邊界條件不同造成的地面試驗(yàn)結(jié)果與真實(shí)使用條件不一致產(chǎn)生的設(shè)計(jì)冗余或欠缺。材料生產(chǎn)和試驗(yàn)單位在對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行篩選或考核測(cè)試時(shí)，應(yīng)對(duì)測(cè)試過(guò)程中測(cè)試件底部邊界條件予以關(guān)注，建立統(tǒng)一的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)以保證測(cè)試結(jié)果的可信性和可比性。本文僅對(duì)1 200 ℃熱環(huán)境下無(wú)附加界面應(yīng)力條件時(shí)，隔熱瓦產(chǎn)品地面性能測(cè)試中不同底部絕熱材料接觸熱阻對(duì)測(cè)試結(jié)果的影響進(jìn)行了研究。在工程應(yīng)用中，還應(yīng)考慮實(shí)際使用環(huán)境時(shí)接觸應(yīng)力對(duì)接觸熱阻的影響。

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Simulation and Verification of Effects of Contact Thermal Resistance on Performance Test of Aircraft Thermal Insulation Tile at 1 200 ℃

XIA Lin-shi1, YANG Hai-long2, NA Wei1, YANG Kai-wei1, SUN Bo1, SHI Bao-li1

(1. Thermal Protection Experimental Center, Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing 100076, China; 2. National Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Functional Composites Technology, Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China)

The work aims to establish a unified performance test standard for aircraft insulation materials. The heat transfer model of aircraft insulation tile in thermal environment performance test at 1 200 ℃ was calculated by the numerical method. A comparative test of thermal insulation performance of three kinds of thermal insulation materials with different thermal conductivity and surface roughness was designed. The calculated results were basically consistent with the measured data when the combined effects of complete contact heat conduction between the concave and convex points, heat conduction of the contact gap medium and radiation heat transfer of the adjacent interface were considered. It was proved that the contact thermal resistance was the main reason for the inconsistency between the measured data and the ideal heat transfer results. The relationship between thermal diffusivity and heat transfer process under the condition of contact thermal resistance was obtained, and the effect of three different thermal conductivity and roughness bottom insulation materials on thermal insulation performance was quantitatively obtained under the same test conditions. It is concluded that the main reason for the large deviation of test results is the surface roughness. The two contact surfaces are more favorable for heat flux propagation at high temperature. The research results can provide an important reference for the design of aircraft thermal protection system and the determination of performance test scheme.

contact thermal resistance;insulation materials; experimenttest; heat transfer process; numerical simulation; ceramic insulation tile

2022-04-20；

2022-06-17

XIA Lin-shi (1984-), Male, Master.

夏吝時(shí), 楊海龍, 那偉, 等. 飛行器隔熱瓦1 200 ℃性能測(cè)試中接觸熱阻影響仿真與驗(yàn)證[J]. 裝備環(huán)境工程, 2023, 20(2): 042-049.

V416.5

A

1672-9242(2023)02-0042-08

10.7643/ issn.1672-9242.2023.02.006

2022–04–20；

2022–06–17

夏吝時(shí)（1984—），男，碩士。

XIA Lin-shi, YANG Hai-long, NA Wei, et al.Simulation and Verification of Effects of Contact Thermal Resistance on Performance Test of Aircraft Thermal Insulation Tile at 1 200 ℃[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(2): 042-049.

責(zé)任編輯：劉世忠