（人机与环境工程专业论文）典型盖板防热结构性能分析与优化设计.pdf

a b s t r a c t w i mt h er a p i dd e v e l o p m e n to ft r a n s o n i ca n dh y p e r s o n i ct e c h n o l o g y , t h es p a c e v e h i c l ew a sf o r c e dt of a c es e v e r ea e r o d y n a m i ch e a t i n g a so n eo ft h ec r i t i c a l t e c h n o l o g i e s ，t h ef u n c t i o no ft h et h e r m a lp r o t e c t i o ns y s t e mw a st oc o n t r o lt h eh e a t e n e r g ya n dm a i n t a i nt h ev e h i c l es t r u c t u r ew i t h i na c c e p t a b l el i m i t sd u r i n ga e r o d y n a m i c h e a t i n g t h em a s sa n ds i z i n go ft h e r m a lp r o t e c t i o ns y s t e ma f f e c t e dt h er e l i a b i l i t ya n d m o b i l i t yo f v e h i c l ed i r e c t l y a s t u d yw a sp e r f o r m e dt od e v e l o pa nu n d e r s t a n d i n go ft h et h e r m a la n a l y s i sa n d p e r f o r m a n c eo p t i m i z a t i o no ft y p i c a lp a s s i v et h e r m a lp r o t e c t i o ns y s t e m f i r s t , s e v e r a l b a c k g r o u n di n f o r m a t i o nw a sr e v i e w e da n da p p l i e dt ot h ed e v e l o p m e n to ft h e r m a l p r o t e c t i o ns y s t e m g e n e r a la p p r o a c h e st ot h e r m a lp r o t e c t i o nw e r ec a t e g o r i z e da n d c r i t i q u e d t h eo v e ra r r a n g e m e n to ft h e r m a lp r o t e c t i o ns y s t e mo nd i f f e r e n tv e h i c l e s w e r ea l s or e v i e w e d ac u r r e n tt y p i c a lr i g i de x t e r n a lt h e r m a lp r o t e c t i o ns y s t e mc o n c e p t w h i c hw a sc o n s i s t so far i g i de x t e r n a ls h e l lp a n e la n di n n e rl i g h t w e i g h tt h e r m a l i n s u l a t i o nw a sp r e s e n t e da n ds y s t e m a t i c a l l ya n a l y z e d m u l t i l a y e ri n s u l a t i o na n d f u n c t i o n a l l yg r a d e di n s u l a t i o nw e r et w oi n s u l a t i o nc a n d i d a t e sb e i n gc o n s i d e r e df o r n s ei nt h et h e r m a lp r o t e c t i o n s y s t e mo ns p a c ev e h i c l e s t h eb a s i ch e a tt r a n s f e r m e c h a n i s m si np o r o u sm e d i aw a sc o n s i d e r e da n dd i s c u s s e d h e a tt r a n s f e rt h r o u g h i n s u l a t i o n sw a ss i m u l t a n e o u sb ys o l i dc o n d u c t i o n ，g a sc o n d u c t i o na n dr a d i a t i o n c o n v e c t i o ni np o r o u sm e d i aa th i 曲t e m p e r a t u r e sc a nb en e g l e c t e d t h ec o m b i n e d r a d i a t i o na n dc o n d u c t i o nh e a tt r a n s f e rt h r o u g ht h e r m a li n s u l a t i o n sw a sm o d e l e d n u m e r i c a l l yu s i n gf i n i t e d i f f e r e n c em e t h o da n df i n i t ee l e m e n ta p p r o a c h t y p i c a l r e e n t r yt e m p e r a t u r ea n dp r e s s u r ew e r eu s e df o rc a l c u l a t i o n a sb o u n a a r ya n d e n v i r o n m e n tc o n d i t i o n s al a r g en u m b e ro fr e l c v a n tf a c t o r st h a ti n f l u e n c et h et h e r m a l a n a l y s i sa n dt h e r m a lp e r f o r m a n c eo fm u l t i - l a y e ri n s u l a t i o nw e r ei d e n t i f i e da n d q u a n t i f i e d t h er e s e a r c hs h o w e dt h a tf o rf o u rf o i l sm u l t i l a y e ri n s u l a t i o nl o c a t i n gt h e f o i l s3 m ma w a yf r o mt h eh o tb o u n d a r ya n d1 2 m mr e f l e c t i v ef o i ls p a c i n gi st h e o p t i m u md e s i g nw h i c hh a dt h eb e s tp e r f o r m a n c e a tt h el a s tp a r to ft h ed i s s e r t a t i o n ， t h eu s eo ff u n c t i o n a l l yg r a d e di n s u l a t i o nw a si n v e s t i g a t e d d e t a i l e dc o m p a r i s o n sw e r e p e r f o r m e dt op r e d i c tt h et h e r m a lp e r f o r m a n c eo ft w ol a y e r sf u n c t i o n a l l yg r a d e d i n s u l a t i o nw i t hv a r i e dd e n s i t ya n dg e o m e t r y t h ef u n c t i o n a l l yg r a d e di n s u l a t i o nw a s o p t i m i z e dt om i n i m i z et h em a x i m u ms t r u c t u r et e m p e r a t u r ea n dt h em a s ss e p a r a t e l y f o rag i v e nr e e n t r yh e a t i n g t h er e s u l t so fc o m p a r i s o ns h o w e dt h a tf o rt w ol a y e r f u n c t i o n a l l yg r a d e di n s u l a t i o n , am a x i m u ms o l i d i t yo ft h eo u t s i d el a y e ra n da m o d e r a t es o l i d i t yo ft h ei n n e rl a y e rc a r lp r o d u c et h em i n i m u mh e a tt r a n s m i t t e dt ot h e u n d e r l y i n gs t r u c t u r e f o rt h eo p t i m u md e s i g nc o n s i d e r i n gs t r u c t u r ec o n s t r a i n t ，t h e o p t i a l u mf u n c t i o n a l l yg r a d e di n s u l a t i o ni sp r e d i c t a b l ym u c hl i g h t e rt h a nu n i f o r mo n e ， b u th a sab i tl a r g et h i c k n e s sa n dar e l a t i v e l ys m a l ld e n s i t yo p p o s i t e l y , f o rag i v e n t h i c k n e s s ，t h eo p t i m u md e s i g nt r e n d e dt oh a v ear e l a t i v et h i n n e r , l i g h t e ro u t s i d el a y e r u n d e rm a s sc o n s t r a i n t k e y w o r d s ：t h e r m a lp r o t e c t i o ns y s t e m ，t e m p e r a t u r ef i l e d ，m u l t i - l a y e ri n s u l a t i o n ， f u n c t i o n a l l yg r a d e di n s u l a t i o n 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 1 1 研究背景 第一章绪论 1 9 5 7 年第一颗地球人造卫星的发射及1 9 6 1 年第一艘载人飞船一东方号载人 飞船的升空，预示着空间时代的开始。此后，超声速飞行器和高超声速飞行器得 到了迅速发展，经过3 0 多年的不懈努力，在2 0 世纪9 0 代后期，航天技术研究 取得了重大突破，已从概念和原理探索阶段进入以飞行器为应用背景的先期技术 开发阶段。目前，美、俄、法、德、日及印度等国经过多年研究，已经取得不少 技术成果，尤其在推进技术、结构材料、空气动力和飞行控制等关键技术研究方 面不断取得新的进展。超声速和高超声速飞行器的发展大大促进了综合国力的发 展，在民用和军事战略方面都具有重要的意义。西方发达国家，由于其扎实的航 空航天技术基础，在民用设施上，通信技术和空中交通运输能力处于世界领先地 位；在军事领域，也拥有绝对的战争优势权。由于高超声速技术的前瞻性、战略 性与带动性，一些军事技术比较发达的国家开始重新审视本国的军事战略及攻防 体系的构建，高超声速技术受到极大重视。高超声速技术的研究出现了全球化趋 势，以高超声速为代表的新时期军备竞赛已初见端倪。美国与俄罗斯技术已基本 成熟，法国、日本和德国在技术上取得一定的突破，英国、澳大利亚、印度、巴 西、加拿大和韩国等已开始起步。几十年来我国航天飞行器的研制工作也取得了 巨大的成就和突破，神舟五号、六号载人飞船的成功往返，迈出了空天控制战略 性的一步，为今后空间发展打下了重要的基础。可以预料，控制空间将成为未来 高技术战争条件下的战略制高点。因此大力发展进入空间的运载手段，建立全方 位、多层次、灵活机动、快速反应的空天防御体系已经成为一项紧迫的任务。 飞行器高速飞行时，流经飞行器表面的气流由于摩擦等原因受到阻滞，动能 转变为热能，温度急剧升高，产生气动加热现象。气动加热与飞行高度有关，飞 行高度越低，空气密度越大，气动加热越严重。例如在3 0 公里高空，当飞行马赫 数为3 时，温度可达3 0 0 1 2 左右，飞行速度增加到马赫数5 时，温度高达9 0 0 c 。 航天飞机在重返大气层时机头处温度约为1 8 0 0 c ，机翼与尾翼前缘温度为1 4 6 0 ，机身下表面约为9 8 0 c ，上表面约为7 6 0 c 。高温给飞行器设计，特别是结构 强度带来严重的问题，技术上称为“热障”。首先，在高温条件下，材料的强度极 限和弹性模量降低，因此使结构的承载能力降低；同时在快速加热条件下，结构 中形成较大热梯度，产生的附加热应力与载荷作用力所产生的机械应力叠加，影 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 响结构局部或整体的承载能力。其次在高温和热应力的作用下，结构局部或总体 产生过大的变形，破坏部件的气动外形，高温又使结构刚度下降，在几种因素的 综合作用下，会降低结构的固有频率，严重时容易导致危险的结构共振即所谓气 动热弹性问题。此外，过高的外表面温度还会导致阻力的增加，随着飞机器外表 面温度的升高，湍流边界层也将会生成额外的阻力，所产生的巨大摩擦降低会飞 行器的加速能力。第二次世界大战末期，德国v 2 火箭已遇到热障问题。战后出 现了高速飞机，热强度的研究更受到人们重视。除气动加热外，还有其他热源， 如发动机的释热、太阳辐射、核爆炸时的高温辐射等，都构成热环境。随着超声 速和高超声速飞行器的发展，飞行器暴露在高温中的时间增大，所面临的热障问 题更加严重，因此必须要有一个性能良好的防热系统对结构提供保护。 热防护系统( t p s ) 的主要功用便在于控制进入飞行器的热流，使底层主体 结构维持在所允许的温度范围内1 1 1 。热防护系统的构造根据飞行器的任务和外形 有所不同，由于防热结构覆盖在飞行器的外表面，在飞行各阶段受到不同载荷作 用，热防护系统不仅要保持良好的气动外形，还必须在满足防热要求的同时具备 良好的结构性能，如，能够承受飞行过程中因为鸟撞、失效零件脱落等造成的冲 击损伤以及各类恶劣天气冰雹、雨雪的侵蚀。此外，热防护系统的低重和低成本 也成为其必须考虑的重要因素。因此，热防护系统的研制和优化设计是先进天地 往返运载器成败的关键。经过几十年的研究发展，国外在热防护系统工程应用及 理论分析方面都积累了相当的经验，为先进热防护系统的研制奠定了很好的基 础。而我国现有的空天飞行器热防护系统大都是针对战略弹头的，其特点是：外 形简单、时间较短且具有很高的加热率，采用的主要办法是烧蚀热防护。新一代 空天飞行器具有复杂的升力体外形、中低热流和长时间加热等特点，一般宜采用 保持飞行器外形不变的非烧蚀热防护技术。己建立的宏观热防护技术理论已不能 满足要求，发展新的热流预示方法，非烧蚀热防护技术，细观热防护技术和防热 结构的一体化设计技术成为迫切需求【2 j 。 1 2 热防护方案 热防护系统的主要功能在于保证底层结构温度维持在使用温度范围内，因此 热防护系统方案的选择也会因飞行器加热环境、力学环境、飞行轨迹、使用次数、 质量和成本限制的不同而各有所异。如在同一飞行器表面由于不同部位受到的气 动加热不同，所选取的防热方式、防热结构也各不相同。防热方式和结构类型的 决定基本上取决于飞行器表面热流、热载荷的大小和持续时间三个因素。n a s a 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 ( 1 9 6 8 ) 根据能量耗散方式的不同将外部热防护系统分为吸收式和辐射式两大 类。吸收式热防护系统又进一步分为热沉、薄膜和发汗冷却、烧蚀和对流冷却几 类。辐射式防热系统主要为被动防热，将大部分热量以辐射形式辐射掉，仅留小 部分热量被防护系统吸收并传递给底层结构。结构所能吸收的总热量受结构材料 质量、热容、初始和最大使用温度限制。辐射式热防护系统辐射热量与表面温度 四次方成正比q 。= 仃砑4 ，适应范围受限于蒙皮的耐温性；而吸收式热防护系统 则受限于可吸收的总热量。为进步详细介绍已有的热防护系统方案，我们将热 防护系统按照热量转移方式分为三大类，即：被动、半主动和主动防热方案【3 】。 ( 1 ) 在被动防热方案中，热量由表面辐射出去或被防热结构吸收，而不需要工 作流体( 工质) 来带走热量，它可采用三种防热结构，依次为热沉结构、热结构和隔 热结构。热沉结构原理通过快速导热，依靠自身热容吸收热量，防热效率低；热 结构主要依靠辐射方式散热，其耐高温外蒙皮表面涂有高辐射率的涂层，它允许 结构温度持续上升到由表面辐射出去的热量与入射热量相等的温度，但可承受的 总热量有限；隔热结构表面受热并辐射掉大部分热量，隔热层阻止热量继续向自 传递，剩余热量传至次层结构以热沉形式储存。 ( 2 ) 在主动冷却防热方案中，热量全部或绝大部分由工质或冷却流带走，从 而不能传至次层结构。它可采用发汗冷却、薄膜冷却和对流冷却三种冷却方式冷 却，发汗冷却与薄膜冷却方式原理与烧蚀方式类似，由表面喷出的冷却荆吸收大 部分气动加热热量。对流冷却的原理是使冷却剂通过冷却结构中的通道或管路进 行循环，排除气动加热热量。若冷却剂是燃料本身，则吸收的热量可用于预热燃 料。 ( 3 ) 半主动冷却防热方案介于被动防热和主动冷却方案之间。大部分热量要靠 工质或( 空) 气流带走。它可采用两种结构型式，依次为热管结构和烧蚀结构。烧蚀 结构通过烧蚀引起自身的质量损失，吸收并带走大量热量，阻止热量的传递，适 用于表面气动加热十分严重的飞行器部位。但烧蚀后表面形状发生改变，从而影 响气动特性。热管结构最适用于局部加热程度严重而相邻区域加热程度较轻的部 位。热量在严重受热区被热管吸收，并汽化为工质，而所形成的蒸汽流向较冷端 冷凝并排出热量，最后冷凝了的工质又依靠毛细作用渗过管壁返回严重受热区循 环使用。 此外随着先进材料、电子技术的发展，出现了许多新的防热方法，如将具有 高热传导率的纤维植入机翼前缘的被动防热方法( 与热管效果相同) ，采用前向 的“流动脉冲”调整飞行器气动特性，同时冷气层保护飞行器表面的方法( 类似 于薄膜冷却) ，引入磁场与强激波生成的电离粒子作用，改变飞行器气动特性及 表面的气动热分布方法。 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 1 3 热防护系统典型结构及材料 目前，国内外对航天器隔热结构的研究主要集中在被动热防护系统方面，一 般除在控制面处采用热结构外，飞行器的大部分表面均采用隔热结构。根据飞行 器表面温度范围的划分，可采用不同的热防护结构进行保护1 4 j 。 ( 1 ) 增强c c 热结构( r c c ) ：由碳一碳复合材料组成，其可重复使用的最高温 度达1 5 9 6 。c 。具有较好的高温特性，但抗氧性较差，5 0 0 左右便可在空气中发 生氧化。因此在增强c c 结构表面加有s i c 涂层以防止其在高温下氧化。r c c 表 面隔热瓦的使用温度为一1 5 6 1 6 5 0 ，其可重复使用的最高温度达1 5 9 6 。密度 为1 6 5 6 , 1 8 5 6 k g m 3 ，且抗疲劳性能好，但隔热效果较差。室温和1 3 7 1 横向热导 率约分别为6 4 9w m k 与1 1 8 3 w m k ：室温和1 3 7 1 纵向热导率分别约为 4 3 2 w 细k 与7 6 4w m k 。此外新的陶瓷基复合材料( c m c ) 主要包括c s i c 和s i c s i c 。与在原来c c 材料相比，它们具有更好的强度、刚度和抗氧化性。 c c 热结构通过浮动连接件与机翼机械连接以降低由于机翼偏移造成的载荷 影响，面板之间采用t 型密封件封闭。这种封闭允许r c c 有横向移动。同时又可消 除r c c 与机翼间的热膨胀并阻止外表的高温气流进入机翼前缘的缝隙。这种密封 件也是用r c c 材料制作的。由于碳是良好的热导体，因此相邻的铝合金结构和金 属连接件仍需采用内部隔热层进行防护。c c 热结构在机翼前缘，锥帽、机身襟 翼等控制面处等高温区域得以广泛应用。美国x - 3 3 在鼻锥帽、控制面前缘等高温 区域采用抗氧化c c 热结构，在升降翼和固定整流罩使用了新型陶瓷基复合材料 c s i c ；日本h o p e 在表面高温区，如机头锥帽、机翼前缘、翼尖翼尾及升降幅翼 和机身襟翼处均采用了增强c c 热结构形式。 ( 2 ) 陶瓷防热瓦：刚性陶瓷防热瓦首次应用于美国航天飞机，已经历了多次 的飞行考验。美航天飞机所使用的防热瓦主要包括高温重复使用表面隔热瓦 ( h r s i ) 和低温可重复使用表面隔热瓦( l r s i ) 。h r s i 用在温度较高的区域( 6 5 0 1 2 6 0 ) ，如前部机身窗口区域，飞行器腹部区域垂直尾翼前缘和尾部，襟翼上 部等位置；而l r s i 则主要用于温度6 5 0 c 至u3 7 0 的表面，如机身中前段和机身 上表面。陶瓷防热瓦主要由低密度、高纯的s i 0 2 ( s i 0 2 9 9 8 ) 纤维制造而成，它 是将含s i 0 2 胶体和水的混合物浇注成块体，然后经高温烧结成多孔的陶瓷防热瓦 材料。由于陶瓷防热瓦是多孔材料，必须进行防水处理。一般在h r s i 的表面涂刷 一层黑色厚约1 6 1 8 m m 的硅化物和硼硅盐玻璃的涂层，热辐射系数为o 8 5 ：l r s i 表面涂有白色光学一吸湿涂层，热辐射系数为o 8 ，吸收系数为o 3 2 。 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 由于防热瓦疏松、质脆，与一般金属材料的膨胀系数相差大，再入时防热瓦与 铝合金结构有数百上千的温差。故当防热瓦与金属机身连接时，机身上的机械变 形和热膨胀会使其破坏。因此将防热材料制成小块瓦片覆盖机身，相邻瓦片设置 一定间隙，同时通过应变隔离垫s i p 与铝合金结构相连，使机身的变形大部分被 应变隔离垫吸收，避免了机身的机械变形和热膨胀对防热瓦的破坏。尽管如此， 由于防热瓦维护更换工作量大，应变隔离垫在高剪切力作用下易产生疲劳等众多 不可忽视的缺点，除了早期研制的美、前苏联航天飞机大面积使用陶瓷防热瓦外， 后期研制的运载器上已经很少大规模使用这种防热结构，但由于这种防热结构在 技术上已经比较成熟，飞行经验多，在教高温区域仍有一定的竞争力，各国在研 制新型防热系统的同时并未放弃对此的研究，在原有陶瓷瓦隔热瓦的基础上得到 了不断的改进。 图l陶瓷防热瓦结构示意图 ( 3 ) 柔性隔热毡( f r s i ) ：为轻质柔性棉被式防热结构，与刚性陶瓷防热瓦相 比，防热结构与内部冷结构的变形协调产生的应力较小，减少了制造和安装方面 的复杂性，可不通过应变隔离垫而直接与铝蒙皮胶接或由常温固化硅橡胶 ( r t v 5 6 0 ) 粘贴在机身铝合金结构上，且能够制成大尺寸隔热毡，易于检查和维 护，主要用于承载不大的较低温区，如机身上表面和机翼上表面后段以及机身两 侧。 第一代柔性防热材料由聚芳酰胺纤维编织而成，最高使用温度为3 7 0 c ；第 二代柔性防热材料由石英纤维组成，使用温度为7 5 0 c ；目前美国已经发展到第 三代陶瓷隔热毡，是一种由碳化硅织物整体编制，采用二氧化硅、三氧化二铝和 硼硅酸铝作为隔热材料的新型可改制性柔性毡，其密度及导热率与第二代相似， 且在1 4 8 0 c 仍具有良好的稳定性。柔性隔热毡曾应用于美国x - 3 3 飞行器背风面 及法国h e r m e s 机翼上表面和中上机身位置处。从柔性防热结构的优点和目前的 应用研究发展来看，相比于陶瓷防热瓦，柔性防热结构较有发展前途，仍为未来 空天飞行器低温区防热结构备选方案。 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 图2 表面柔性毯结构示意图 ( 4 ) 盖板防热结构：盖板防热结构主要包括两类元素，即承受机械载荷的元 素( 如机械外壳，紧固件，支撑结构) 和承受热载荷的元素( 如内部隔热层、密 封圈和隔热毡等) ，有利于将机械功能和防热功能分开处理，以便在各自领域内 选择最佳的材料类型。目前得到应用的两种盖扳式结构主要为金属t p s 系统睁j 和 复合材料盖板防热结构1 6 】。 图3 金属和非金属盖板热防护结构示意图 金属t p s 由金属外壳与内部的轻质陶瓷纤维隔层组成，通过机械紧固件与底 层结构相连。高温区采用高温合金，低温区则采用钛合金。外部面板采用蜂窝夹 板形式以增加机械承载能力和耐久性。但金属热防护系统的初始成本较高，且机 械紧固件也需要特殊的设计。金属t p s 的发展经历了钛合金多层壁结构( t i m w ) 一超合金金属热防护系统( s a h c 卜钛合金蜂窝金属热防护系统( t i h c ) 一先进 金属热防护系统历程。复合材料盖板防热结构主要由陶瓷复合材料盖板，内部隔 热材料和机械支撑构成，机械外壳材料选择耐高温c c s i 或c s i c s i 材料，内部 隔热层则选择轻质柔性防热材料，以降低整体重量。例如法国h e r m e s 航天飞机 在较高温区迎风面区域采用了复合材料盖板+ 多层隔热的防热结构，外壳材料选 择耐高温的c c s i 材料，厚度约为1 5 r a m ，通过支座与底层冷结构相连。内部多 层隔热结构由多层隔热材料和屏蔽材料相间组成，不同温区采用的隔热材料和屏 蔽材料有所不同，隔热材料主要为a 1 ：0 。或s i 0 。材料，屏蔽材料主要为铝、镍、 铂基合金。 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 1 4 热防护系统的布局 热防护系统的布局受飞行器构形、迹线等多方面的限制。目前可重复使用飞 行器主要包括两种构形：翼身组合体( 如x - 3 4 、x - 3 7 和航天飞机) 、升力体构形 飞行器( x 一3 3 和x - 3 8 ) 。不同构形选择的热防护系统也各不相同，其中翼身组合 体飞行器在飞行器大部分表面采用陶瓷隔热毡，而前缘则采用刚性的陶瓷隔热 瓦；升力体构形飞行器机身表面采用金属蜂窝面板，鼻锥和前缘则由c c 材料组 成。构形的选择主要取决于不同的推进系统，以吸气式发动机为动力的飞行器利 用大气中的氧气，大气层中预先达到入轨速度。这要求飞行器具有相对较小的阻 力外形，如小迎风面斜角，细长体外型等，但这样的外形会导致较严重的气动加 热，特别在头锥和迎风面部位更为突出。为达到大气中加速目的，飞行器需要较 长的上升迹线，上升段受长时间的热载影响：而以火箭为动力的飞行器以低温氢、 氧作为燃料，利用火箭发动机爬高进入轨道，再入迹线较长。这样的飞行器构型 多取决于燃油箱和再入时的气动热环境。 美国航天飞机轨道器采用垂直发射水平着陆两级入轨形式，其热防护系统采 用了c c 热结构、陶瓷防热瓦和柔性隔热毡方案。鼻锥和机翼前缘的再入温度最 高为1 2 6 0 1 6 5 0 ，采用c c 热结构，鼻锥是由鼻锥帽、隔离垫和膨胀垫组成 的圆形开放式薄壁空腔整体结构，机翼前缘为增强c c 板组成的弧形开放式薄壁 空腔结构。迎风面再入温度为3 7 0 1 2 6 0 ，采用可重复使用的表面陶瓷防热瓦 结构；背风面再入温度低于3 7 0 ( 2 ，采用柔性表面隔热系统。日本的小型航天飞 机( h o p e ) 也采用类似的防热系统。以吸气组合式发动机为动力的空天飞机，如 美国的x 一3 0 n a s p 、德国的s a n g e r 、英国的h o t o l 等f 7 l 多采用水平起飞水平 着陆单级入轨形式，除在最高温区采用碳碳热结构或陶瓷基复合材料外，机体 大面积防热系统一般采用金属或金属基复合材料热结构或面板结构形式，在较高 温区采用碳，碳面板或陶瓷盖板结构。美国x 3 3 冒险星技术验证机在迎风面采 用i n e o n e l 6 1 7 蜂窝面板+ 高温纤维隔热可完全可重复使用的金属t p s 系统j ，t p s 面板的尺寸随飞行器位置而变化；背风面覆盖针织编织先进柔性整体隔热毡。 欧洲试验型可重复使用飞行器p r e - x 在鼻锥、机翼前缘和襟翼处均采用c m c 热 结构，迎风面大部分面积采用c c s i 盖板防热结构，较低温区如机身上部采用陶 瓷柔性隔热毡( f e i ) 或金属热防护系统。 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 图4 不同飞行器热防护系统布局 由于热防护系统在设计过程中受到防热结构和材料研究水平的制约，各国在 总体方案的选择上均有各自显著的特点，但总的来看，在高温区如机头锥帽、机 翼前缘处均采用了s i c s i c 、c s i c 或c c 等热结构形式，在较高温区，已得到 广泛应用的刚性陶瓷防热瓦结构由于自身不可避免的质脆、疏松等缺点，仍需要 大量的改进。而以镍基合金为主的金属热防护系统和陶瓷盖板等各种非金属防热 系统加强了防热结构自身的优化设计，提高了飞行的可靠性，则成为新的青睐对 象；在较低温区由于气动加热热流密度较低，对防热结构和材料的性能要求不高， 有很大的选择余地，主要备选的防热结构形式和材料为柔性隔热毡，陶瓷板加隔 热层以及以钛合金为主的金属多层壁防热结构。未来高超音速飞行器对防热结构 和材料的要求更加苛刻，“热走廊”的设计思想将被突破，若主动冷却技术得到 广泛应用，防热结构形式和布局将有大的改变，但由于这些技术仍处于探索研究 阶段，在相当长一个时期内将不会有大的变动。 可以看到，航天飞行器的热防护系统正从早期的“热防护和结构分开”方案 向“热防护一结构一体化”方向发展，防热系统性能逐渐提高。国外在热防护系 统方面已做了多方面的研究，通过航天飞机轨道器，陶瓷防热瓦和柔性隔热毡等 可重复使用热防护系统得到了广泛的证实，但存在不少隐患，仍亟待改进和发展。 金属热防护系统和复合材料盖板防热结构经过试验和验证也逐渐达到技术上的 成熟，成为新的极具竞争实力的备选对象。而国内目前的可重复使用热防护系统 正刚刚起步，如何验证不同热防护系统的可靠性，建立有效的热防护系统布局。 确定热防护系统下的结构轮廓，对今后我国天地往返运输系统和空天作战武器的 发展具有重要的意义。 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 1 5 本文主要内容 在空天飞行器再入过程中飞行器表面气动加热严重，热防护系统外表面迅速 达到最高温度，但传热至系统内部仍需一定时间，在热防护系统厚度方向上出现 较大热流梯度，而往往在飞行器着陆后，飞行器结构及t p s 内部结构才达到最大 温度。如何根据其特点，最大限度地利用热流，降低热防护系统质量，是热防护 系统设计的关键，空天飞行器外表面所需的t p s 质量也主要由传热分析确定。本 文以典型的盖板式防热结构为研究对象，通过高超声速飞行器再入条件下的传热 分析，实现热防护系统和飞行器结构的瞬态温度响应分析及t p s 的质量预测。由 于在热防护结构中隔热层占据了大部分体积，其主要作用在于减少进入底层飞行 器主体结构的热量，因此对隔热纤维的隔热性能分析及其优化设计是提高热防护 系统性能和降低热防护系统质量的重要途径，而多层隔热结构和梯度材料为目前 空天飞行器热防护系统内部隔热层的主要备选。本文以多层隔热结构和梯度材料 为进一步分析对象，详细分析了不同设计参数对其隔热性能的影响，并在给定条 件下实现热防护系统的质量和性能优化。主要研究内容包括： 建立包括外部面板、内部隔热层和飞行器表面结构在内的热防护系统瞬态传 热模型，探讨纤维材料内部气体传导、固体传导和辐射相耦合的复杂传热机 理，建立瞬态传热条件下的控制方程和边界条件，分别采用相继离散差分法、 耦合离散差分法及有限元素法对控制方程进行空间和时间上的离散，得到相 应的温度场计算公式。 根据所建模型对多层热防护系统进行参数化求解，对影响隔热性能的多个因 素如反射屏的分布、屏间纤维席厚度、反射屏与边界距离进行分析，比较不 同情况下多层隔热结构的隔热性能，为多层隔热结构的优化设计提供参考。 并对具四层反射屏的多层隔热结构进行瞬态温度响应求解，优化其隔热结构 设计，得到隔热性能最佳时隔热结构的参数分布。 由于在纤维隔层内部存在较大的温度梯度，在不同区域采用不同密度的隔热 材料可达到较轻的质量。以功能梯度材料( f g m ) 作为内部隔热层的填充材 料，对具有双层隔热材料的隔热纤维进行分析，研究不同体积比变化与隔热 性能的影响规律。并在给定质量和温度限制条件下，以隔层密度和隔层厚度 为分析变量，对功能梯度材料进行优化，得到最佳隔热性能时梯度材料厚度 和体积比的分布。 西北工业大学硕士学位论文第二章典型热防护系统传热分析模型 第二章典型热防护系统传热分析模型 2 1 传热分析模型 热防护系统的设计必须考虑气动外形强度、热应力、隔热、安全系数和工艺 要求等诸多因素，在热防护系统设计中传热分析是分析过程中重要的中间环节， 它处于气动热分析与结构热力学分析之间，并与其他两个分析过程相互影响。传 热分析以气动热分析结果作为输入条件，通过分析计算得到用于后继相关热应 力、热疲劳等分析的结构温度分布，并预测确保内部结构在使用范围内所需的热 防护结构质量。 根据国外已有热防护系统分析、设计经验，航天飞机空天飞行器的热分析 体系主要包括六种热分析模型1 9 】：t p s 一般热模型、精细的热结构和热防护系统 模型、冷结构热模型、内部热交换模型及详细的内部热控系统和设备热模型。一 般热模型主要根据外部边界条件确定防热和隔热结构的尺寸，并与公用的内部热 交换模型相耦合；精细热结构和热防护系统模型在于建立襟翼、机翼前缘等热结 构和防热瓦、隔热毡等典型热防护系统的详细分析模型，获得结构的精确温度分 布，得到的温度可作为已知条件直接传递给力学模型进行热应力分析；冷结构热 模型的目的是为得到冷结构的温度分布；通过内部热交换模型和详细的热控系统 模型和设备热模型导出内边界条件和绝热层需求。不同类型的热分析模型并非彼 此独立，完整的热分析模型囊括了外部热防护系统的分析设计及内部冷结构和热 控系统的分析。结构形式的复杂化，控制变量的增加，在增加试验难度的同时也 增强了理论分析的重要性和依赖性，因此在热分析研究过程中，应根据不同的结 构建立相应的简化热分析模型，通过各类模型的相互配合最终实现全机范围的热 防护系统热分析及优化设计。 在上升再入过程中运载器表面的热流密度随位置而变化，热防护系统的分 析和设计不可能实现运载器表面的逐点分析，因此在建立热防护系统传热分析模 型时为满足全机范围内的计算要求，需对实际结构进行简化处理。从已有国内外 文献来看，在t p s 瞬态温度响应分析和质量预测时多采用真实结构的一维和二维 模型简化。只有t p s 最大温度出现在内部连接件区域时才需建立三维分析模型， 考虑t p s 内部连接件附近区域的温度分布。二维模型与维模型相比，更多的反 映出左右边界和连接件的影响，而两者在预测t p s 中心线位置温度和底层冷结构 西北工业大学硕士学位论文第二章典型热防护系统传热分析模型 温度差别很小【l o 】。考虑到t p s 传热分析和初步的热防护系统各部分尺寸定义是热 分析体系首要进行的任务，且t p s 边界处区域涉及到气动热流密度跃变及复杂的 缝隙传热问题，边界的影响不止局限于一般传热问题中边界结构的处理，因此本 文采用忽略边界作用的一维传热分析模型。 典型盖板热防护系统主要由机械外壳与内部的轻质纤维隔层组成，通过机械 紧固件与底层铝合金结构相连。外部面板是热防护系统的重要部件，因为它直接 与外部环境相接触，须能有效地承受因温升带来的气动压力，同时具有抗氧性。 t p s 隔热层多采用非承载的纤维隔层( 如s a m l 纤维隔层) 或金属泡沫材料等。 纤维隔层易弯曲必须靠薄片或次级防热结构支撑，金属泡沫材料密度小具有相对 较低的传导系数和一定的承载能力，此外，功能阶变的泡沫材料也进一步改善了 纤维的传热性能，具有广泛的应用前景。 图5t p s 传热分析模型 在进行t p s 传热分析时，以往文章多假定飞行器表面为绝热结构，忽略了飞 行器内部结构热损耗。但由于飞行器表面结构与内部的加强结构( 如肋和桁条) 相连，蒙皮受热后以传导、对流和辐射的方式向内传热，使内部结构温度发生变 化，因此由绝热边界条件所得的t p s 分析结果偏于保剞“】。以金属热防护系统 为例，在忽略内部传热的情况下，至少需要7 6 2 m m 隔热层厚度，且隔热材料密 度为6 0 4 8 k g m 3 才能保证主体结构的温度需求“2 1 。b l o s s e r 对仅考虑简单内部辐 射情况下的金属热防护系统进行分析1 1 0 j ，发现与绝热边界条件情况相比较，当内 部辐射率为o 5 时，所需t p s 总厚度减小4 5 ，质量降低2 4 。由此可见，在设 计t p s 时，内部结构的传热对t p s 热分析和重量优化有着重要影响。因此，建 立热分析模型时，t p s 系统必须与内部结构模型一起考虑，实现热防护系统与内 西北工业大学硕士学位论文第二章典型热防护系统传热分析模型 部结构的一体化设计，才能得到更加精确的t p s 重量分析模型。由于真实的热损 耗与飞行器构型及飞行器表面具体位置紧密相关，为简便起见，我们假定飞行器 内部结构为大的常温容器( 温度保持在2 8 6 - - 2 8 7 k ) ，飞行器表面结构通过一些低 密度纤维隔热层与内部结构相连，利用低密纤维隔层的传热模拟内部热损耗。考 虑到隔热材料与上下面板之间存在着固体的不连续性，因此在边界处设置o 2 m m 间隔，仅考虑空气在此处的传导作用，所建传热模型如图5 所示。在热防护系统 传热分析时采用以下基本假设： ( 1 ) 忽略结构在平面方向上及因支撑结构传热所引起的温度变化，假定热 流由外向内传递，仅考虑厚度方向的热流梯度，将问题简化为无热源一维非稳态 传热。 ( 3 ) 铝合金结构和飞行器内部环境间的传热由内部纤维传热模拟，内部环 境做常温面板处理。 ( 3 ) 在模拟飞行器再入传热时需对热防护系统施加再入初始温度，而初始 温度的确定取决于飞行器外型及再入前的飞行轨迹。鉴于目前可重复使用飞行器 的再入前温度多为5 0 0