美国rlv技术计划与防热方案

美国rlv技术计划与防热方案

重型振动是降低天地返回系统的运输成本，提高操作效率的有效途径。这是未来航空航天技术发展的必然趋势。为了替代结构复杂的航天飞机,美国提出了RLV技术计划,其中以X-33技术为核心,其热防护问题则是决定整个技术计划能否成功的关键因素之一。美国在控制空间、主宰机动、全球交战等作战概念指导下,期望到2020年建立一支由以火箭为动力、跨大气层、可重复使用的空天作战飞行器组成的航天军。显然,这些高超音速飞行器在重返大气层时均要经受严重的气动加热,因此均需考虑可重复使用航天器的防热问题,即要求热防护系统(TPS)能使结构温度控制在可允许的范围内,确保各项任务顺利完成。1防热系统方案航天运输系统主要包括运载火箭、航天飞船、航天飞机、空天飞机(含火箭航天飞机)和其他一些有效载荷回收器(舱)、人员应急返回飞行器以及某些轨道转移飞行器,它们的任务需求、设计目标、使用次数、飞行轨迹、气动外形和工作环境都不尽相同,其气动加热状况迥异,因而其防热系统类型和方案也千差万别。加热、传热和防热原理是设计防热系统方案的基础,其决定因素主要是加热环境、力学环境、使用次数、质量和成本限制。首先,所需要的防热系统和结构的类型基本上取决于飞行器表面加热(热流和热载荷)的大小和持续时间,即使在同一个飞行器上,由于表面加热不同也可能采用几种不同类型的防热系统和结构布局。通常所考虑的主要防热系统方案可分为三大类,即被动防热方案、半被动防热方案和主动防热方案,各类防热方案又包括若干种防热结构形式,见图1。图中所列防热系统方案的结构是按承受热载荷(总加热量)的能力大小递增顺序排列的。1.1热存储的作用机理在该方案中,热量由表面辐射出去或被吸收,不需要工作流体(工质)来排除。它可采用3种不同的防热结构形式,依次为热沉结构、热结构和隔热结构。(1)热沉结构。这种结构几乎吸收了全部入射热量,并将其储存在结构中,故又可称为热汇防热。它是一种最简单的吸收式热防护系统,工作机理是快速导热,并依靠自身的热容吸收热量,因此需要更多的热质量来提高存储热量的能力。该结构仅限用于短时热脉冲状态,其特点是结构较简单可靠,能保持气动外形不改变,但防热效率太低。(2)热结构。这种结构主要依靠辐射方式散热,其外蒙皮用耐高温材料制成,表面涂有高辐射率的涂层,以提高防热层表面的辐射散热能力。在受热的同时,它将以辐射的形式向周围发散出大量热能。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(即辐射平衡温度)为止。该结构的特点是不受热脉冲持续时间的限制,但有一个可承受总热量的限制值。此外,该结构可保持气动外形不变。(3)隔热结构。这种结构兼有热沉结构和热结构二者的特征,一般可认为是表面隔热结构。其表面受热,并辐射掉大部分入射热量,而隔热层则阻止剩余入射热量中的大部分向内传递,最后仅有一小部分热量传至次层结构,并以热沉方式存储在此结构中。该结构也可保持气动外形不变。1.2热压烧蚀结构该方案介于被动防热和主动冷却方案之间,大部分的热量靠工作流体或(空)气流带走。它可采用2种结构形式,依次为热管结构和烧蚀结构。(1)热管结构。这种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。(2)烧蚀结构。这种结构适用于表面气动加热十分严重的飞行器部位。该结构通过烧蚀引起自身的质量损失,吸收并带走大量的热量,阻止热量的传递,起到保护内部结构在一定温度范围内正常工作的作用。但是,由于烧蚀体(材料)在这一过程中被消耗掉,因而只能一次使用或要求重新进行修复,故限制了使用持续时间。该结构的特点是能通过质量交换和热量交换进行自身调节,但表面形状发生改变,从而改变了气动力特性。1.3冷却系统组成在该方案中,热量全部或绝大部分由工质或冷却流带走(可能有很小一部分被反射掉),所以不会传至次层结构。它可采用3种冷却方式,即发汗冷却、薄膜冷却和对流冷却。(1)发汗冷却和薄膜冷却结构。这2种冷却方式所依据的原理与烧蚀方式类似,由表面喷出的冷却剂吸收了大部分由于严重气动加热产生的热量,使其不能传至次层结构。这2种冷却系统均利用泵压系统来汲取远处槽(箱)中的冷却剂,但表面喷出方式不同。发汗冷却通过多孔表面喷出,薄膜冷却则从不连续的缝隙中喷出。这2种结构的特点是可以保持多孔结构表面的完整性,对气动力特性基本没有影响,但难以保证多孔壁一直畅通。(2)对流冷却结构。这种结构的原理是使冷却剂通过位于冷却结构中的通道或管路进行循环,将所吸收的较严重气动加热带来的绝大部分热量排除,仅有极少部分热量被辐射掉,而且几乎全部的入射热量都是通过外蒙皮传入结构中的冷却剂的。此外,如果冷却剂就是燃料本身,热量并不消耗掉而用于预热燃料,所以这种系统实质上是一种再生冷却系统。它可分为直接冷却和间接冷却2种,见图2。由图2可见,直接冷却系统由氢燃料直接流经冷却面板带走热量,然后进入发动机燃烧;间接冷却系统则由二级冷却剂依次通过冷却面板和热交换器循环使用,再由热交换器将热量传递给氢燃料。显然,这种对流冷却热防护系统非常适合于以低温氢燃料为推进剂的防热-推进一体化结构。在各类防热系统、结构中,除烧蚀防热结构和高温合金热屏蔽式隔热结构适合于一次性使用的战略导弹和航天飞船外,其余结构均适用于可重复使用飞行器。2主动冷却系统防热材料是一种在战略、战术武器和航天飞行器上使用的专用功能材料,用以防护工程结构在气动热环境中免遭烧毁破坏,并保持结构所需的气动外形。对于可重复使用航天器,尤其是空天作战飞行器的防热系统,要考虑防热系统是否耐用,是否便于检查、维护、维修,以及热保护系统自身所占用有效载荷的成本等。主动冷却系统的结构和技术较为复杂,检查、维护、维修也不方便,尚需进一步研究;而被动防热系统结构简单,技术可靠,易于实现,所以各国更倾向于选用被动防热系统。2.1材料上的应用被动热防护系统的热结构主要选用耐(高)温、抗氧化的碳/碳或陶瓷复合材料以及相应的金属合金或金属基复合材料;隔热结构的主要选材是氧化硅、氧化铝等轻质、隔热的陶瓷材料及耐久性金属材料(用作面板材料)。在半主动防热系统中,热管结构多用碳/碳或陶瓷基复合材料制成基本结构(面板),用耐高温金属材料制成热管;烧蚀结构中的防热材料主要选用低密度烧蚀材料,一般为弹性体(如甲基、苯基硅橡胶)和碳化烧蚀材料(如酚醛、环氧树脂或再添加石英纤维、酚醛小球),也曾采用过高密度烧蚀材料(如石棉玻璃布等)。在主动热防护系统中,各种防热结构多采用金属材料,仅对流冷却结构中的(热交换器)面板或盖板可选用高导热石墨/铜或碳化硅/钛等复合材料。2.2被动防热系统防热方案美国和前苏联的大型航天飞机,最高温区即机头锥帽和机翼前缘的峰值温度可达1650℃,多采用碳/碳薄壳热结构(RCC、ACC);较高温区即机身机翼下表面温度为600～1260℃,多采用陶瓷刚性防热瓦(RSI)、纤维耐火复合材料(FRSI)、高温特性材料(HTP)和氧化铝增强热屏蔽材料(AETB、TUFI)等;较低温区即机身机翼上表面温度为650℃以下,多采用陶瓷柔性隔热毡、先进柔性重复使用隔热毡(AFRSI)或可改制先进柔性隔热毡(TABI)。该防热方案已完成新颖、独特的防热系统、结构及材料的设计,但由于航天飞机方案的下马而未能付诸实施。日本高超音速飞行试验(HYFLEX)飞行器于1996年2月发射升空,其防热系统为碳/碳头锥帽、碳/碳襟翼、中密度陶瓷防热瓦和柔性表面隔热(FSI)毡,在试验飞行过程中防热系统性能良好。集助推级和轨道级于一身的单级入轨空天飞机采用吸气式发动机(超燃冲压发动机)和穿越大气层的高超音速飞行器,气动加热十分严重,尤其是在上升段马赫数可达25,机头锥的峰值温度更高达1700℃以上,机翼前缘和发动机进气道温度也很高,而内部低温储箱内却为-253℃的低温,因此在最高温区即机头锥与机翼前缘需采用半主动(难熔金属热管结构)和主动冷却结构(金属或石墨/铜高导热材料热交换器面板对流冷却结构),并应考虑进气道斜坡处选用适当的热结构形式;大面积的机体可采用金属或金属基复合材料热结构或面板加隔热层结构;在较高温区可考虑采用碳/碳、碳/陶瓷或高温合金、钛铝化合物、金属基复合材料面板结构;在较低温区则可考虑采用钛合金、钛铝化合物或钛基复合材料热结构等。被动防热系统中的碳/碳或陶瓷基复合材料薄壳热结构是可重复使用航天飞船、航天飞机和空天飞机最高温区如头锥帽、翼或舵面前缘的唯一重要选用结构;蒙皮-桁架热结构是空天飞机机体的主要备选结构;各种隔热结构则适宜于用作可重复使用航天飞机、空天飞机和航天飞船的大面积防热结构;半被动防热系统中的对流冷却结构是未来可重复使用的高超音速航空航天器最高温区如机头锥帽、机翼前缘和发动机结构的必选防热结构。3航天器的热防护系统随着航空、航天技术的发展,空间已成为维护国家安全和国家利益必须占据的“制高点”,发展我国高可靠性、能够快速反应的可重复使用航天器已成为议事日程中的一项重大课题。借鉴国外热防护系统的发展历程和发展趋势,我国可重复使用航天器的热防护系统的研究应着重在如下几个方面:(1)鼻锥、机翼前缘等气动加热严重的区域宜采用技术较成熟的碳/碳材料。通过织物增强层的晶须化处理使碳/碳的层间强度提高,并通过研制C/SiC/Si3N4梯度功能材料来提高碳碳材