高超声速刚性陶瓷隔热瓦的发展与应用

高超声速刚性陶瓷隔热瓦的发展与应用

高超速机场在顶层上航行，其气动力和热量环境非常严格。材料和热保护技术是关键之一。刚性陶瓷隔热瓦兼具承载和隔热功效,在航天飞机及X系列飞行器上已经使用。刚性陶瓷隔热瓦是高超声速飞行器的潜在热防护材料之一,对此类材料的发展历程及性能进行了深入分析,并思考其在高超声速飞行器上使用面临的问题,具有现实意义。1刚性陶瓷隔膜瓦li-400刚性陶瓷隔热瓦是由耐高温陶瓷纤维(如石英、氧化铝、硅酸铝纤维等)与无机粘结剂在高温下烧结而成的刚性多孔材料,相对于烧蚀材料,刚性陶瓷隔热瓦具有高维形、可重复使用的优点,从20世纪80年代开始在美国航天飞机上得到了广泛应用,性能不断得到改进与完善,X-43A和X-51A高超声速飞行器均大面积使用了刚性陶瓷隔热瓦。刚性陶瓷隔热瓦的发展大致经历了三代。洛克希德公司于1972年研制出第一代刚性陶瓷隔热瓦,并于1975年扩大生产。这类隔热瓦为全石英纤维刚性陶瓷隔热瓦,有两个不同密度的牌号:LI-900(0.144g/cm3)和LI-2200(0.352g/cm3)。LI-900以硅溶胶为粘结剂、纯度为99.7%的无定形石英纤维为骨架高温烧结而成。为提高隔热瓦的机械强度,以便用于航天飞机载荷高度集中的区域,洛克希德公司又研制了高密度的LI-2200。该刚性陶瓷隔热瓦仅靠高温煅烧粘结石英纤维而成,并加入2%左右的SiC超细粉作为抗辐射剂。根据表面涂层的不同,第一代隔热瓦又可分为两类:涂有黑色高发射率涂层的高温可重复使用表面绝热材料(HRSI),应用于650℃～1260℃的高温区域;涂有白色高发射率涂层的低温可重复使用表面绝热材料(LRSI),应用于370℃～650℃的较低温区域。1978年,NASA研制出第二代刚性陶瓷隔热瓦——耐火纤维复合材料隔热瓦(FRCI)。FRCI隔热瓦由78%的石英纤维和22%的硼硅酸铝纤维(3M,Nextel312)组成,并加入2%～3%的SiC作为抗辐射剂,硼硅酸铝纤维在高温下释放出氧化硼,在纤维搭接点处形成硼硅酸盐粘结点。FRCI密度仅为LI-2200的55%,而强度更高,从第三架航天飞机发现者号(1981年)开始,代替了大部分LI-2200隔热瓦。第三代刚性陶瓷隔热瓦为1980年研制的高温特性材料(HTP)。这种复合材料由78%的石英纤维、22%的氧化铝纤维以及3%的氮化硼组成,其中BN是纤维粘接剂的必要来源,同时还起到抑制石英纤维析晶的作用。1985年,美国宇航局下属AMES研究中心在此基础之上还研制出另一种高温使用材料——氧化铝增强热屏蔽瓦(AETB)。该隔热瓦由68%的石英纤维、20%的氧化铝纤维以及12%的Nextel312纤维组成,其中氧化铝纤维的加入提高了材料的耐温性,硼硅酸铝纤维中的硼提供了纤维粘结必需的粘结剂。HTP与AETB隔热瓦均添加2%的SiC作为抗辐射剂。刚性陶瓷隔热瓦在航天飞机以及X系列飞行器上的应用已显示出优异的隔热性能及可重复使用性,然而随着航天技术的发展,势必对隔热材料的综合性能提出更高要求。为提高刚性陶瓷隔热瓦的隔热性能及其耐用性,NASA及其研究中心一直开展对现有隔热瓦的改进研究,主要集中在如下方面:1抗辐射剂和抗辐射剂的制备有两种基本途径:一是在纤维中直接掺入抗辐射颗粒,或者通过溶胶凝胶法在纤维表面原位复合抗辐射剂。另外一种方法是采用反射金属箔,这种结构能有效的阻挡辐射传热,但同时会使使用温度降低。2产品的热瓦复合气凝胶的纳米多孔结构能有效地降低对流传热。Ames研究中心1999年报道了将航天飞机隔热瓦复合二氧化硅气凝胶经超临界干燥制得了二氧化硅气凝胶-隔热瓦复合材料。相比原隔热瓦,复合材料的热导率降低的同时强度得到了提高。气凝胶-隔热瓦复合材料常压下80℃热导率约为0.03W/m·K,500℃为0.09W/m·K,与原隔热瓦在真空下热导率相当。3etb隔膜瓦组合为提高隔热瓦的抗冲刷性及耐温性,提出多层组合结构隔热瓦方案:将两种不同密度的AETB隔热瓦由氧化铝或氧化硅粘结剂粘结在一起,高密度的AETB隔热瓦具有较高的耐温性,高温下不发生后退,作为组合材料外层;低密度的AETB隔热瓦具有较低的热导率,作为组合材料内层。不同材料组合使用可以兼顾各个材料的优点,达到优化的目的。2基于sa的高发射率涂层刚性陶瓷隔热瓦在航天飞行器得到真正应用,除隔热瓦技术外,还需解决高发射率涂层、防水涂层、粘结与密封等大量的与应用相关的技术,NASA在此方面开展了大量研究。这些技术同样具有关键作用,应当引起高度重视,隔热瓦材料技术与上述相关技术应同步进行。2.1瓦与tufi涂层为抵抗再入的高辐射热能并改善隔热瓦的力学性能,必须研制高发射率表面涂层。早期HRSI和FRCI-12隔热瓦使用的是反应固化玻璃涂层(RCG),该涂层以SiB4为高辐射剂,SiO2和B2O3为粘结剂,1100℃下烧结而成。由于氧化铝纤维热膨胀系数较高,在第二代FRCI隔热瓦和第三代AETB隔热瓦上涂敷了与之适配的TUFI涂层。TUFI涂层的抗破坏能力比RCG提高几倍,并且提高了刚性陶瓷隔热瓦的耐久性。2.2防热瓦-毡垫组合件的粘结为协调热、力条件下隔热瓦与铝结构之间的形变,隔热瓦之间留有适当的缝隙,同时隔热瓦与铝结构之间用应变隔离垫(SIP)连接。应变隔离垫是一种尼龙纤维针刺毡(商品名Nomex)。用室温固化硅胶粘结剂(RTV)将毡垫粘接在隔热瓦无涂层的一面,用同样的粘结剂将防热瓦-毡垫组合件粘到铝合金壳体上。对于LI-900和LI-2200隔热瓦,SIP的厚度分别为4mm和2.3mm。隔热瓦之间的铝合金壳体用敷有涂层的NOMEX毡覆盖,防止向壳体直接传热。隔热瓦之间的缝隙用氧化铝纤维毡填充,并粘结在隔热瓦底部的NOMEX毡上。2.3氧化硅颗粒与水混合物干燥为提高隔热瓦和应变隔离垫的界面强度,Ames研究中心于1979年开始使用表面增强的隔热瓦。具体方法是:将硅溶胶(杜邦Ludox)、氧化硅颗粒与水的混合物涂刷到隔热瓦表面,在空气中干燥24h,再在65℃下干燥2h。增强处理后的隔热瓦表面密度呈梯度变化,显著提高了隔热瓦-隔离垫的抗拉伸强度,对于LI-900提高了100%,对于LI-2200提高了60%。2.4初始疏水试剂为防止隔热瓦吸收雨水和湿气,还需对隔热瓦无辐射涂层的一面进行防潮处理。起初采用六甲基二硅氮烷作为疏水试剂进行溶液疏水,但加热后残碳严重。改进后采用甲基三甲氧基硅烷进行疏水处理,处理后隔热瓦具有良好的防潮性能,增重仅0.1%,经加热后残碳很少。3x系列飞机的刚性陶瓷衬套盖的应用3.1波音公司是主服务商X-37B是著名的X系列试验飞行器,尺寸为美国原有航天飞机的四分之一,波音公司是主承包商。其机体迎风面防热材料是AETB隔热瓦,表面覆有2.5mm厚的TUFI涂层,涂层由硅酸盐玻璃与高辐射剂MoSi2组成,在界面形成密度梯度,强度和耐用性较好。3.2aebt涂层X-43A在2004年3月和11月的两次试验中成功实现了Ma=6.8和Ma=9.8的飞行。该飞行器上下表面都敷设了有TUFI涂层的AETB隔热瓦,为了保证飞行器大面积热防护隔热瓦的几何外形,AETB隔热瓦在安装后,整个机身在大型数控机床上进行加工,加工完成后再进行整体喷涂TUFI涂层,涂层在室温下固化。由于飞行时间只有十几秒,大部分隔热材料的厚度在13mm左右。3.3高复合材料热防护系统X-51A的飞行速度在Ma=6.0～7.0之间,较之前的X-43A飞行速度要慢,但飞行时间更长,因此对热防护系统的性能要求更高。首架X-51A曾于2010年5月26日进行飞行试验,但其飞行马赫数在达到4.88时因故障而终止。该飞行器迎风面采用波音公司研制的BRI-16隔热瓦为隔热材料,由应力隔离垫粘贴到铝蒙皮上。4刚性陶瓷隔膜瓦防护刚性陶瓷隔热瓦曾经成功地解决了航天飞机的热防护问题,在X系列飞行器目前验证阶段仍然可以使用,表明刚性陶瓷隔热瓦作为高超声速飞行器外防热材料的潜在可行性。未来高超声速飞行器气动力热环境与航天飞机有很大区别,刚性陶瓷隔热瓦能否满足其热防护要求仍需分析和思考。为研制满足高超声速飞行器热防护需求的隔热材料,通过上述分析,可以得到如下启示:1陶瓷隔膜瓦的性能在刚性陶瓷隔热瓦多年的发展过程中,通过改进材料组成、结构及制备工艺,刚性陶瓷隔热瓦在降低密度、提高强度、稳定性能等方面取得了持续的进步,揭示了新型先进材料从早期研制、工艺改进、规模生产到工程应用的内在规律。应充分借鉴美国在刚性陶瓷隔热瓦研制的成功经验,快速提升我国类刚性陶瓷隔热瓦材料的研究水平。2环境中6的环境美国第一代刚性陶瓷隔热瓦以无定形石英纤维作为骨架高温烧结而成,应用在低于1260℃的环境中;第二代、第三代刚性陶瓷瓦中由于添加了硼硅酸铝、氧化铝纤维,其耐温性显著提高,使用温度在1370℃以上,同时密度更低,强度更高。以第二代、第三代刚性陶瓷瓦为基础开展研究工作,有助于高超声速热防护材料的研制。3高发射率涂层的处理技术在高超声速热防护材料研制的过程中,要充分重视高发射率涂层、防潮处理、连结与密封等相关技术的研究工作,保证材料研究工作与工程应用相关技术同步协调发展。4类刚性陶瓷隔膜瓦美国第二代、第三代隔热瓦中使用了氧化铝纤维、硼硅酸铝纤维等关键原材料,目前,国内生产的氧化铝纤维性能尚不能完全满足使用要求,硼硅酸铝纤维还无国产能力,制约了