高超声速飞行器热防护技术

第1章热防护技术概述 无论是高超声速导弹还是高超声速天地往返运输器，这些飞行器所共有的特点是以高超声速经历或穿越大气层，不同类型的飞行器虽然在大气层内飞行的时间、高度及方式不同，但是只要是在高超声速状态下经历大气层，就会在飞行器表面产生气动加热，其直接后果就是使飞行器表面和内部温度升高。当温度过高时，会使飞行器的仪器破坏、控制失灵，严重时会直接导致飞行器结构烧毁甚至爆炸，历史上称为“热障”问题。“热障”问题涉及空气动力学、材料力学、固体力学、化学、热力学及传热学等多项学科领域，解决问题的关键就是要合理地设计热防护系统（thermal　protection　system，　TPS）来保证飞行器不被烧坏。 烧蚀热防护和热沉式热防护是热防护技术*具代表性的研究成果，目前烧蚀热防护仍然是高速飞行器热防护的主要技术手段。随着高速飞行器技术的不断发展，热防护技术也面临着新的需求，不仅要解决不断发展的飞行器面临的传统烧蚀热防护问题，还要研究由于气动加热引起的新的问题，如气动物理问题、热防护系统的复合功能问题（透波、隐身问题）等。因此，高超声速气动热力学及航天器热防护仍将是未来一段时间航天领域重点关注的研究内容之一。 1.1气动热效应 热量由某一物体传至另一物体，也可由物体的某一部分传至另一部分，称为传热。传热是由温度差引起的，在自然界和工程技术中，温度差普遍存在，因而传热现象也普遍存在，只是方式和程度有所不同而已［1］。 不同类型的传热过程称为不同的传热模式。当在静态介质中存在温度差时，无论介质是固体还是流体，介质中都会发生传热，这种传热过程称为热传导。与此不同，当一个表面和一种运动的流体处于不同温度时，它们之间发生的传热称为对流。还有一种传热方式是具有一定温度的表面以电磁波的形式发射能量，称为热辐射。 飞行器以高超声速在稠密大气层中运动时，空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用［23］，飞行器的大部分动能转化成为热能，致使飞行器周围的空气温度急剧升高，高温气体与飞行器表面之间产生巨大温差，部分热能迅速向物面传递，这种因为物体在大气中以高速飞行产生的加热现象称为气动加热。随着飞行马赫数的增加，气动加热将更趋严重，传热的问题研究将会越来越重要。例如，洲际弹道导弹弹头再入大气层时，*大飞行马赫数可达到20以上，端头驻点区的空气温度可升至8000～10000K，热流密度高达100000kW/m2，*高压力在10MPa以上［4］。 飞行器结构的外表面在高速飞行中将受到强迫对流的影响，温度升高，从而使结构内部产生温度梯度和不均匀的热膨胀［5］。这种膨胀是受到结构本身的约束和限制而产生热应力，因此这种情况对于高速飞行器来说是非常严厉的，尤其是对于航天飞机来说更是如此［6］。 首先介绍飞行过程和气动加热环境的特点。以航天飞机的飞行过程为例，介绍高速飞行器在飞行过程中所经受的气动加热环境变化情况。理论飞行过程中，飞行器表面典型部位的热流变化情况如图1.1所示，从图中可以看到，飞行器在上升阶段将出现一定的加热环境，从轨道返回时将出现再入段中*严重的加热环境，而后者气动加热环境更加恶劣。这是因为虽然起飞是在稠密的大气层中，气动加热很大，然而飞行器很快就到达了约100km的高度，而这时空气已逐渐稀薄，以后随着高度的增加，热流逐渐下降，图1.1飞行器表面热流变化情况到达轨道飞行时飞行器差不多已在真空中飞行，气动加热几乎为零［78］。再入大气层后，由于飞行器速度很大，在大气密度增加的情况下，热流不断增大，以至出现峰值，直至飞行速度降低，气动加热才逐渐恢复到零［2］。 研究气动加热现象，首先要了解飞行器周围的流场特性，确定流场分布条件。20世纪初，普朗特（Prandtl）提出了边界层的概念，认为小黏性系数的流体流过物面时，黏性对物面的影响主要在靠近物体表面的区域内，紧靠物面的薄层称为边界层。通常将流体速度由壁面为零急剧地变到速度为外流速度u∞的99％（u=0.99u∞）处的距离称为边界层厚度。在这一层内，黏性力起主要作用，剪切和传热是主要的物理现象；在这一层之外的区域，黏性力不强，可以忽略剪切和传热效应，通常可视为无黏流场。 在高超声速流动中，靠近物面的薄层内，由于高速边界层内黏性摩擦力的作用，在产生速度梯度的同时，气体的动能不可逆转地转变为热能，使得此薄层内存在明显的温度梯度。边界层的厚度相对于壁面的特征尺寸来说是极微小的，因而可以认为换热现象中的导热和对流基本上在边界层内进行，边界层以外不考虑气体的黏性作用和热传导［910］。因此，可以把气体力学中的黏性气体基本方程用于边界层内的气体流动，通过边界层内气体的对流换热来求物体表面的气动加热［11］。 受飞行器外形、弹道、用途等差异影响，各类型飞行器所承受的热环境特征有明显区别。对于返回式卫星、地球再入飞船、火星着陆器等，其大底部位气动加热环境具有热流相对较低、焓值较高的特点。例如，我国成功发射并回收的大部分返回式卫星中，经历的*大热流约350kW/m2，总加热时间为130～154s；美国早期的“水星”号、“双子星座”号及用于月球探测返回的“阿波罗”号飞船，其大底部位*高热流达到了2604kW/m2，再入时间为390～980s；我国“神舟”号系列载人飞船大底部位承受的*大气动加热约为1700kW/m2，再入时间为400～600s，驻点焓值约为30MJ/kg。对于战略战术弹头，其承受的热环境具有高热流、高压的特征，根据射程进行简单分类，中程导弹弹头需承受的*大热流密度为14～17MW/m2，远程导弹弹头需承受的*大热流密度为62～84MW/m2；对于固体发动机燃烧室喷管，则需要面临超过3000°C的高温燃气和Al2O3粒子的冲刷作用，典型固体发动机燃烧室至喷管出口之间的热流密度*高可达到每平方米几十兆瓦量级，*高工作压力可达10MPa以上。而近年来，在多样化航天任务需求的牵引下，航天飞机、HTV2、X37B等新型高速飞行器进入了快速发展期，此类飞行器一般需经历千秒量级的长时间气动加热环境，且要求表面具有非烧蚀或微烧蚀特性，防热材料表面的热环境特征也变得更加复杂，化学非平衡流动、稀薄气体流动、氧化催化等热物理现象对飞行器防热性能的影响变得更加突出。 1.2热防护技术 热防护的基本目的是确保飞行器的安全，并保持内部有效载荷或仪器设备在允许的温度和压力范围内。热防护系统作为任何大气层内高速飞行器所必需的关键子系统，由单一或多种具有特定功能的材料以一定结构形式构成，同时并可提供滚控、透波、抗激光、隐身等特定功能。热防护技术是高速飞行器发展的基石，广泛应用于各种战略战术导弹、空天飞行器及发动机等关键部位，不仅直接影响飞行器的性能，而且事关飞行成败。因此，对于各类高速飞行器研发而言，具有典型多学科特性的热防护技术往往是需要突破的关键技术之一。 理想的热防护系统和热结构设计，建立在对服役环境、需求和客观存在不确定性的理解和认知的基础上，充分利用和控制关键气动物理效应，承受热环境，发挥材料效能的*大潜力。防热结构是设计与材料的有机结合、构造，结构形式对防热能力、结构效率和可实现性影响重大，热防护设计不仅要解决设计、选取和利用什么材料的问题，还必须要解决热连接、热匹配等一系列实用化和工程化关键技术，以达到结构效率和可靠性之间的协同。 国外热防护技术是从解决“热障”问题开始的。在**代战略导弹弹头早期研制中，研究人员采用热沉式防热，未能成功。1958年，美国科学家Adams［12］首次提出了烧蚀热防护的概念。此概念的提出及其后续烧蚀热防护理论的创立为防热材料的研制提供了材料设计的准则，它开创了热防护技术的新领域，因此成为解决各类飞行器热防护问题的里程碑。随着第二代战略导弹弹头热防护技术的发展，美、苏两国都总结了**代战略导弹弹头的经验和教训，研究重点放在弹头小型化上，如稳定烧蚀外形、被动控制，以及与流体力学、空气动力学、气动热力学等学科相关的基础理论研究，这些基础学科问题的突破为小型化弹头热防护问题的解决奠定了基础。 美国航天飞机的研制**次对可重复使用热防护技术提出了明确的需求。引入陶瓷材料体系的“绝热式热防护系统”是美国国家航空航天局（National　Aeronautics　and　Space　Administration，　NASA）空间运输系统*伟大的成就之一，解决了高温带来的热膨胀问题，同时巧妙的热匹配设计也为其实用化做出了巨大贡献。 现有热防护系统的基本形式有热沉式热防护系统、主动式热防护系统、辐射式热防护系统、烧蚀式热防护系统等［1216］。 （1）　飞行器壳体本身允许有一定程度的温升，热沉式热防护系统依靠壳体自身的热容吸热来达到防热的目的。例如，在机头和机翼前缘，装设一层由比热容较大的材料制作的防热层［16］，飞行器返回大气层时，这层材料能吸收大部分的气动加热，使内部结构的温升低于允许值。防热设计的任务就是要根据飞行器的表面热流密度、防热层的材料性能和允许的内部结构温升等，计算出所需要的防护层厚度和质量。为了减轻飞行器的质量，所选材料应尽可能具有比热容大、熔点高的特点。 （2）　主动式热防护系统以发汗冷却和疏导式冷却为代表。发汗冷却是指冷却剂在压力或温度的作用下，从多孔的外壳材料中挤压出来，携带出飞行器内部热量，同时分解和气化阻塞外部对飞行器表面的气动加热，从而达到热防护的目的［17］。疏导式冷却结构一般是通过高导热材料或高温热管结构等形式将飞行器高温部位的热量快速带走，疏导至低温部位或以其他方式散发掉，从而使飞行器局部气动加热严重部位的防热结构温度降至许用范围内，达到防热目的。 （3）　辐射式热防护系统是通过飞行器壳体表面的辐射散热使防热结构温度降至许用范围内，从而实现对飞行器结构的防护作用。辐射防热结构有多种形式，主要为蒙皮和隔热层。辐射防热结构受壳体防热材料所能承受的*高温度的限制，要求壳体防热材料的使用温度大于气动加热条件下的辐射平衡温度（进入防热壳体表面热量与辐射散热抵消时的壳体表面温度）。目前，高速飞行器表面辐射平衡温度低于1600℃时常采用碳/碳化硅或抗氧化碳/碳材料，温度更高时则需要对材料表面进行耐高温处理，一般可采用表面涂敷高温难熔金属等措施。 （4）　烧蚀式热防护系统是目前高速飞行器防热结构中常用的一种防热形式，其原理是通过防热材料在高温条件下的分解、熔化、气化和升华等相变过程吸收大量热量。同时，相变产物等形成的气体会向边界层扩散继续吸收一部分热量，并且增大边界层厚度，进而减少了飞行器表面的气动加热热流密度，也称为热阻塞效应或质量引射效应。由于烧蚀式防热结构的工作不受热流密度的限制，适应流场变化的能力强，而且随着烧蚀材料的低密度化发展趋势，烧蚀防热结构的质量密度也逐渐减小，是高速飞行器中应用*广泛的防热形式。 高速飞行器的每一次性能的重大提升都以热防护技术的更新换代为前提。进入21世纪，随着新一轮高速飞行器研发热潮的兴起，现有热防护技术已经很难满足其性能需求。高速飞行器热防护技术必将由传统弹道式大热流短时间防热转变为长时间高效防隔热；从单一的被动式防热转变为飞行器内部主动式能量管理；从传统的冷热结构设计到防热/承力一体化设计；从满足单一防热功能到满足防热、通信、隐身等复合功能；从单纯的一次性再入飞行器拓展到空间往返飞行器，未来还将由地球大气环境拓展到火星等特殊星际环境，高速飞行器热防护技术领域广度将不断扩展，难度也将不断增加。因此，高速飞行器热防护技术还将面临更大的挑战，热防护技术也将成为新型高速飞行器关键技术攻关项目。 参考文献 ［1］曹林，孙铭霞.传热对增压器径流涡轮叶片温度分布的影响［J］.柴油机，2013，35（2）：　2630. ［2］于佳音.铝合金表面阳极氧化膜的耐热性能研究［D］.哈尔滨：　哈尔滨工程大学，2013. ［