飞行器结构热防护模拟计算

合集下载

高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展

文章编号:1000-0887(2008)01-0047-10Z 应用数学和力学编委会,ISSN 1000-0887高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展X杨亚政1,2, 杨嘉陵1, 方岱宁3(1.北京航空航天大学固体力学研究所,北京100083;2.中国科学院力学研究所,北京100080;3.清华大学航天航空学院工程力学系,北京100084)(孟庆国推荐)摘要: 高超声速飞行器是航空航天的一个重要发展方向,在未来国防安全中起着重要作用1 高超声速飞行器热防护材料与结构是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一,它关系到飞行器的安全1 高超声速飞行器热防护材料与结构主要有金属TPS 热防护系统、超高温陶瓷、C/C 复合材料等1 从材料制备、抗氧化、力学与物理性能表征等方面综述了热防护材料与结构的研究与应用现状,评述了其发展趋势1关键词: 高超声速飞行器; 高温; 热防护中图分类号: V250.1 文献标识码: A引言高超声速(hypersonic)一般指的是流动或飞行的速度超过5倍声速,即Mach 数超过51 高超声速飞行器包括弹道导弹、拦截导弹、高超声速巡航导弹、再入飞行器、跨大气层飞行器以及高超声速飞机等1 以高机动性、远距离精确打击为主要技术特征的高超声速飞行器已成为航空航天的主要发展方向,将在未来国家安全中起着重要作用1 与传统飞行器相比,高超声速飞行器具有极大的优势,可以有效地减少防御响应时间,增强突防和反防御能力,提高飞行器生存能力[1]1 目前,美、俄、法、德、日以及印度等国家都在进行这方面研究,制定了许多发展高超声速飞行器的计划1 如美国国防高级研究计划局的/可担负得起的快速反应导弹演示0(AR -RMD)计划,美国空军的Hy Tech 计划,前苏联名为/冷0的高超声速计划,法国的/普罗米修斯(Prometheus)0计划及英国的ShyFE 计划等1 在这些计划的支持下,目前已研制成功了许多高超声速飞行器,如不死鸟AI M54C,Mach 数接近5;/隼0高速巡航导弹,Mach 数5;快速霍克,Mach 数5,等等1 各国正在研制速度在10Mach 以上的高超声速飞行器1 随着航天飞行器飞行速度不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题对飞行器的安全起着越来越重要的作用1 2003年美国/哥伦比亚0号航天飞机由于防热瓦损坏,导致航天飞机在返回大气层时爆炸解体1 因此,关于高超声速飞行器热防护材料与结构的研究具有极其重要意义1 高超声47应用数学和力学,第29卷第1期 2008年1月15日出版 Applied Mathematics and Mechanics Vol.29,No.1,Jan.15,2008 X 收稿日期: 2007-10-07;修订日期: 2007-10-29作者简介: 杨亚政(1968)),男,黑龙江北安人,副编审,硕士(联系人.Tel:+86-10-62559209;Fax:+86-10-62559588;E -mail:yzyang@).速飞行器热防护材料与结构主要有金属TPS 热防护系统、超高温陶瓷、C/C 复合材料等1 本文从材料制备、抗氧化、力学与物理性能表征等方面综述了热防护材料与结构的研究与应用现状,评述了其发展趋势11 大面积防热材料除高超声速飞行器最高温区(头锥、翼缘等)外其它部位热防护材料可采用大面积防热材料1 传统的大面积防热材料是陶瓷瓦,然而它却具有脆性大,抗损伤能力差,维护成本高,更换周期长的缺点1 金属TPS 是现代热防护系统的发展方向11.1 结构设计20世纪70年代在美国空军X -20计划资助下[2],美国兰利(Langley)研究中心开始研究金属热防护系统1 此后,金属热防护系统结构设计不断改进,由早期的金属支架结构、金属多层壁结构、高温合金蜂窝夹层结构发展到新型ARMOR 热防护结构[3-6]11.1.1 金属支架结构用金属波纹板作为外表面,内部芯子采用多种结构形式,如波纹结构、桁条结构、蜂窝结构以及格栅结构等(如图1)1 外表面板边缘用多个固定物来固定热防护板;外部热防护板与内部结构之间放置绝热物质,但没有采取防潮措施1(a)波纹结构 (b)桁条结构(c)蜂窝结构 (d)格栅结构图1 金属支架结构1.1.2 金属多层壁结构金属多层壁结构由金属箔和合金蜂窝夹层组成(如图2),金属箔与合金蜂窝夹层之间需通过特殊的焊接工艺连接,所选用的材料主要是钛合金和镍合金1 相对于金属支架结构,钛合金多层壁结构具有更高耐热能力,但比较重且效率低,尤其在高温时1 因此,内部钛合金多层壁箔状结构被更轻的纤维绝热层代替11.1.3 高温合金蜂窝夹层结构高温合金蜂窝夹层热防护结构包括上、下高低温隔热层(分别是Cerrachrome 隔热毡和Q -纤维隔热毡),其外层高温合金面板及蜂窝夹层材料为Inconel 617,内部蜂窝夹层板材料为钛48杨亚政杨嘉陵方岱宁合金,如图3所示1 改进的高温合金蜂窝夹层热防护结构采用一层轻质的高温隔热材料(Saffil 隔热毡),并用薄箔取代底层的钛合金夹层板的中心部分,进一步降低了热防护系统的质量1图2 金属多层壁结构图3 高温合金蜂窝夹芯结构1.1.4 高温合金蜂窝夹层结构(ARMOR)AR MOR 热防护结构即可适应的、耐久的、可操作的、可重复使用的热防护结构1 这种结构外部蜂窝夹层板是通过金属支架在面板盒的每一个角上与TPS 支撑结构相连接,压力载荷通过4个柔性支架与面板盒的桁条结构相互作用1 柔性支架采用镍基合金Inconel 7181 这种新型的内部支架在热的外表面和冷的内表面之间提供了载荷释放的途径,既可以避免热短路又允许外表面的自由热膨胀1 Inconel 617蜂窝夹层面板盒也可以很容易地加厚以满足所需要的强度要求11.2 性能测试与表征关于大面积防热材料结构性能的理论及实验研究已经有几十年的历史,Cunnington 等人[7]测量了7种多层隔热结构的有效热传导系数,并进行了理论建模分析1 Keller 等人[8]忽略固体导热,分析了多层隔热结构的辐射换热问题1 Daryabeigi [9-13]应用二热流近似方法分析了辐射换热,建立了多层隔热结构的数值分析模型1 近年来,美国军方为了解决空天飞机的承载与防热问题[14-23],开发了具有承载和隔热双重功能的金属面板TPS 防热结构,并对金属面板TPS 防热结构做了一系列的建模计算和重要测试1 试验包括:内部绝热材料的制备和表征,模拟防热结构外表面的雨水侵蚀试验,以及面板的低、高速冲击,面板风洞电弧加热射流试验,面板风洞气动热验证试验,面板捆在F -15飞机下面所作飞行试验等1 NASA 的研究者编制了简化的一维程序用来设计金属及与之竞争的其他材料的热防护性能,这个程序包含了每种热防护结构的一维非线性有限元热流近似方法,分析辐射换热,建立了多层隔热结构数值分析模型1 结果表明,在较高的热载下,先进金属蜂窝热防护结构最轻1 NASA 对绝热材料的研究集中在49高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展50杨亚政杨嘉陵方岱宁saffil氧化铝纤维和内部多层隔离绝热结构上1内部多层隔离绝热结构是夹层结构,由纤维绝热材料隔离多层反射屏蔽层构成1用作反射层的箔片是薄的C/SiC复合材料,表面有金或铂的反射涂层,反射层之间由saffil氧化铝纤维或石英纤维隔离1稳态实验结果表明,内部多层隔离绝热结构的热导率仅约为等质量saffil氧化铝纤维的一半1NASA LaRC还尝试在saffil氧化铝纤维表面增加高反射涂层,并且成功地用溶胶凝胶法制备了几种涂层1NASA在模拟的可重复使用运载器的飞行环境下,测试了防热结构板的很多性能1单独对金属面板进行实验,电弧加热射流试验在风洞中进行,电弧提供类似运载器再入时承受的高温气流1试验时将6个不同的面板样品放入燃料室中的电弧加热射流环境内,验证面板飞行时承受的热和结构载荷,并验证在高温飞行环境中金属面板之间的密封耐久性1在弗吉尼亚州汉普顿Ma=8的风洞进行气动热实验,面板在风洞中模拟高速飞行时承受的高热和风剪切,在Ma=7时面板结构承受1093e风1该设计模拟可重复使用运载器关键的飞行阶段,验证面板承受高温超声速流时的耐久性和密封性1对防热结构建模,由模拟计算也可以得出,飞行过程中防热结构板的外表面最高温可达982e~1037e,而内层结构的温度最大值仅约为177e,这说明其具有良好的热防护效果1先进金属蜂窝面板捆在F-15飞机下面作飞行试验,验证在高于声速时材料的耐雨水侵蚀能力1试验在Ma=1.4、高度在10973m时,经过高速飞行,材料没有损伤或磨损痕迹1热防护系统整体试验也在为X-33先进技术验证机专门研制的特殊设施及能够模拟超声速的环境中进行1金属面板组件承受模拟飞行器经受的热、声、压和振动载荷1面板承受相当于60次飞行任务时间,即4倍于X-33先进技术验证机飞行的试验时间1在莱特-普拉特空军基地,试验设施能模拟飞行器起飞、上升和急剧加热时的温度、振动和噪声,X-33先进技术验证机的面板进行了热、振动和声试验,验证了面板和密封的耐久性及使用寿命12超高温防热材料在高超声速飞行器头锥、翼缘等极高温区域热防护结构要采用超高温防热材料1超高温防热材料主要有难熔金属、陶瓷复合材料、改性的碳/碳复合材料等1由于难熔金属具有成本高、密度大、难以加工和抗氧化性差等缺点,很难将其作为高超声速飞行器热防护材料1因此,陶瓷复合材料、碳/碳复合材料是超高温防热材料的发展方向12.1碳/碳(C/C)复合材料碳/碳(C/C)复合材料是碳纤维增强碳基体的复合材料,具有高强高模、比重轻、热膨胀系数小、抗腐蚀、抗热冲击、耐摩擦性能好、化学稳定性好等一系列优异性能,是一种新型的超高温复合材料1C/C复合材料作为优异的热结构/功能一体化工程材料,自1958年诞生以来,在航天航空领域得到了长足的发展,其中最重要的用途是用于制造导弹的弹头部件、航天飞机防热结构部件(机翼前缘和鼻锥)以及航空发动机的热端部件[24-25]1多年来,美、法、英等国研制开发了2向、3向、4向、7向、13向等多维C/C复合材料以及正交细编、细编穿刺、抗氧化、混杂和多功能等许多种C/C复合材料1虽然C/C复合材料具有独特的性能,但由于具有强烈的氧化敏感性,温度高于500e时迅速氧化,如不加以保护C/C复合材料难以在高温下满足要求1因此,关于C/C复合材料的研究主要集中在提高材料的抗氧化性能和抑制涂层失效两方面1 P.L.Walker等人[26]提出了碳素材料的氧化机理,其过程可分为3个阶段:1)低于600e时,氧化过程由氧气与复合材料表面活性点的化学反应控制;2)在600e~800e范围内,由化学反应控制向(氧化气体的)扩散控制转变,转变温度因碳素材料的不同有较大的变化;3)高于转变温度时,由氧化气体通过边界气体层的速度控制1提高C/C复合材料抗氧化能力有两种途径:一是提高C/C 复合材料自身的抗氧化能力,二是在C/C 复合材料表面施加抗氧化涂层1C/C 复合材料自身抗氧化能力的提高方法主要是基体浸渍和添加抑制剂[27-32]1 目前,常用的抑制剂主要有:B 、B 2O 3、B 4C 和ZrB 2等硼化物1 硼氧化后生成粘度较低的B 2O 3,因而在C/C 复合材料氧化温度下,B 2O 3可以在多孔体系的C/C 复合材料中很容易流动,并填充到复合材料内的连通孔隙中去,起到内部涂层作用,既可以起到吸氧剂的作用,阻断氧的继续侵入,又可减少容易发生氧化反应的敏感部位的表面积,即减少反应活性点1 近年来,C/C 复合材料抗氧化涂层技术得到很大提高1 开发出了单组分涂层、多组分涂层、复合涂层、复合梯度涂层以及贵金属涂层等方法[33-43]1 制备工艺有CVD 法、PAC VD 法、溶胶-凝胶法、液相反应法等1 由于涂层与C/C 复合材料热物理性能的差异,产生的热应力必然会引起涂层的开裂和脱落1 因此,如何对涂层结构进行优化设计,使C/C 复合材料与基体性能相匹配[44],防止材料热失效也是C/C 复合材料研究的重要方向1 通过几十年的努力,C/C 复合材料性能得到很大的提高,可以在1800e ~2000e 长时间使用1 俄罗斯通过多层抗氧化涂层技术,使C/C 复合材料在2000e 有氧环境下工作1h 不破坏1 美国将耐高温的C/C 复合材料用在超高速飞行器X -43上,并进行了大量的地面和飞行试验1 但到目前为止,能在2000e 以上有氧环境下长时间工作的C/C 复合材料还没有突破12.2 超高温陶瓷及其复合材料超高温陶瓷一类是以ZrB 2、TaC 、HfN 、HfB 2、ZrC 等高熔点过渡金属化合物为主的复合陶瓷体系,在极端的温度环境下(2000e 以上)具有很好的化学和物理稳定性1 目前,关于超高温陶瓷材料的研究主要集中在材料的高温氧化和强韧化问题上1 在国外,早在上世纪五、六十年代就提出了超高温陶瓷体系[45]1 美国空军(US air force)在不同温度和压力下进行了一系列ZrB 2和HfB 2化合物抗氧化性的实验研究[46-50],合成物中SiC 的体积含量分别为5%~50%1实验发现,体积含量20%的SiC 合成物对高超音速飞行器是最佳的1 添加C 可以提高材料抵抗热应力的能力,但随C 含量的增加材料的抗氧化能力在逐渐降低1 添加SiC 可以提高ZrB 2和HfB 2的抗氧化性1 生成的氧化物最外层是富SiO 2玻璃,内层是HO 2氧化物1 由于外层的玻璃相具有很好的表面浸润性和愈合性能,提高了材料的抗氧化性1 Shaffer [51]在ZrB 2和HfB 2化合物分别添加Ta 、Nb 、W 、Mo 、Zr 、Mo 0.5Ta 0.5、Mo 0.8Ta 0.2等,发现ZrB 2加入体积含量20%的MoSi 2抗氧化性最好1 Pastor 和Meyer 等人[52-53]分别研究了添加物对ZrB 2化合物抗氧化性的影响1Kuriakose 等人[54-57]研究了ZrB 2质量变化与环境温度的关系,并推广了氧化动力学方法的应用1 一些学者[58-61]研究了ZrC 和HfC 陶瓷材料的抗氧化性,发现其在1800e 以下就发生氧化反应,限制了它们在高超音速飞行器上的应用1 70年代初期,多数学者逐渐认识到ZrB 2和HfB 2化合物最有希望应用到2700e 的高温环境中[62]的热防护材料1 为了在飞行中保持高超声速飞行器锐形头锥和前缘,满足高超声速飞行器的防热要求,美国实施了SHARP 计划,NASA Sandia 国家实验室研制出了ZrB 2和HfB 2体系的超高温陶瓷,致密度达98%1 NASA Ames 研究中心对C/C 复合材料和ZrB 2基陶瓷材料进行了烧蚀对比1 结果表明,在相同情况下,增强C/C 材料烧蚀量是超高温陶瓷的131倍1 加利福尼亚空军基地进行了超高温陶瓷的飞行试验,他们发射了3枚民兵Ó导弹,尖锐弹头由超高温陶瓷制成,在23min 亚轨道飞行中,导弹弹头承受2760e 1 回收弹头完整无缺、形状良好,表明这种材料具有极好的抗烧蚀性1 NASA Le wis 研究中心对超高温陶瓷材料在极端环境下的氧化、烧蚀行为进行了研究1 在电弧风洞烧蚀测试中,ZrB 2基陶瓷材料表现出了良好的抗氧化和抗热冲击性能1 在1800e 、300s 51高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展52杨亚政杨嘉陵方岱宁的环境下仅在材料表面形成一层非常薄的氧化层1NASA Glenn实验室通过不同温度循环加热方法研究了3种ZrB2基陶瓷材料的抗氧化性能,采用电弧热冲击方法测试了材料的抗热震性能1在微结构控制方面,美国宇航局研究了由Zr、C、SiB4原位反应制备的超高温材料1 Stanley等人[63]研究了3种UHTCs材料的强度、断裂韧性、热震性能1Monteverde[64]通过控制SiC颗粒的尺寸和均匀度可以有效提高ZrB2陶瓷的强度,制备的ZrB2+SiC陶瓷材料其强度大于1000MPa1Monteverde分析了两种二硼化物的热力学和抗氧化性能,发现当温度高于1 400e时添加SiC会明显提高陶瓷的抗氧化性能1文献[65]研究了HfB2-SiC陶瓷烧结工艺、材料微结构与力学性能的关系1此外,Monteverde用热压法和等离子烧结法制备HfB2-SiC高温陶瓷,实验发现采用热压法制备的陶瓷高温强度比室温下的强度有显著降低,而采用等离子烧结法制备的陶瓷高温下的强度和断裂韧性与室温条件下基本相同1超高温陶瓷另一类是C/SiC复合材料,C/SiC复合材料具有低密度、高强度、耐高温、抗烧蚀和抗冲击等优点,其抗氧化性能也优于C/C复合材料120世纪70年代美国Oak Ridge实验室、法国SEP公司、德国Karslure大学开展了C/SiC复合材料的研究工作1欧洲Hermes飞船的面板、小翼、升降副翼和机舱舱门,英国Hotel航天飞机和法国Sanger的热防护系统都有C/SiC 复合材料的应用1西北工业大学等单位研制的C/SiC陶瓷复合材料在1650e的氧化环境中能够长时间工作,室温抗弯强度和断裂韧性分别达到700MPa以上和19~20MPa#m1/2,并通过了大量的模拟环境和热试车考核1关于C/SiC复合材料的研究主要集中在材料的制备方法和强韧化问题上1C/SiC复合材料制备方法有反应熔体浸渗法(RMI)、液态聚合物浸渗法(LPI)和化学气相渗透法(CVI)1Bertrand等人[66]采用等温化学气相渗透法(I-C VI)制备了具有微米级和纳米级多层界面的C/SiC复合材料1Boitier等人[67-68]对2.5D C/SiC复合材料的拉伸蠕变性能进行测试和研究1Dalmaz等人[69-70]对2.5D C/SiC复合材料的循环疲劳性能和弹性模量进行研究和分析1Halbig等人[71-72]研究了C/SiC复合材料在静态拉应力条件下的氧化问题1 Kiyoshis等人[73-75]研究了C/SiC复合材料自愈合与强韧化机理,有效提高复合材料寿命,阻止氧化介质进入材料内部而损伤界面和纤维1西北工业大学对制备工艺、物理和力学性能进行了大量、系统的研究工作[76-77]13结束语高超声速飞行器热防护材料与结构是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一,它关系到飞行器的安全1由于服役环境的恶劣和复杂,使得关于高超声速飞行器热防护材料的研究非常困难,是一项极富挑战性的前沿课题1经过几十年的不懈努力,在高超声速飞行器热防护材料与结构的制备方法、抗氧化、服役环境的模拟、力学和热物理性能表征方面都取得了突破性进展1但随着飞行器Mach数不断提高,现有的热防护材料与结构还难以满足要求,特别能够在高温长时间氧化条件下应用的热防护材料还有待进一步研究开发1我们认为需要在以下方面进一步加强研究:1)气动热力学的理论模型与实质模拟方法;2)服役环境下热防护材料性能测试方法;3)超高温陶瓷材料氧化机理与微结构设计;4)超高温陶瓷材料强韧化与抗热震途径;5)热防护材料抗氧化/承载/抗热震一体化设计方法1[参考文献][1]Moses Paul L,Rausc h Vinc ent L,Nguyen Luat T,et al .NASA hypersonic flight demonstrators -ove rview,status and future plans[J].Acta Astr ona utica ,2004,55(3/4):619-630.[2]Jay Miller.The X -planes X -1to X -29[J].Specialty Pr ess ,Mar ine on St Cr oix ,MN ,1983,(4):10-13.[3]Bohon H L,Shideler J L.Radioactive me tallic thermal protection systems:a status report[J].J our-nal of Spacecr aft an d Rockets ,1977,12(10):626-631.[4]Shideler J L,Kelly H N,Avery D E.Multiwall TPS -an emerging concept[J].J ou rna l of Spacecr aft an d Rockets ,1982,19(4):7-8.[5]Blair W,Meaney J E,Rosentha l H A.Fabrication of prepackaged supe r alloy honeycomb thermal protection system panels[R].NASA -TP -3257,1993,(3):5-7.[6]Gorton M P,Shidele r J L,Web G L.Static and aero thermal tests of a super alloy honeycomb prepackaged thermal protection system [R].NASA -TP -3257,1993,():2-3.[7]Cunnington G R,Zierman C A.Performance of m ult-i laye r insulation system s for temperatures to 700K[R ].NASA CR -907,1967210,1967.[8]Keller K,Hoffmann M,Zorner W,et al .Application of high temperature multilayer insulations[J].Acta Astr onautica ,1992,26(6):451-458.[9] Da ryabeigi Kamran.Therm al a nalysis and design of mult-i la yer insulation for reentry aerodynamicheating[R].AIAA 2001-2834.[10] Daryabeigi Kam ran.Effective thermal conductivity of high tempe rature insulations for reusablelaunc h vehicles[R].NASA TM -1999-20892.[11] Sullins Alan D,Daryabeigi Kam ran.Effec tive thermal conduc tivity of high porosity open cell Nic kelfoam[R].AIAA 2001-2819.[12] Daryabeigi Kamran.Heat transfer in high temperature fibrous insulation[R].AIAA 2002-3332.[13] Daryabeigi Kam ran.Analysis and testing of high temperature fibrous insulation for reusable launchvehicles[R].AIAA 99-1044,1999.[14] Blosser M L.Development of metallic thermal protec tion systems for the reusable launc h vehicle[R].NASA Technical Memorandum,110296,1996.[15] 姚草根,吕宏军,贾新潮,等.金属热防护系统材料与结构研究进展[J].宇航材料工艺,2005,35(2):10-13.[16] 夏德顺.重复运载器金属热防护系统的述评[J].导弹与航天运载技术,2002,256(2):21-26.[17] 关春龙,李,赫晓东.可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状[J].宇航材料工艺,2003,33(6):7-11.[18] 曹义,程海峰,肖加余,等.美国金属热防护系统研究进展[J].宇航材料工艺,2003,33(3):9-12.[19] 韩杰才,陈贵清,孟松鹤,等.新型ARMOR 热防护系统[J].宇航学报,2004,25(3):350-353.[20] 赵颖.2000年世界运载器发展综述[J].导弹与航天运载技术,2001,249(1):16-22.[21] Myers D E,Martin C J,Blosser M L.Param etric weight comparison of current and proposed thermalprotection system (TPS)concepts [A].In:33r d AIAA Ther m ophy sics Confer ence [C].AIAA 93-3459,Norfolk,Virginia:June 28-July 1,1999.[22] Cowa rt K,Olds J.Inte grating ae roheating and TPS into conceptua l RLV design[A].In:9th Intern a-tional Spa ce Pla nes and Hyper sonic System s a nd T echn ologies Confer ence [C].AIAA 99-4806,Nor -folk,VA:November 1-5,1999.[23] Brewer W D,Wallace Terryl A,Bird R Keith,et al .Alloys and coa ting development for me tallic TPSfor reusable launch vehic les [A].In:2000National Spa ce Missile Mater ia ls Symposium [C].San Diego.California:Februa ry 28-March 2,2000.53高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展54杨亚政杨嘉陵方岱宁[24]Buckley J D,Ediel D D.Car bon-Car bon Ma ter ials and Composit es[M].New York:Noyes Publica-tions,1993.[25]Savage G.Ca r bon/Ca r bon Com posites[M].London:Chapman&Hall,1993,198-209.[26]Walker Jr P L.Ca rbon em dash an old but new material[J].Car bon,1972,10(4):369-382.[27]Lavruquere S,Bla ncha rd H,Pailler R,et al.Enhancement of the oxidation resistanc e of interfaciala rea in C/C composites.PartÒ.Oxidation resistance of B-C,S-i B-C and S-i C coated c arbon pre-forms densified with carbon[J].Journ al of the Eur opean Cer am ic Society,2002,22(7):1011-1021.[28]崔红,苏君明,李瑞珍,等.添加难熔金属碳化物提高碳/碳复合材料抗烧蚀性能的研究[J].西北工业大学学报,2000,4(18):669-673.[29]闫桂沈,王俊,苏君明,等.难熔金属碳化物改性基体对碳/碳复合材料抗氧化性能的影响[J].炭素,2003,114(2):3-6.[30]朱小旗,杨峥,康沫狂,等.基体改性碳/碳复合材料抗氧化影响规律探析[J].复合材料学报,1994,11(2):107-111.[31]罗瑞盈,李东生.提高碳/碳复合材料抗氧化性能的一种新途径[J].宇航学报,1998,19(1):95-98.[32]Pa rk Soo jin,soe Min kang.The effec ts of Mosi2on the oxidation behavior of carbon/ca rbon compos-ites[J].Car bon,2001,39(8):1229-1235.[33]Jashi A,Lee J S.Coating with particulate dispersions for high temperature oxidation protec tion ofcarbon and C-C composites[J].Composites A,1997,28(2):181-189.[34]成来飞,张立同,韩金探.液相法制备碳-碳S-i Mo防氧化涂层[J].高技术通信,1996,6(4):17-20.[35]成来飞,张立同,徐永东,等.液相法制备碳-碳S-i W防氧化涂层[J].硅酸盐通报,1997,25(5):537-541.[36]曾燮榕,李贺军,张建国,等.碳/碳复合材料防护涂层的抗氧化行为研究[J].复合材料学报,2000,17(2):42-45.[37]HUANG Jian-feng,ZENG Xie-rong,LI He-jun,et al.Al2O3-mullite-SiC-Al4SiC4m ult-i compositioncoating for carbon/ca rbon composites[J].Ma ter ials Letter s,2004,58(21):2627-2630.[38]HUANG Jia n-feng,ZENG Xie-rong,LI He-jun,et al.ZrO2-SiO2gradient mult-i layer oxidation protec-tive coating for SiC coated ca rbon/carbon composites[J].Sur fa ce&Coatin g Technology,2005,190 (2/3):255-259.[39]Cairo C A A,Graca M L A,Silva C R M,et al.Functionally g radient ceramic coating for carbon/ca r-bon ant-i oxidation protection[J].Jour nal of Eur opea n Cer am ic Society,2001,21(3):325-329. [40]Buchanan F J,Little J A.Partic ulate conta ining glass sealants for ca rbon-carbon composites[J].Ca r-bon,1996,31(4):649-654.[41]Strife J R.Cera mic coating for carbon-ca rbon com posites[J].Cer am ic Bulletin,1988,67(2),369-374.[42]WU Tsung-m ing,WU Yung-rong.Methodology in exploring the oxida tion behavior of coated-carbon/carbon com posites[J].Jour nal of Mater ia ls Science,1994,29(5):1260-1264.[43]Westwood M E,Webster J D,Day R J,et al.Oxidation protec tion for carbon fiber composites[J].Jour nal of Mater ials Science,1996,31(6):1389-1397.[44]Eckel A J,Bradt R C.Thermal expansion of laminated,woven,continuous c eram ic fiber/chem ica-lvapor-infiltrated silicon ca rbide matrix composites[J].Jour nal of Am er ican Cer am ic Soci ety,1990, 73(5):1333-1338.[45]Rudy pendium of phase diagram data:ternary phase equilibria in transition meta-l boron-ca r-bon-silicon systems Part5)air force mate rials laboratory,wright-patte rson air force base[R].O-hio,1969.[46]Kaufman L,Clougherty E V.Investigation of boride compounds for ve ry high temperature applica-tions[R].RTD-TRD-N63-4096,PartÓ,Cambridge,MA:ManLabs Inc,March1966.[47] Clougherty E V,Kalish D,Peters E T.Research and developm ent of refractory oxidaton resistant d-iborides[R].AFM L -TR -68-190,Cambridge,MA:ManLabs Inc,1968.[48] Kaufman L,Nesor H.Stability characterization of refractory materials under high velocity atmosphe r -ic flight conditions[R].Part Ó,Vol Ó,AFML -TR -69-84,Cambridge,MA:ManLabs Inc,1970.[49] Mcclaine L A.Thermodynam ic and kinetic studies for a refrac tory materials program[R].ReportASD/TDR/62/204,Part I,USA:Jan l,1962.[50] Berkowitz -Mattuck J B.Kinetics of oxidation of refrac tory metals and alloys at 1000-2000e [R].Technica l Report ASDTDR -62-203,AFML,WPAFB,OH,1962/1963.[51] Peter T B,Shaffer.An Oxidation resistant boride composition[J].Am er ican Cer am ic Society Bul -letin ,1962,41(2):96-99.[52] Pastor H,Meyer R.Study of the effect of additions of silicides of som e group IV -VI transition m etalson sintering and high -tempe rature oxidation resistance of titanium and zirconium borides[J].Revue Inter nat ion ale des Hautes T empera tur es et des Refr a ctair es ,1974,11(1):41-45.[53] Lavrenko V A,Panasyuk A D,Protsenko T G,et al .High -temperature reactions of materials of theZrB//2-ZrSi//2system with oxygen[J].Soviet Powder Meta llur gy and Metal ,1982,21(6):471-473[54] Mcclaine L A.Thermodynam ic,Kinetic.Studies for a refractory materials program[R].Report ASD/TDR/62/204,Pa rt II,USA:April,1963.[55] Brown F H.Stability of titanium diboride and zirconium diboride in a ir,oxygen,and nitrogen progressreport[R].Progress Report No.20-252,Jet P ropulsion Laboratory,Pasadena,CA,25Feb 1955.[56] Kuriakose A K,Margrave J L.The oxidation kinetic s of zirconium diboride and zirconium ca rbide a thigh tem peratures[J].J Electr ochem Soc ,1964,111(7):827-831.[57] Mcclaine L A.Thermodynam ic and kinetic studies for a refractory materials program[R].ReportASD/TD R/62/204,Part III,USA:Jan,1964.[58] Clougherty E V,Peters E T,Kalish D.Diboride materials[J].Ca ndidates for Aer ospa ce Applic -tions ,1969,35(15):297-308.[59] Kaufman L.Boride composite -a new generation of nose cap and leading edge materia ls for reuseablelifting re -entry systems[A].In:Pr oceedings of AIAA Advan ced Spa ce Tr an sporta tion Meet in g [C].AIAA,NY:Paper,1970,70-278.[60] Buckley J D.Static,subsonic,and supersonic oxidation of JT graphite composites[R].TechnicalReport NASA TN D -4231,NASA,Wash DC,Oct.1967.[61] Rao G A Rama,Venugopal V.Kinetics and mec hanism of the oxidation of ZrC[J].J ourna l of Alloysa nd Compounds ,1994,206(2):237-242.[62] Fente r J R.Refrac tory diborides as engineering materials[J].SAMPE Quar t ,1971,2(3):1-15.[63] Levinea Stanley R,Opilab Elizabeth J,Halbigc Michael C,et a l .Evaluation of ultra -high tempe ratureceram ics for ae ropropulsion use[J].J ourna l of the Eur opea n Cer am ic Society ,2002,22(14/15):2757-2767.[64] Monteverde.The thermal stability in air of ho-t pressed diboride matrix composites for uses at ultra -high tem peratures[J].Cor r osion Scien ce ,2005,47(8):2020-2033.[65] Monteve rde.Progress in the fabrication of ultra -high -temperature c eram ics:/n situ 0synthesis,m -ic rostructure and properties of a reac tive ho-t pressed HfB 2-SiC composite[J].Com posites Science a nd T echn ology ,2005,65(11/12):1869-1879.[66] Be rtrand S,Droillard C,Pailler R,et al .TEM structure of (PyC/SiC)n mutilayered interphases inSiC/SiC composites[J].J ou rna l of the Eur opean Cer am ic Scoiety ,2002,20(1):1-13.[67] Boitier G,Vicens J,Cherma nt J L.Unde rstanding the creep behavior of a 2.5D C f -SiC composite Ñ:morphology and mic rostructure of the as -received material[J].Ma ter ials Scien ce an d Engineer in g ,2000,279(1/2):73-80.55高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展。

高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展

研究现状和存在的问题
目前，高超声速飞行器陶瓷复合材料与热结构技术的研究已经取得了一定的进展。一些研究者通过优化材料成分、制备工艺和结构设计等手段，提高了材料的热力学性能和结构稳定性。例如，利用纳米陶瓷增强金属基体，可以显著提高材料的抗氧化性能和高温强度。然而，该领域仍存在一些问题，如材料制备难度大、成本高，材料的力学性能和热稳定性有待进一步提高。
高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展
01 一、材料选择
目录
02 二、结构设计
03 三、实验验证
04 四、结论与展望
05 参考内容
随着科技的不断进步，高超声速飞行器已经成为了研究的热点领域。然而，在高温环境下，飞行器的热防护材料与结构面临着严峻的挑战。为了解决这一问题，本次演示将介绍高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展。
结论
高超声速飞行器的结构材料与热防护系统是关系到其性能和安全的关键因素。本次演示对高超声速飞行器的结构材料和热防护系统进行了详细的分析和介绍，并探讨了未来的发展趋势和应用前景。目前，高超声速飞行器在结构材料和热防护系统等方面已取得了一定的成果，
但仍存在诸多挑战和问题需要进一步研究和解决。未来，需要进一步拓展新材料的应用范围，提升热防护系统的性能和效率，以推动高超声速飞行器技术的快速发展。
3、结构优化：针对高超声速飞行器的特定需求，对陶瓷复合材料进行结构优化，提高其承载能力和热稳定性。
4、热力学分析：采用数值模拟和理论分析方法，对高超声速飞行器的热结构进行优化设计，降低热负荷对结构的影响。
谢谢观看
结构材料
高超声速飞行器的结构材料需要具备轻质、高强度、抗高温、抗冲击等特点。目前，常用的结构材料包括陶瓷、复合材料、金属材料等。

高超声速飞行器结构材料与热防护系统

本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师高超声速飞行器结构材料与热防护系统郭朝邦李文杰图1　挂载在B 252H 机翼的X 251A摘　要　随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。

首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。

关键词　X 251A X 243A 结构材料热防护系统飞行器高超引　言随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。

而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。

尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。

1　X 251A 高超声速飞行器1.1　项目概况X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力的计划。

终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。

试验方式是使用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞行条件,释放X 251A 进行飞行试验。

图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。

美国空军在2003年开始研制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。

浅谈航天飞行器的热防护

Science and Technology &Innovation ┃科技与创新2018年第13期·87·文章编号：2095－6835（2018）13－0087－02浅谈航天飞行器的热防护刘洋，刘瑞勋，郭锐，樊宇，刘庆龙（天津航天长征火箭制造有限公司，天津300462）摘要：在人类航天史上，无论是离开地球还是从空间中返回地球，人们都无法绕开如何突破覆盖在地球表面的大气层。

大推力、大运载火箭的研发不仅对于火箭的动力系统要求越来越高，对于火箭材料的耐高温性能及热防护性能的需求也更加迫切。

对航天飞行器在工程应用中的热防护材料种类和常用的材料优缺点进行了详细的介绍。

关键词：航天飞行器；热防护；防热材料；聚酰亚胺中图分类号：V445.1文献标识码：ADOI ：10.15913/ki.kjycx.2018.13.0871航天飞行器在结构、弹道上的热防护航天飞船之类的飞行器，在再入大气层时，一般采用的是弹道式再入加降落伞的方法。

按照我们的固有理念来说，尖锐的头部结构造型可以减少气动摩擦，从而避免表面升温。

但实际情况远非如此，再入过程中的高速度使得升温过程太快，尖锐头部对减小气动加热的作用微乎其微。

1951年美国物理学家亨利·艾伦发现，高速航天器对前方的空气形成强烈的压缩，在前方形成一个伞状的空气锥。

前端静态空气加热的是空气锥，而不是航天器本身，因此他提出航天器的头部应该是钝形的，详见图1.圆钝形头部前方的空气温度可超过5000℃，而航天器表面温度在1200℃左右，说明了钝形气动布局的有效性，也就形成了目前我们常用的结构，我们也叫它“防热大底”或者“热盾”。

在弹道设计上，最典型的防热例子就是航天飞机再入大气层。

航天飞机在返回时要严格按照一条精细计算过的弹道返回，这样不仅仅是确保降落时的准确性，更重要的是，这条弹道要具有瞬时气动加热和累计气动加热之间最小化的条件，最大限度地降低热效应。

航天飞行器的热防护技术研究

航天飞行器的热防护技术研究航天飞行器是人类开展宇宙探索和科学研究的重要载体，然而，高速进入和脱离大气层过程中惊人的热量会导致它们表面达到几千摄氏度的温度，严重威胁航天器的安全。

为了解决这一问题，航天科学家们研发了不同的热防护技术。

本文将从材料属性和结构以及测试手段等方面介绍电磁辐射环境下航天飞行器热防护技术的研究。

1. 材料属性和结构常用的热防护材料有有机混合材料、碳化硅、氧化铝等，它们都有着不同的特点和应用。

例如，有机混合材料具有良好的柔韧性和高的机械性能，可以抵御高温和机械力的双重炙烤。

而碳化硅则具有非常高的热导率和耐高温性，尤其适用于高速进入和脱离大气层的浅角度重返。

氧化铝则是一种具有较好化学惰性的陶瓷材料，不仅能抵抗高温和氧化作用，还具有较好的热阻隔性能。

而绝缘材料还具有良好的电气性能，可用于电子元器件的保护。

除了材料本身的属性，其结构对热防护效果也至关重要。

热防护结构由外壳、热防层、结构支撑体等部分组成。

外壳要设计成符合载荷和稳定性的形状，以提供另一层保护。

热防层的厚度和组成要符合热防护的要求。

结构支撑体要保证足够的刚度和强度，以保障热防层的完整性。

2. 测试手段热防护技术的研究需要有可靠的测试手段来验证不同材料和结构的热防护效果。

最常用的方法是在高温气流和真空条件下进行试验，以模拟轨道进入和脱离大气层的情况。

热防护材料和结构在高温下会发生各种物理和化学变化，例如氧化、熔融、剥落、裂纹等，需要通过各种检测手段来监测和记录。

常用的检测手段包括光谱仪、显微镜、X射线衍射仪等。

此外，还需要通过相关的计算分析手段来评估热防护结构的防护性能。

例如，通过有限元模拟来分析不同热防护方案在高温热载荷下的应力应变状况，以及热防护结构的热学性能。

3. 研究进展和应用热防护技术是航天科技领域的热门研究方向之一，不断涌现出各种新材料和新结构。

例如，一些研究者使用碳纳米管增强的复合材料来提高热防护效果；还有研究者正在开发可重复利用的热防护材料和结构，以降低航天任务的成本。

飞行器复杂外结构的环境热流计算方法

飞行器复杂外结构的环境热流计算方法孙创;夏新林;戴贵龙【摘要】A widespread appliance method for calculating environment heat flux on spacecraft with complicated structure is presented. The spacecraft in the encloaed structure composed with mapping plane for environment is enveloped. According to the characters of the apacecraft orbii and instantaneous position, the extemal heat flux on mapping plane is recorded initially, including numeric value and direction. Conaidering the effect of shading and multi-reflecting amonS the surfaces, the Monte Carlo Method ( MCM) became a good decision, and the radiation charactenstics of the spacecraft surface like gpecular reflection and diffuse reflection are analyzed as well. The radiation transfer process between the mapping plane and equipments surface of spacecraft is simulated by using MCM,then the instantaneous environment heat flux of equipments is obtained calculating by radiation transfer factors. Meanwhile. the improvement for MCM could settle the difficulties caused by the complicated structure, such as a great deal of equipments and discrepancy at equipment' s scale.%提出了一种通用的、适合飞行器复杂外结构环境热流的计算方法.采用由环境映射面组成的封闭结构对空间飞行器进行包覆,根据飞行器的轨道特征及瞬时位置,确定映射面上环境热流的大小及方向.在映射封闭结构与飞行器表面组成的辐射换热系统中,通过蒙特卡罗法结合设备表面的镜、漫反射特性,计算环境映射面到各设备表面的辐射传递因子,进而获得在轨飞行器不同位置的瞬时环境热流.计算中考虑了结构表面间的遮挡及多次反射问题,解决了空间飞行器因设备众多、尺寸差异大、表面辐射特性不同等给热流计算带来的困难,并为后期的热分析计算提供精确数据.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2011(032)003【总页数】5页(P683-687)【关键词】飞行器复杂外结构;环境热流;环境映射面【作者】孙创;夏新林;戴贵龙【作者单位】哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,哈尔滨,150001【正文语种】中文【中图分类】TH1170 引言对于空间飞行器的热分析计算而言，真实可靠的环境热流模拟是获得精确温度场计算结果的前提保证。

航空器的热防护材料与性能评估

航空器的热防护材料与性能评估在航空领域，航空器面临着极端的热环境，从高速飞行时与空气的摩擦产生的高温，到发动机燃烧时的高温燃气，这些都对航空器的结构和性能构成了巨大的挑战。

为了确保航空器的安全和可靠性，热防护材料的应用以及对其性能的准确评估就显得至关重要。

热防护材料的种类繁多，每种都有其独特的性能和适用范围。

陶瓷基复合材料（CMC）是其中的佼佼者之一。

它具有出色的耐高温性能和高强度，能够在高温环境下保持结构的稳定性。

例如，在发动机的高温部件中，CMC 可以有效地承受高温燃气的冲击和侵蚀。

金属热防护材料也有广泛的应用。

金属具有良好的导热性和机械性能，像钛合金、镍基高温合金等在航空器的热防护中发挥着重要作用。

钛合金因其较轻的重量和较高的强度，常用于航空器的外壳部分，既能减轻重量又能提供一定的热防护。

隔热材料也是热防护体系中不可或缺的一部分。

气凝胶、陶瓷纤维等隔热材料能够有效地阻止热量的传递，降低航空器内部的温度。

气凝胶是一种具有极低导热系数的材料，其多孔结构能够有效地抑制热传导。

除了材料的种类，热防护材料的性能评估也是一个复杂而关键的环节。

热导率是评估热防护材料性能的重要指标之一。

低的热导率意味着材料能够更好地阻止热量的传递，从而提供更好的热防护效果。

热膨胀系数也是需要重点关注的性能之一。

如果热防护材料的热膨胀系数与航空器的主体结构不匹配，在温度变化时可能会产生应力集中，导致结构损坏。

高温下的强度和稳定性同样至关重要。

在极端高温环境下，材料必须保持足够的强度和稳定性，以承受热应力和机械载荷。

为了准确评估热防护材料的性能，需要进行一系列的实验和模拟。

热重分析可以确定材料在高温下的质量变化，从而了解其热稳定性。

热循环实验则模拟了材料在反复温度变化下的性能表现。

有限元分析等数值模拟方法在热防护材料性能评估中也发挥着重要作用。

通过建立精确的模型，可以预测材料在不同热环境下的温度分布、应力分布等，为设计和优化提供依据。

航天飞行器热防护系统的一体化设计

航天飞行器热防护系统的一体化设计范绪箕【摘要】航天飞行器进入大气层时经受强烈的气动加热,需借助于热防护系统以保护其免受气动热的伤害;飞行器机翼前缘和鼻罩是最高温区,该处的温差相当大,热防护措施尤其重要.作为热防护系统一方面要抵抗强热的冲击,另一方面要最大限度地减少气动热传入结构的内壁,这就对防热系统所用材料提出不同的要求.抗热冲击要求材料质密而隔热但又要求质轻,这就是矛盾所在.随着复合材料的发展,这对矛盾可以通过利用不同材料特性把防热系统分层来解决,从而导致一体化设计的概念和方法.本文利用热传导理论对两层结构的防热系统进行一体化设计分析.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2014(023)003【总页数】3页(P1-3)【关键词】航天飞行器;热防护系统;一体化设计【作者】范绪箕【作者单位】上海交通大学机械与动力工程学院,上海200030【正文语种】中文【中图分类】V462当前，在航天飞行器(以下简称飞行器)结构领域的新材料发展尚不能实现完全的热结构情况下，采用热防护系统来保护飞行器一些部件的结构以防其受严重的气动加热的冲击和烧蚀，仍是唯一的手段。

人们在总结航天飞机的热防护系统的基础上，结合新材料，尤其是对耐高温、高强度和轻质多孔纤维复合材料提出了一种崭新的热防护系统，它由抗烧蚀的外层和隔热的内层组成，结构尺寸通过一体化设计方法来确定，这也可以认为是两层不同材料层搭配的优化设计。

因此这对飞行器的热防护设计具有开创性意义[1]。

热防护层材料的选择，要根据所在层的功用确定：第一层材料的主要任务是抵御气动热的冲击，它不但抵抗高温而且需要有足够的强度，选用的材料要有相当的密度以抵抗热冲击力。

隔热层的任务是要尽量减少上层传递给结构的热，即这一层要吸收和储存一定的热量并将其辐射出去，多孔或纤维材料正是这一层最好的选择。

综上所述：对两层防护要分别控制所使用材料的密度和孔隙度以达到所需的最佳效果。

飞行器在大气中高速飞行时表面上产生气动加热，这是因气体的强迫对流而产生的，它不但与气体的流速有关，而且与其温度相关。

超高音速飞行器的热防护系统研究

超高音速飞行器的热防护系统研究随着科技的不断发展，人类对于飞行速度的追求也越来越高。

超高音速飞行器的出现给航空领域带来了革命性的变化。

然而，超高音速飞行过程中面临的一个巨大挑战是热防护系统的研究。

本文将探讨超高音速飞行器的热防护系统及其研究。

超高音速飞行器的速度远远超过音速，因此，它所面临的问题是空气的摩擦导致的巨大热量。

这种热量会导致飞行器表面温度迅速升高，甚至达到数千摄氏度。

而这种高温有可能对飞行器本身造成严重的损坏。

因此，研究超高音速飞行器的热防护系统是非常重要的。

目前，科学家们开展了多种热防护系统的研究。

其中一种常用的方法是采用耐高温复合材料制造飞行器外壳。

这种材料具有优异的导热性能和耐高温性能，可以有效地吸收和传导飞行器表面的热量，降低温度。

除此之外，还可以在外壳表面涂覆一层高温陶瓷材料，以增加外壳的抗高温能力。

这种热防护系统被广泛应用于超高音速飞行器的研究中。

另一种热防护系统的研究方法是采用主动冷却技术。

通过在飞行器表面设置冷却装置，如喷射冷却气体或循环冷却水等，可以使飞行器表面温度保持在可承受范围内。

这种热防护系统可以有效地降低飞行器表面的温度，并且对飞行器本身的损坏也较小。

然而，这种方法需要大量的能源供应和冷却系统的建立，因此还需要进一步的研究和开发。

此外，研究人员还在探索一种被称为纳米涂层的热防护系统。

这种涂层由纳米颗粒组成，具有独特的热防护性能。

它可以在极端温度下形成稳定的氧化层，起到保护的作用。

纳米涂层的研究目前还处于起步阶段，但已经展示出了巨大的应用潜力。

总之，超高音速飞行器的热防护系统是目前航空领域的一大研究重点。

通过采用耐高温复合材料、主动冷却技术和纳米涂层等方法，可以有效地保护飞行器免受高温的侵害。

不过，热防护系统的研究仍然面临许多挑战，如能源供应和系统设计等。

未来，随着科学技术的不断进步，相信超高音速飞行器的热防护系统会取得更大的突破。

高超声速飞行器热防护系统研究概况

高超声速飞行器热防护系统研究概况摘要：随着飞行器飞行速度的不断提高，将面临严酷的气动加热环境，对弹体的热防护系统设计要求更加严格。

热防护技术是高超声速飞行器设计的关键技术之一，对高超声速飞行器热防护系统进行介绍，热防护方式由被动式热防护向主动热防护方式过渡。

从环境与热防护材料的耦合作用出发，介绍了新型热防护机制的原理和进展。

关键词：高超声速，热防护1引言飞行器以高超声速飞行时，由于激波压缩、粘性摩擦等作用，造成壁面附近气温升高。

高温空气不断向低温壁面传热，引起强烈的气动加热。

同时，由于翼、舵等部件的存在，会出现激波干扰流动、分离流动等复杂气动现象，导致气动热环境十分复杂而严酷，飞行器在临近空间的飞行马赫数为8时，头锥温度可高达1800℃，翼面前缘温度在1500℃左右，必须进行有效的防热设计[1]。

随着飞行器性能指标的不断提升，高超声速飞行器热防护方式由被动向主动、单一防热功能向多功能一体化热防护技术以及新型材料的引入等发展新方向，为解决高超声速飞行器热防护问题提供了新的途径。

本文对热防护技术相关研究进行了综述。

2传统热防护机制热防护系统是高超声速防空导弹设计中的重要分系统之一，在防空导弹飞行过程中，它能够阻挡气动热向弹体内部坏境的传递，将温度维持在电子设备的正常工作范围内，确保结构及设备的安全可靠，不受气动加热的影响。

根据作战任务需求的差异性，防空导弹飞行过程中承受的飞行热环境差别较大，因此热防护结构的设计也存在较大的差异。

目前，热防护系统根据工作原理的不同，可以分为三类：被动式热防护系统、半主动式热防护系统和主动式热防护系统[2]，如表1所示。

表1 热防护系统及其应用环境2.1被动式热防护系统被动防热系统依靠其自身结构和材料，将热量吸收或辐射出去，不需要工质来排走热量，即通过辐射带走一部分热量后，余下热量依靠自身吸收储存、结构材料耐温或隔热层阻挡。

简而言之，飞行器被动防热系统主要依靠耐高温材料选型和飞行器整体结构设计的统筹运行，常见的方案有陶瓷瓦、柔性毡和金属盖板式防热3种[3]。

1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。

高新技术
科技资讯２００９ＮＯ．１９
ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ
飞行器结构热防护模拟计算
张庆峰（中国民航飞行学院四川德阳６１８３０７）
摘要：根据空天飞机的头锥部驻点的热流密度Ｑｗｓ以及飞机头部热流密度的分布和飞机头部热流密度的分布确定防热层结构和厚度、冷却层结构和冷却气体的压力、流速等具体参数，并计算出飞机头锥部蒙皮内部各点温度分布。关键词：空天飞机金属热防护高超声速气动加热中图分类号：Ｖ２２文献标识码：Ａ文章编号：１６７２－３７９１（２００９）０７（ａ）－０００３－０２
参考文献［１］熊鳌魁．湍流模式理论综述［Ｊ］．武汉理
工大学学报，２００１，２（４）：４５１～４５５．［２］蔡兆麟，罗晟．用有限体积法计算叶轮
机械内三维粘性流动［Ｊ］．华中理工大学学报，２０００，９（９）：７２～７５．［３］范绪箕．气动加热与热防护系统［Ｍ］．北京：科学出版社，２００４，１２：１４１～１４６．［４］马庆芳，方容生，项立成，等．实用热物理性质手册［Ｍ］．北京：中国农业机械出版社，１９８６，１：６６９～６７１．［５］张庆峰．嵌入式大气数据系统与飞行器结构热防护模拟计算［Ｄ］．南京航空航天大学硕士论文，２００７，３：２６～４２．
口速度越慢，温度上升的越快。当ｘ ′＝９０
时，在冷却流体入口速度为２０ｍ／ｓ、３０ｍ／ｓ
的条件下，表面温度分别为１．３１ × １０３Ｋ、
１．２９ × １０３Ｋ。和ｘ′＝１５时的表面温度相比，
分别上升了２５Ｋ，１５Ｋ，可见，随着冷却流体
着冷却流体的流速增加，表面温度的降低
速度变慢。
温度在钝头区附近降低最快，在左右
时降低到最低，随着冷却流体的流速增加，
表面温度的降低速度变慢。在冷却流体入
口速度为２０ｍ／ｓ、３０ｍ／ｓ的条件下，最低温度
分别达到了１．２８５ × １０３Ｋ、１．２７５ × １０３Ｋ，温
度分别降低了１６５Ｋ，１７３Ｋ。这是由于在弯
换热只有平板区平均换热系数的一半。因
此当ｘ ′＞９０时，外表面的温度上升较快。但
是实际情况是在ｘ＝１００ ′时并不是实际出
口，后面还有飞机机体，由于只取了ｘ ′＜１００
的飞机头部模型，因此实际上９０＜ｘ ′＜１００
区域内并没有像计算结果显示的那样，外
４
科技资讯ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ
ｓ的条件下，表面温度沿ｘ ′方向的分布如图
２和图３所示。
在冷却流体入口速度为２０ｍ／ｓ、３０ｍ／ｓ
的条件下，驻点得温度分别达到了１．４５ ×
１０３Ｋ、１．４４８ × １０３Ｌ。表面温度分布的总
体趋势是驻点温度最高，并且驻点温度随
冷却流体的流速的升高略有降低，但是随
气动加热的热流密度，通过ｆｌｕｅｎｔ软件的计算得出了空天飞机头部的温度分布，并计算了氢气流场内的温度分布，总结了温度分布的规律，分析了温度分布的原因。这就为下一步的空天飞机的防热结构设计和冷却系统的详细设计提供了基本的数据。本章对飞机简化为二维结构进行计算所带来的误差进行了分析，对三维结构的数值计算有指导意义。
图５冷却流体入口速度３０ｍ／ｓ的条件下各耦合面温度沿ｘ方向分布
ＰＭ２０００蜂窝的厚度是０．００９７５ｍ，密度为ｐ＝１１５．３ｋｇ／ｍ３［３］；中间层为低导热系数材料（ＩＭＩ）的多屏隔热装置，比热ｃｐ＝１１６．６４Ｊ／ｋｇ·ｋ，导热系数λ ＝４ × １０－３Ｗ／ｍ ·Ｋ，厚度为１０ｍｍ，密度为ｐ＝７２．９ｋｇ／ｍ３［３］；内层为钛合金面板，比热ｃｐ６１８Ｊ／ｋｇ ·Ｋ，导热系数λ ＝１１７．４Ｗ／ｍ ·Ｋ，厚度为１０ｍｍ［４］。
空天飞机的高超声速问题尤其是再入问题，是其设计中的一个关键问题。解决这个关键问题的第一步便是解决气动加热给飞行器造成的障碍“ 热障 ”。
针对空天飞机实际的情况，对热障的合适解决办法是采用主动冷却防热系统，把机体结构和防热系统一体化，即把机体结构做成夹层式或管道式，让推进剂在夹层或管道内流动，使它吸走空气对结构表面摩擦所产生的热量。
本论文中选择使用有限体积法（ＦＶＭ）［２］。
２计算模型与结果分析计算模型如图（１）所示，进行数值计算
的区域是在－１０ｃｍ＜ｘ＜１００ｃｍ区间内的飞机头部，飞机头部的钝头体部分表面圆弧的半径是１０ｃｍ。在锥体部分，锥体表面的延长线与旋转轴的夹角为１０ °。飞机头部结构为旋转体，故可简化成二维结构进行数值计算，简化成二维之后，飞机头部的纵剖面是对称结构，就可以仅取其中一半来进行数值计算，也能得到很好的结果，如图１所示：计算区域只选择了飞机剖面的一半。
图２冷却流体入口速度２０ｍ／ｓ的条件下表面温度沿ｘ方向的分布
图３冷却流体入口速度３０ｍ／ｓ的条件下表面温度沿ｘ方向的分布
动量守恒方程
应力张量由下式给出：
图４冷却流体入口速度２０ｍ／ｓ的条件下各耦合面温度沿ｘ方向分布
能量方程：当激活非绝热ＰＤＦ模型时，ＦＬＵＥＮＴ解总焓形式的能量方程：
边界条件的设定：外表面热流密度使用在４０ｋｍ的飞行高度和３５Ｍａ飞行速度下计算的表面热流密度。整个飞机头部表面热流密度为［５］
设ｘ ′为计算模型中的ｘ轴坐标，则：
科技资讯ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ
３
科技资讯２００９ＮＯ．１９ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ
的流速增加，表面温度的增加速度变慢。
当ｘ ′＞２０时，流动趋于平稳，换热系数减
小，随着的增大，气体的温度不断上升，所
以在２０＜ｘ ′＜９０时，虽然表面热流密度在减
小，表面温度还是有所上升。
我们的模型在锥体区域内简化成了平
板强化对流换热，而且出口流动定义为自
有流出口，所以在出口附近的计算出来的
将
代入上
式，就可以得到ｑｉｓ的ｘ ′的函数关系。根据这个函数关系编写ＵＤＦ程序，代入ｆｌｕｅｎｔ
程序，作为飞机表面热流密度的边界条件。
另一个边界条件是氢气的入口温度设定为
３０Ｋ。
计算结果分析。
（１）表面温度分析。
冷却流体的入口速度从２０ｍ／ｓ和３０ｍ／
表面有较大的温升。所以９０＜ｘ ′＜１００区域内的计算结果是误差很大的。
（２）各耦合面温度分析。热流密度１０５Ｗ／ｍ２，入口速度从２０ｍ／ｓ到３０ｍ／ｓ的条件下各耦合面温度沿ｘ方向的分布如图４和图５所示。图中表层温度是飞机外表面的温度，内一层面是蒙皮最外层的ＰＭ２０００蜂窝夹心板和低导热系数材料（ＩＭＩ）的多屏隔热装置的耦合面，内二层是低导热系数材料（ＩＭＩ）的多屏隔热装置和最内层的钛合金面板的耦合面，内三层是钛合金面板与冷却用流体的耦合面。在冷却流体入口速度为２０ｍ／ｓ、３０ｍ／ｓ的条件下，各层温度的分布基本是如下规律：表层温度分布和内一层的温度分布相似，两者相差保持在４０Ｋ左右，内二层温度分布和内三层温度分布相似，两者相差保持在５０Ｋ左右。内一层和内二层的分布差别主要是在－１０＜ｘ ′＜１５区域内，在这一区域，内一层的温度迅速下降，内二层的温度明显上升。到ｘ ′＝１５左右时，两层之间的温度差达到最小，在冷却流体入口速度为２０ｍ／ｓ、３０ｍ／ｓ的条件下，两层之间的温度分别为１１１３Ｋ、１１０８Ｋ。而在１５＜ｘ ′＜１００区域内，内一层温度分布曲线和内二层的温度分布曲线近似为两条平行的直线。温度差近似保持为ｘ ′ ＝１５左右时的温度差。由此可见，在飞机头部的热防护层中，低导热系数材料（ＩＭＩ）的多屏隔热层内的温度下降最多。起到了良好的防热效果。流体温度分布的总体趋势温度一直升高，温度在钝头区附近升高最快。在冷却流体入口速度为２０ｍ／ｓ、３０ｍ／ｓ的条件下，在－１０＜ｘ ′＜１５区间，靠近换热面的流体的温度分别上升了７０Ｋ、６２Ｋ。（３）蒙皮内部温度分布如图４到图５所示，ＰＭ２０００蜂窝夹心板和钛合金层的表层和内层温度差不大，而在低导热系数材料（ＩＭＩ）的多屏隔热层内，温度下降很快。（４）我们按照二维结构来计算了空天飞机的头部的温度场分布，但是实际上飞机的结构是三维结构，做这样的简化可以减小计算量，使一般的微型计算机就可以在一定时间内得到结果。但是这样会产生一系列的误差。首先，采用二维结构进行计算时，冷却用流体的流速在整个管道内流速是一定的。但是在实际的三维结构中，流体的速度随截面积的增大不断减小，这就造成了对流换热系数的减小，使得飞机头部的实际温度比计算所得的温度要高一些。其次，由于流体的速度不断减小，造成