劉斌吳儒亮徐緋

（1西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 7 10072）（2西北工業(yè)大學(xué)無(wú)人機(jī)所，西安 7 10065）

1 引言

用于新一代可重復(fù)使用運(yùn)載器 （Reusable Launch Vehicle，RLV）[1]——空天飛行器上的非燒蝕耐高溫陶瓷基復(fù)合材料或金屬材料的可重復(fù)使用蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)（Thermal Protection System，TPS）[2-3]是各航空航天大國(guó)的研究熱點(diǎn)。其中固體連接/支撐結(jié)構(gòu)引起的熱短路問(wèn)題及表面熱防護(hù)單元間縫隙引起的熱短路問(wèn)題[4]會(huì)導(dǎo)致TPS底層被保護(hù)機(jī)體蒙皮上局部溫度過(guò)高。對(duì)于結(jié)構(gòu)中局部溫度過(guò)高問(wèn)題，民用產(chǎn)品中有多種散熱方案，其中耗能結(jié)構(gòu)有電子風(fēng)扇強(qiáng)制熱對(duì)流[5]、流體冷循環(huán)散熱管[6]等方案；非耗能結(jié)構(gòu)有增加壁面肋片[7]和獨(dú)立安裝散熱片結(jié)構(gòu)[8]等方案，較為理想的金屬材料有銀、銅、鋁等，實(shí)際中多采用較為便宜的鋁合金。散熱片方案大多是在周圍存在空氣情況下與周圍環(huán)境進(jìn)行熱交換實(shí)現(xiàn)散熱。雖然空天飛行器被動(dòng)TPS內(nèi)部冷空氣很少，但散熱片能對(duì)熱流方向進(jìn)行控制的設(shè)計(jì)思路值得借鑒，通過(guò)對(duì)TPS內(nèi)部溫度場(chǎng)進(jìn)行控制，使熱短路問(wèn)題得以優(yōu)化。

文獻(xiàn)[9]提出了轉(zhuǎn)移表面高溫區(qū)熱量的疏導(dǎo)熱防護(hù)思路，文獻(xiàn)[10]也指出高導(dǎo)熱材料對(duì)尖化前緣部位最高溫的改善，但兩者都未給出進(jìn)一步的具體應(yīng)用形式。在ESA的未來(lái)空間運(yùn)輸研究方案（FESTIP）中曾提出過(guò)含有散熱片結(jié)構(gòu)的蓋板式TPS概念的設(shè)計(jì)思路[11]，地面試驗(yàn)及FEM分析表明其具有較好的力學(xué)和熱學(xué)性能，未來(lái)將進(jìn)一步在飛行器上進(jìn)行試驗(yàn)。國(guó)內(nèi)類似散熱片結(jié)構(gòu)對(duì)TPS溫度場(chǎng)分布進(jìn)行主動(dòng)控制的研究文獻(xiàn)比較少見(jiàn)，這里的散熱片是一種能夠控制熱流走向，將局部高熱量向面內(nèi)四周分散以使溫度更加均勻的薄壁結(jié)構(gòu)，它由高導(dǎo)熱材料制成。本文利用通用有限元軟件ABAQUS對(duì)熱短路導(dǎo)致機(jī)體局部溫度過(guò)高的情形進(jìn)行了熱分析，研究了熱流控制結(jié)構(gòu)對(duì)溫度場(chǎng)的影響，結(jié)果表明散熱片能顯著降低機(jī)體局部高溫，為TPS中熱短路問(wèn)題的優(yōu)化提供了可借鑒的設(shè)計(jì)思路。

2 TPS中支架熱短路問(wèn)題及改進(jìn)

2.1 支架熱短路問(wèn)題數(shù)值分析模型

本文中的熱短路問(wèn)題是指TPS結(jié)構(gòu)中的局部（邊緣、內(nèi)部支架處等）由于不存在隔熱層，導(dǎo)致熱量在此處過(guò)快地由高溫區(qū)（面板）向低溫區(qū)（機(jī)體）傳遞的現(xiàn)象。蓋板式TPS具有防隔熱及承受外部力學(xué)載荷的能力，典型陶瓷基復(fù)合材料（CMC）蓋板式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)[12]如圖1所示。該結(jié)構(gòu)底部鋁合金機(jī)體與頂部復(fù)合材料面板通過(guò)支架結(jié)構(gòu)連接，包括主要承力構(gòu)件中央立柱和四周“Z”字形連接件，連接件具有固定面板、承載及協(xié)調(diào)熱變形功能，這些結(jié)構(gòu)的形狀設(shè)計(jì)和分布需綜合考慮熱、力學(xué)性能。支架的熱傳導(dǎo)系數(shù)比周圍填充的隔熱氈大1～2個(gè)數(shù)量級(jí)，存在熱短路問(wèn)題。金屬蓋板式TPS中，四角處的螺栓及四周的柔性側(cè)面板也會(huì)引起熱短路[13]，另外其支架采用耐高溫金屬材料，熱傳導(dǎo)系數(shù)比低熱導(dǎo)率的復(fù)合材料大得多，熱短路問(wèn)題會(huì)更加嚴(yán)重。

圖1 典型復(fù)合材料蓋板式TPS單元結(jié)構(gòu)（隔熱氈未顯示）Fig.1 Typical CMCintegrated TPSunit structure(Insulation removed)

在這類熱短路問(wèn)題中，支架底部處的機(jī)體蒙皮局部溫度過(guò)高，而遠(yuǎn)離高溫區(qū)的蒙皮溫度相對(duì)低得多。為改善這種局部溫度過(guò)高問(wèn)題，可以在TPS底部加入熱流控制結(jié)構(gòu)——散熱片來(lái)合理控制熱流流向。

對(duì)于散熱片的設(shè)計(jì)，由于散熱片將高溫區(qū)與低溫區(qū)“連通”，把熱量從高溫區(qū)傳向低溫區(qū)，所以需根據(jù)蒙皮溫度分布情況確定其形狀和布局。散熱片應(yīng)位于TPS靠近底部的位置，防止過(guò)早地將TPS上部高溫區(qū)的熱量傳入底部，具體高度取決于散熱效率，效率高則可適當(dāng)降低位置，反之則需升高散熱片以保證充足的散熱時(shí)間。提高散熱效率可以通過(guò)增大散熱片在高、低溫區(qū)接觸面積來(lái)改善，在低溫端設(shè)計(jì)“U”型支腳便是措施之一。此外，為了防止散熱片對(duì)機(jī)體輻射過(guò)多熱量，在散熱片周圍仍填充隔熱氈，使散熱主要以熱傳導(dǎo)的方式進(jìn)行。

為了研究支架熱短路問(wèn)題，分別對(duì)無(wú)支架、有支架以及含熱流控制結(jié)構(gòu)的TPS進(jìn)行傳熱分析，其三維幾何模型如圖2所示，幾何尺寸見(jiàn)表1，熱載荷采用圖3所示的航天飛機(jī)再入時(shí)典型瞬態(tài)溫度載荷。

圖2 TPS模型Fig.2 TPSmodel

圖3 再入段典型溫度載荷曲線Fig.3 Typical temperature load during reentry

表1 TPS模型幾何尺寸Tab.1 Sizesof TPSmodels mm

2.2 計(jì)算結(jié)果與分析

通過(guò)有限元分析軟件ABAQUS對(duì)上述模型進(jìn)行數(shù)值傳熱分析。在模型中，TPS面板采用耐高溫C/SiC復(fù)合材料，隔熱氈采用密度為48kg/m3的多晶鋁合金纖維材料，散熱片為熱傳導(dǎo)系數(shù)與鋁合金相同的金屬材料，機(jī)體蒙皮采用鋁合金材料，均考慮了材料熱學(xué)性能參數(shù)隨溫度的變化。TPS四周側(cè)壁暫不計(jì)邊緣縫隙的影響，設(shè)為絕熱邊界，機(jī)體的內(nèi)表面通過(guò)表面對(duì)流換熱模擬實(shí)際中蒙皮向較低溫度的機(jī)體內(nèi)部傳遞的熱量，面板外表面施加熱載荷，機(jī)體表面2500秒時(shí)刻的熱流密度分布計(jì)算結(jié)果如圖4，溫度響應(yīng)計(jì)算結(jié)果如圖5。

圖4 2500時(shí)刻機(jī)體表面熱流密度分布Fig.4 Distribution of heat flux of the body skin at 2500s

從3種結(jié)構(gòu)的機(jī)體表面熱流密度分布情況可以看出，TPS中不含支架時(shí)，機(jī)體表面熱流密度均勻分布（圖4（a）），支架的加入使得支架底部熱流密度集中嚴(yán)重（圖4（b）），產(chǎn)生了嚴(yán)重的熱短路問(wèn)題，而散熱片將支架底部的熱流提前分散（圖4（c）），具有保護(hù)支架底部機(jī)體的作用。

圖5 機(jī)體表面溫度響應(yīng)Fig.5 Temperature response of the body skin

圖5(a)中機(jī)體表面溫度響應(yīng)計(jì)算結(jié)果顯示，無(wú)支架的TPS中，傳熱近似一維，蒙皮表面各處溫度相同，最高溫度為372.84K。加入支架后，中央立柱及“Z”形連接件底部的溫度比其它位置明顯高，其最高溫度分別為520.55K、480.32K，超出了450K的使用溫度限制；機(jī)體表面各處最高溫度值相差達(dá)124.02K，立柱和支架底部的機(jī)體將會(huì)發(fā)生局部燒壞。加入散熱片后，機(jī)體表面溫度分布比較均勻，蒙皮表面各處最高溫度值的最大差值減小到13.39K（圖5(b)）。原中央立柱底部的機(jī)體高溫區(qū)溫度顯著降低，最高溫度值降低90.18K，降幅17.32%（圖5(c)）；“Z”字形連接件底部的最高溫度由原來(lái)的480.32K降低了62.31K（圖5(d)）。同時(shí)，遠(yuǎn)離支架位置由于吸收了來(lái)自高溫區(qū)的熱量，溫度有所升高，最高上升32.62K，但未超過(guò)450K使用溫度限制（圖5(b)）。由此可見(jiàn)，散熱片的加入使蒙皮的溫度分布更加均勻，TPS中央立柱及邊緣“Z”字形連接件底部熱流密度不再過(guò)大，避免蒙皮局部溫度過(guò)高，改善了支架熱短路引起的機(jī)體局部燒壞問(wèn)題。

3 TPS縫隙輻射熱短路問(wèn)題及改進(jìn)

3.1 TPS縫隙熱短路問(wèn)題數(shù)值分析模型

由于蓋板式TPS應(yīng)用于飛行器大面積區(qū)時(shí)需用拼接的方式鋪設(shè)，熱防護(hù)單元之間需留有毫米量級(jí)的間隙，以避免蓋板在高溫載荷下由于熱膨脹相互擠壓產(chǎn)生過(guò)高應(yīng)力使TPS自身受到破壞。而中空縫隙的存在，使得高溫時(shí)面板除了空氣的熱傳導(dǎo)、對(duì)流換熱以外，主要通過(guò)熱輻射的方式向縫隙底部傳遞熱量，比周圍的隔熱氈傳熱快得多，致使縫隙底部的溫度比其它部位底部溫度高得多，產(chǎn)生了縫隙輻射熱短路問(wèn)題。縫隙輻射熱短路中，縫隙底部屬于高溫區(qū)，遠(yuǎn)離縫隙的對(duì)稱面屬于低溫區(qū)，因此可以考慮在TPS底部高低溫區(qū)間加入散熱片，使得縫隙底部過(guò)高的熱流分散至低溫區(qū)，進(jìn)而改善縫隙熱短路問(wèn)題。

文獻(xiàn)[4]研究了縫隙寬度及輻射率對(duì)熱短路的影響。為了進(jìn)一步探索散熱片對(duì)于此種熱短路問(wèn)題的改善效果，本文對(duì)文獻(xiàn)[4]中相同的2維模型及載荷情況進(jìn)行了復(fù)現(xiàn)，并固定取板間縫隙為3mm，模型中未考慮各處的支架及連接件，然后在此種TPS中加入熱流控制結(jié)構(gòu)。TPS二維模型如圖6所示。

圖6 研究縫隙熱短路的TPS二維模型Fig.6 2-D TPSmodel for researching thermal short-circuit

3.2 計(jì)算結(jié)果與分析

由于TPS中的空氣層很薄，數(shù)值傳熱分析時(shí)可忽略縫隙中空氣的對(duì)流換熱，面板頂部施加熱載荷，兩邊對(duì)稱面為絕熱邊界。溫度響應(yīng)計(jì)算結(jié)果如圖7。

圖7 二維TPS模型中機(jī)體蒙皮溫度響應(yīng)Fig.7 Temperature response of body skin in the 2-D TPSmodel

圖7（a）中X為從縫隙正下方的機(jī)體至模型對(duì)稱面無(wú)量綱化距離。結(jié)果顯示，縫隙正下方氈墊溫度較機(jī)體蒙皮其它位置上升快，且最高溫度值也高出150.41K，而機(jī)體蒙皮各處溫度基本一致。這是未考慮實(shí)際結(jié)構(gòu)中氈墊處短支架的計(jì)算結(jié)果，事實(shí)上，氈墊處支架熱短路會(huì)導(dǎo)致縫隙正下方機(jī)體蒙皮溫度顯著增加，由此可以看出縫隙輻射傳熱導(dǎo)致的熱短路問(wèn)題比較嚴(yán)重。在加入散熱片后，圖7（b）顯示縫隙底部隔熱氈最高溫度降低了67.97K，縫隙熱短路帶來(lái)的局部溫度過(guò)高問(wèn)題得到了一定改善。圖8為有、無(wú)散熱片時(shí)溫度場(chǎng)對(duì)比，從中也可直觀地看出散熱片對(duì)TPS底部溫度場(chǎng)的改善——中央縫隙底部溫度降低，兩側(cè)溫度有所升高，機(jī)體表面溫度分布更加均衡。

圖8 散熱片對(duì)TPS中溫度場(chǎng)的影響Fig.8 Difference of temperatur efieldsin TPS madeby cooling fins

4 熱流控制結(jié)構(gòu)的應(yīng)用

本文算例中的散熱片厚度為2mm，熱傳導(dǎo)系數(shù)在100～150W/(m·K)之間，由于散熱片位于隔熱氈底部，對(duì)材料耐熱性能要求不高，力學(xué)性能要求也不高，只需具有一定剛度保形即可。熱流控制結(jié)構(gòu)的主要功能是控制熱流流向，從而控制熱量分布。材料熱傳導(dǎo)系數(shù)越高越好，尤其是輕質(zhì)高導(dǎo)熱復(fù)材很適合作散熱片選材。例如，高模量碳纖維具有超過(guò)0.966×106Mpa的剛度，它的熱傳導(dǎo)系數(shù)為銅的3倍以上，約為1 298W/(m·K)[14]；一種全新的導(dǎo)熱散熱材料制成的石墨散熱片，平面內(nèi)具有150～1 500W/(m·K)范圍內(nèi)的超高導(dǎo)熱性能[15]。倘若采用熱傳導(dǎo)系數(shù)超過(guò)1 000W/(m·K)的低密度復(fù)合材料，算例中的散熱片厚度可降至0.3mm以下仍具有同樣的散熱效率，此時(shí)散熱片質(zhì)量也會(huì)大幅降低。

散熱片并不局限于在本文被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)中的應(yīng)用，對(duì)于流體介質(zhì)冷循環(huán)熱管一類的主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)也有應(yīng)用價(jià)值。雖然熱管材料通常使用溫度更高，不存在熱管局部燒壞問(wèn)題，但對(duì)于需冷卻的局部高溫?zé)?/p>

源，散熱片可以提前將溫度均勻化，以增加熱管與高溫?zé)嵩吹膿Q熱時(shí)間，提高冷卻效率，因此熱流控制的思路也可用于主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

5 結(jié)束語(yǔ)

空天飛行器TPS中的支架及縫隙會(huì)產(chǎn)生熱短路問(wèn)題，導(dǎo)致TPS下方的機(jī)體蒙皮局部溫度過(guò)高，蒙皮存在局部燒壞的危險(xiǎn)。本文利用有限元軟件ABAQUS對(duì)熱短路導(dǎo)致機(jī)體局部溫度過(guò)高的情形進(jìn)行了熱分析，結(jié)果表明：通過(guò)熱流控制結(jié)構(gòu)合理設(shè)計(jì)TPS內(nèi)部的熱流走向，可以使熱短路問(wèn)題得以優(yōu)化，避免機(jī)體蒙皮的局部燒壞；輕質(zhì)高導(dǎo)熱復(fù)合材料做成的散熱片將使熱流控制結(jié)構(gòu)效率更高，適合在空天飛行器上應(yīng)用。

（References）

[1] 姚草根,呂宏軍,賈新潮,等.金屬熱防護(hù)系統(tǒng)材料與結(jié)構(gòu)研究進(jìn)展[J].宇航材料工藝,2005(2):10-13.YAO Caogen,LV Hongjun,JIA Xincao,et al.Development of Metallic Thermal Protection System[J].Areospace Meterials&Technology,2005(2):10-13.(in Chinese)

[2] 趙玲,呂國(guó)志.典型C/CSi蓋板隔熱結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析[J].強(qiáng)度與環(huán)境,2008,35(3):27-34.ZHAO Ling,LV Guozhi.Optimization of C/CSi Shingle Thermal Protection System Under Reentry Aerodynamic Heating Conditions[J].Structure&Environment Engineering,2008,35(3):27-34.(in Chinese)

[3] 夏德順.重復(fù)運(yùn)載器金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的述評(píng)[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2002,256(2):21-26.XIA Deshun.Review of Metallic Thermal Protection System for the Reusable Launch Vehicle[J].Missiles and Space Vehicles,2002,256(2):21-26.(in Chinese)

[4] 解維華,孟松鶴,杜善義,等.金屬熱防護(hù)系統(tǒng)邊緣熱短路研究[J].航空學(xué)報(bào),2010,31(5):1080-1085.XIE Weihua,MENG Songhe,DU Shanyi,et al.Study on Edge Heat Shorts of Metallic Thermal Protection Systems[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2010,31(5):1080-1085.(in Chinese)

[5] 劉青.散熱風(fēng)扇運(yùn)用的新領(lǐng)域——LED路燈[J].中國(guó)科技博覽,2012(7):72-72.LIU Qing.New Application Field of Exhaust Fan——LED Street Lamp[J].China Science and Technology Review,2012(7):72-72.(in Chinese)

[6] Kwang-Soo Kim,Myong-HeeWon,Jong-Wook Kim,etal.Heat Pipe Cooling Technology for Desktop PCCPU[J].Applied Thermal Engineering,2003,23:1137-1144.

[7] 李玉寶,王建萍,呂召會(huì).矩形肋片散熱器幾何參數(shù)對(duì)散熱的影響分析[J].電子機(jī)械工程,2012,28(2):4-7.LIYubao,WANG Jianping,LV Zhaohui.Effect of Geometric Parameters of the Rectangular Fin Heat Sink on Heat Radiation[J].Electro-Mechanical Engineering,2012,28(2):4-7.(in Chinese)

[8]林永彬.簡(jiǎn)述散熱片、電路板和印制電路板（一）[J].家電檢修技術(shù)：資料版,2012(4):56-56.LIN Yongbin.Brief Introduction of Cooling Fin,Circuit Board(1)[J].Appliance Repair Technology:Pageof Data,2012(4):56-56.(in Chinese)

[9] 姜貴慶,艾邦成,俞繼軍.疏導(dǎo)熱防護(hù)的固體傳導(dǎo)的性能表征與傳導(dǎo)特性分析[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2008,26:44-50.JIANG Guiqing,AI Bangcheng,YU Jijun.The Property Expression and Conduction Analysis of Solid Medium for Shu-Dao Thermal Protection[J].Acta Aerodynamica Sinica,2008,26:44-50.(in Chinese)

[10] 孫健,劉偉強(qiáng).尖化前緣高導(dǎo)熱材料防熱分析[J].航空學(xué)報(bào),2011,32(9):1622-1628.SUN Jian,LIU Weiqiang.Analysis of Sharp Leading-edge Thermal Protection of High Thermal Conductivity Materials[J].Acta Aeronauticaet Astronautica Sinica,2011,32(9):1622-1628.(in Chinese)

[11] Hermann Hald,Hendrik Weihs,Thomas Reimer,et al.Development of Hot CMCStructures for Space Re-entry Vehicles via Flight Experiments[C].AIAA 2003-2696.

[12] Hendrik Weihs,Jose Longo,John Turner.The Sharp Edge Flight Experiment SHEFEX II[C].A Mission Overview and Status,2008.

[13] Blosser M L,Chen RR,Schmidt IH,et al.Advanced Metallic Thermal Protection System Development[C].AIAA 2002-0504.

[14] 沈海軍,程凱,楊莉,等.近空間飛行器[M].北京:航空工業(yè)出版社,2012:170.SHEN Haijun,CHENGKai,YANGLi,et al.Near Space Vehicle[M].Beijing:Aviation Industry Press,2012:170.(in Chinese)

[15] 百度百科.石墨散熱片[EB].(2012-06-24)[2012-07-12].http://baike.baidu.com/view/2963771.htm.Baidu Baike.Graphite Sheets[EB].(2012-06-24)[2012-07-12].http://baike.baidu.com/view/2963771.htm.(in Chinese)