吳大方，商 蘭，蒲 穎，王懷濤，高鎮(zhèn)同

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

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1700℃有氧環(huán)境下高超聲速飛行器輕質(zhì)防熱材料隔熱性能試驗(yàn)研究

吳大方，商 蘭，蒲 穎，王懷濤，高鎮(zhèn)同

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

摘要：文章針對高超聲速飛行器需面臨極端高溫有氧熱環(huán)境以及艙體表面單側(cè)面受熱的特點(diǎn)，建立了由硅鉬發(fā)熱體作為熱源的紅外輻射式超高溫、時變、單側(cè)面加熱試驗(yàn)測試系統(tǒng)，開展了高達(dá)1700℃的有氧環(huán)境下高超聲速飛行器輕質(zhì)防熱材料的隔熱性能試驗(yàn)。另外，為了研究和優(yōu)選高效隔熱方式，對高超聲速飛行器用單層輕質(zhì)陶瓷隔熱材料和陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)在1700℃高溫有氧環(huán)境下的隔熱特性進(jìn)行了試驗(yàn)測試；通過試驗(yàn)結(jié)果的對比分析，發(fā)現(xiàn)陶瓷/納米材料復(fù)合疊層結(jié)構(gòu)比單層輕質(zhì)陶瓷材料的隔熱效果提高近50%。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器；極端高溫；有氧環(huán)境；輕質(zhì)防熱材料；熱試驗(yàn)

由氣動熱產(chǎn)生的飛行器表面高溫主要源自于大氣層內(nèi)的有氧環(huán)境，因此熱防護(hù)試驗(yàn)一般應(yīng)在有氧的高溫環(huán)境中進(jìn)行。但受制于試驗(yàn)設(shè)備的熱試驗(yàn)?zāi)芰Γ壳巴瓿筛哌_(dá)1700℃有氧環(huán)境下的材料隔熱性能試驗(yàn)測試還十分困難，因而現(xiàn)行的極端高

0 引言

高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時所面臨的氣動加熱環(huán)境極為嚴(yán)酷，飛行器某些部位的表面溫度可高達(dá)1500～1700℃[1-2]。為了保證艙體內(nèi)設(shè)備的正常運(yùn)行環(huán)境，選用高效輕質(zhì)熱防護(hù)材料并設(shè)計良好的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)是高超聲速飛行器安全設(shè)計中溫環(huán)境下的隔熱性能測試一般在真空或充滿惰性氣體的封閉空間中進(jìn)行[5-9]。由于高超聲速飛行器在真空或惰性氣體高溫環(huán)境中不存在高溫氧化損傷，有關(guān)傳熱機(jī)理也與在大氣有氧環(huán)境中飛行有明顯差別。為了獲取實(shí)際高溫有氧環(huán)境下的關(guān)鍵性能參數(shù)，國家自然科學(xué)基金委近年發(fā)布的重大研究計劃項(xiàng)目指南提出：要發(fā)展測量與表征耐1500℃以上的各種新型超高溫材料與結(jié)構(gòu)的力-變形曲線以及力/熱/氧化關(guān)鍵參量和性能，提升極端高溫有氧環(huán)境下材料與結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)方法和技術(shù)的創(chuàng)新能力[10]。

另外，高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時，其艙體外表面始終處于一種單側(cè)面受熱狀態(tài)。因此在防熱材料的隔熱性能試驗(yàn)測試中，模擬設(shè)備須提供單側(cè)面加熱環(huán)境，即能夠生成具有熱面和冷面差異的超高溫?zé)嵩囼?yàn)環(huán)境，而避免將防熱材料整體放入高溫環(huán)境中。當(dāng)前，高超聲速飛行器設(shè)計部門迫切希望能夠在高達(dá)1500～1700 ℃的有氧環(huán)境下，獲取防熱材料或結(jié)構(gòu)在單側(cè)面加熱時的隔熱性能數(shù)據(jù)。而能夠同時實(shí)現(xiàn)高達(dá)1700 ℃的極端高溫、有氧、時變、單側(cè)面加熱環(huán)境模擬的試驗(yàn)研究未見有文獻(xiàn)報道。

本文針對高超聲速飛行器熱防護(hù)研究中的迫切需求，建立了一套可實(shí)現(xiàn)高達(dá)1700 ℃有氧環(huán)境下的材料和結(jié)構(gòu)的隔熱性能試驗(yàn)測試系統(tǒng)，并能提供具有熱面和冷面差異的單側(cè)面加熱環(huán)境。為了研究和優(yōu)選高效隔熱方式，使用該試驗(yàn)測試系統(tǒng)對輕質(zhì)陶瓷隔熱材料以及新型陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)的隔熱性能進(jìn)行試驗(yàn)測試，并對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析對比，為高超聲速飛行器在極端熱環(huán)境下的熱防護(hù)設(shè)計和安全可靠性評定提供重要的試驗(yàn)手段和設(shè)計依據(jù)。

1 輕質(zhì)防熱材料試驗(yàn)件

在設(shè)計高超聲速飛行器時，對部件或結(jié)構(gòu)的重量控制非常嚴(yán)苛，往往安全余量取得相對較低。為了減輕重量，選擇高效輕質(zhì)隔熱材料或高效隔熱結(jié)構(gòu)是高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計中的重要工作。多孔輕質(zhì)陶瓷防熱材料具有重量輕、耐高溫、抗變形能力強(qiáng)、機(jī)械強(qiáng)度較好的優(yōu)點(diǎn)，已用于制作航天飛機(jī)的隔熱瓦等部件[11-12]。新型納米隔熱材料（氣凝膠）的熱導(dǎo)率非常低，隔熱性能優(yōu)異，是一種很有發(fā)展前途的高效隔熱材料[13-14]。本文對單層輕質(zhì)陶瓷材料和含納米材料的疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)這2種防熱材料在極端高溫有氧環(huán)境下進(jìn)行了對比試驗(yàn)，以觀察其隔熱效能的差異。

圖1為防熱材料試驗(yàn)件，其平面尺寸150 mm× 150 mm，厚度40 mm。圖1(a)為單層輕質(zhì)陶瓷材料試驗(yàn)件，其主要成分為Al2O3和SiO2，含有少量的Fe2O3，使用溫度可達(dá)1700 ℃。圖1(b)為陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件，受高溫面為20 mm厚的輕質(zhì)陶瓷材料，其背后有2層厚度為10 mm的氧化鋁納米多孔輕質(zhì)隔熱材料（由氧化鋁納米顆粒、增強(qiáng)纖維、燒結(jié)抑制劑和遮光劑構(gòu)成）。納米尺度的微小孔洞可抑制氣體導(dǎo)熱，遮光劑能夠減少高溫輻射傳熱，因此材料的隔熱性能優(yōu)異，使用溫度可以達(dá)到1200～1300 ℃。但是，當(dāng)使用溫度長時間超過1300 ℃后，平板納米材料會產(chǎn)生比較大的變形。因此，測試時先將可耐1700 ℃高溫且抗變形能力好的輕質(zhì)陶瓷材料放置于受熱面，使溫度降低到納米隔熱材料的可適應(yīng)范圍之內(nèi)，以避免納米隔熱材料產(chǎn)生較大的變形。通過2種不同材料的優(yōu)勢互補(bǔ)，在總厚度相同的條件下，最大限度地發(fā)揮納米隔熱材料熱導(dǎo)率很低的特點(diǎn)，形成隔熱效率高、變形小的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)。

圖1　輕質(zhì)防熱材料試驗(yàn)件Fig. 1 Lightweight thermal protection material specimens

2 試驗(yàn)系統(tǒng)

自行研制的1700 ℃高溫有氧環(huán)境下的材料與結(jié)構(gòu)隔熱性能試驗(yàn)裝置如圖2所示。

圖2　1700 ℃有氧環(huán)境下平板式隔熱性能試驗(yàn)裝置示意Fig. 2 Illustration of apparatus for thermal-insulation performance of plates in oxidation environment up to 1700 ℃

加熱體采用硅鉬發(fā)熱元件。與石墨發(fā)熱體不同，硅鉬發(fā)熱元件可在有氧環(huán)境中長時間工作，通電后能夠達(dá)到1700 ℃的高溫條件。本試驗(yàn)裝置的隔熱基座上安裝有2組高溫陶瓷支座，每組支座上有一排直徑為14 mm的限位圓孔，將直線型硅鉬發(fā)熱體穿過高溫陶瓷支座上的圓孔，形成密集的平面加熱陣列。高溫陶瓷支座上連接了厚度為40 mm的高溫陶瓷板，在板的中部開有一個放置試驗(yàn)件用的150 mm×150 mm的方形透熱孔。方孔下端有凸出的臺階，用以支撐方形平板狀的試驗(yàn)件。硅鉬加熱元件陣列產(chǎn)生的高溫，透過透熱孔對平板試驗(yàn)件進(jìn)行加熱，因而形成了單側(cè)面加熱環(huán)境。試驗(yàn)件的非加熱面既可安裝柔性隔熱材料防止熱散失，也可根據(jù)需要使非加熱面直接暴露在空氣之中。

平板試驗(yàn)件的受熱面和非受熱面的中部均安裝有熱電偶傳感器，其中受熱面的溫度傳感器用于溫度控制，非受熱面的溫度傳感器獲取試驗(yàn)件的背面溫度。計算機(jī)自動記錄這2個表面的溫度變化數(shù)據(jù)，即可得到試驗(yàn)件的隔熱性能。由于要在1700℃的高溫氧化環(huán)境下對溫度進(jìn)行控制，受熱面溫度傳感器采用雙鉑銠（B型）熱電偶，最高使用溫度可達(dá)1800 ℃。硅鉬發(fā)熱體以串聯(lián)方式聯(lián)接，以提高驅(qū)動電壓的可控調(diào)節(jié)范圍，并自行設(shè)計制作了可適應(yīng)低電壓、大電流工作條件的大功率供電調(diào)節(jié)裝置。

熱控制系統(tǒng)由紅外輻射加熱器、溫度傳感器、信號放大器、A/D轉(zhuǎn)換器、工業(yè)控制計算機(jī)、D/A轉(zhuǎn)換器、移相觸發(fā)器、可控硅功率調(diào)節(jié)器等組成，是一個閉環(huán)控制系統(tǒng)。系統(tǒng)工作時，溫度傳感器采集溫度信號；信號經(jīng)過放大后，送入A/D轉(zhuǎn)換器進(jìn)行模/數(shù)轉(zhuǎn)換；將測量得到的溫度值與溫度設(shè)定值進(jìn)行比較，將二者差值送入控制程序；計算機(jī)通過控制算法將差值信號轉(zhuǎn)換為控制量，并經(jīng)過D/A轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換成模擬信號后驅(qū)動電功率調(diào)節(jié)裝置，調(diào)節(jié)施加在硅鉬發(fā)熱體上的電功率，從而實(shí)現(xiàn)預(yù)設(shè)溫度曲線的自動跟蹤和控制[15-17]。

本試驗(yàn)設(shè)置了2種不同溫度的熱環(huán)境歷程：1500 ℃和1700 ℃試驗(yàn)溫度。在加熱試驗(yàn)中，熱控制系統(tǒng)使試驗(yàn)件受熱面溫度上升至目標(biāo)值，之后分別保持在1500 ℃和1700 ℃。為了模擬高超聲速飛行器比較長時間的氣動加熱歷程，加熱總時間設(shè)為3000 s。

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1輕質(zhì)陶瓷材料隔熱性能

本控制系統(tǒng)是將受熱面設(shè)置為“前表面”，非受熱面視為“后表面”。圖3給出了輕質(zhì)陶瓷材料穩(wěn)態(tài)溫度為1500 ℃和1700 ℃時的“前表面設(shè)定溫度”和“實(shí)際控制結(jié)果”，同時給出了實(shí)測得到的輕質(zhì)陶瓷材料試驗(yàn)件在2種不同溫度歷程下的隔熱性能曲線。表1中記錄了穩(wěn)態(tài)溫度為1700 ℃熱試驗(yàn)過程中第0、500、1000、……、3000 s時刻的設(shè)定溫度、實(shí)際控制結(jié)果、溫度差和跟蹤誤差。由表1的試驗(yàn)結(jié)果可以看到：在1700 ℃熱環(huán)境的模擬過程中，上升段的設(shè)定溫度與實(shí)際控制結(jié)果之間的溫度差小于±3 ℃，全程跟蹤誤差小于±1.0%。這表明：雖然硅鉬加熱體屬于熱延遲比較大的加熱元件，但是本試驗(yàn)系統(tǒng)同樣能提供準(zhǔn)確度很高的動態(tài)熱試驗(yàn)環(huán)境。

圖3　輕質(zhì)陶瓷材料高溫試驗(yàn)及隔熱性能曲線Fig. 3 High-temperature test and thermal-insulation performance of lightweight ceramic material specimen

表1　輕質(zhì)陶瓷材料隔熱試驗(yàn)的設(shè)定溫度、控制溫度和跟蹤誤差(穩(wěn)態(tài)溫度1700℃)Table 1 Pre-set and control temperature and tracing errors of lightweight ceramic material specimen(steadystate temperature 1700℃)

圖4給出了輕質(zhì)陶瓷材料試驗(yàn)件在高溫試驗(yàn)前以及經(jīng)過1700℃高溫后的表觀和微觀形貌照片。

圖4　輕質(zhì)陶瓷材料高溫試驗(yàn)前、后的表觀和微觀形貌Fig. 4 SEM images of lightweight ceramic material specimen before and after high-temperature test

從圖4(a)和圖4(b)可見，常溫下，輕質(zhì)陶瓷材料試驗(yàn)件的纖維隨機(jī)排列，纖維直徑小于20μm。從圖4(c)和圖4(d)可見，經(jīng)1700℃高溫后，出現(xiàn)了少量隨機(jī)分布的燒結(jié)球，有的直徑達(dá)到80μm，纖維之間更為清晰。其原因是陶瓷纖維隔熱氈內(nèi)部含有少量的氧化鉀和氧化鐵，經(jīng)高溫后熔化形成了斑狀燒結(jié)物。

3.2輕質(zhì)陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)

圖5給出了陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)1500℃和1700℃時的“前表面設(shè)定溫度”和“實(shí)際控制結(jié)果”，同時給出了試驗(yàn)件后表面溫度的實(shí)測曲線。由圖5明顯可見：相同厚度的陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)的隔熱能力，比單層輕質(zhì)陶瓷材料（見圖3）得到大幅度的提高。

圖5　陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)高溫試驗(yàn)及隔熱性能曲線Fig. 5 High-temperature test and thermal-insulation performance of ceramic-nanomaterial laminated structure

圖6中給出了納米材料在高溫試驗(yàn)前及經(jīng)過高溫后的表觀和微觀形貌照片。由圖6(a)和圖6(b)可見，試驗(yàn)前表面無明顯的連續(xù)裂紋，高溫后由于材料受熱收縮出現(xiàn)了明顯的開裂現(xiàn)象，既有比較大的裂紋（圖6(c)），又有許多小尺度裂紋（圖6(d)）。

圖6　納米材料高溫試驗(yàn)前、后的表觀和微觀形貌Fig. 6 SEM images of nanomaterial before and after high-temperature test

3.3兩種材料的試驗(yàn)結(jié)果對比分析

為了對輕質(zhì)陶瓷材料與陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)的隔熱效果進(jìn)行對比，圖7給出了這2種試驗(yàn)件后表面實(shí)測溫度的比較。雖然2種試驗(yàn)件的厚度相同（均為40mm），但陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的后表面溫度有大幅度降低。表2中給出了陶瓷材料與陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)2種試驗(yàn)件隔熱效果的對比數(shù)據(jù)（3000s時）。由表2中的數(shù)據(jù)可知，陶瓷材料試驗(yàn)件前表面溫度為1500℃時，后表面溫度為842.4℃；而陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的后表面溫度則下降至423.5℃，兩者的溫差為418.9℃，表明疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)的隔熱能力提高了49.7%。陶瓷材料試驗(yàn)件前表面溫度增高到1700℃時，其后表面溫度為1012.4℃，而疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的后表面溫度僅為536.2℃，隔熱能力相對提高了47.0%。這說明，采用2種甚至多種優(yōu)勢互補(bǔ)材料進(jìn)行組合，可優(yōu)選出隔熱能力更加優(yōu)異的隔熱方案。

圖7　2種試驗(yàn)件后表面溫度實(shí)測值比較Fig. 7 A comparison of measured temperatures of the back surfaces of two kinds of specimens

表2　2種試驗(yàn)件的隔熱效果對比（3000 s時）Table 2 A comparison of thermal-insulation performance of two specimens (at 3000s)

4 結(jié)束語

本文針對高超聲速飛行器熱防護(hù)研究中的迫切需求，自行研制了一套由硅鉬發(fā)熱體組成的超高溫、有氧、時變環(huán)境下的單側(cè)面加熱試驗(yàn)系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)高達(dá)1700℃的熱防護(hù)材料的隔熱性能試驗(yàn)測試。本試驗(yàn)系統(tǒng)雖然由熱延遲較大的硅鉬發(fā)熱體制成，但由試驗(yàn)結(jié)果可知，仍然可以獲得良好的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)跟蹤模擬效果，實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確的時變高溫?zé)岘h(huán)境試驗(yàn)?zāi)M。

對輕質(zhì)高溫陶瓷防熱材料與陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)在1700℃有氧環(huán)境下的隔熱性能進(jìn)行了對比試驗(yàn)研究。結(jié)果表明，相比于相同厚度的單一輕質(zhì)陶瓷材料，陶瓷/納米材料疊層復(fù)合結(jié)構(gòu)的隔熱能力提高了近50%。

利用本試驗(yàn)系統(tǒng)還可以開展其他輕質(zhì)防熱材料的隔熱性能試驗(yàn)研究，為高超聲速飛行器的熱防護(hù)設(shè)計和安全可靠性評定提供有效的試驗(yàn)手段和設(shè)計依據(jù)。

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（編輯：張艷艷）

Experimental research of thermal-insulation performance of lightweight thermal protection materials for hypersonic aircraft in oxidation environment up to 1700 ℃

Wu Dafang, Shang Lan, Pu Ying, Wang Huaitao, Gao Zhentong (School of Aeronautics Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

Abstract:In view of the fact that hypersonic vehicles operate in oxidation environments with extremely high temperatures in which the vehicles’ outer shells experience single-sided heating, an infrared radiation test system is proposed in this paper, based on silicon-molybdenum heating elements, for ultra-temperature, time-varying and one-sided heating environments. The thermal-insulation performance test for lightweight thermal protection materials of hypersonic aircraft in extremely high-temperature/oxidation environments up to 1700 ℃ can be carried out within the system. In addition, to study and select an efficient thermal-insulation scheme, the insulation properties of a lightweight ceramic material and a ceramic-nanomaterial laminated structure in an oxidative environment at 1700℃ are experimentally studied. The test results show that the ceramic-nanomaterial laminated structure can help improve the thermal insulation by approximately 50% over the single layer of lightweight ceramic material.

Key words:hypersonic aircraft; extreme high temperature; oxidation environment; lightweight thermal protection materials; thermal test不可缺少的重要環(huán)節(jié)[3-4]。

作者簡介：吳大方（1950—），男，教授，博士生導(dǎo)師，主要從事高速飛行器結(jié)構(gòu)熱防護(hù)、實(shí)驗(yàn)力學(xué)、結(jié)構(gòu)振動主動控制研究。E-mail: wdf1950@163.com。

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（編號：11427802，11172026)；高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金項(xiàng)目（編號：20131102110014）

收稿日期：2015-11-10；修回日期：2016-01-17

DOI:10.3969/j.issn.1673-1379.2016.01.002

中圖分類號：V45

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1673-1379(2016)01-0007-06