劉建方，龐紅麗，潘 亮，孫慧娟

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

輕質(zhì)多層復(fù)合結(jié)構(gòu)氣瓶熱防護(hù)層研究

劉建方，龐紅麗，潘 亮，孫慧娟

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

火箭飛行過(guò)程中，長(zhǎng)時(shí)間高強(qiáng)度的熱流沖擊會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金氣瓶溫度升高，從而導(dǎo)致氣瓶的安全系數(shù)及可靠性降低。針對(duì)此問(wèn)題，開(kāi)展了氣瓶熱防護(hù)層研究，氣瓶熱防護(hù)層采用多層復(fù)合結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方案；采用一種新型輕質(zhì)疏松纖維材料——柔性隔熱氈作為熱防護(hù)層的重要隔熱層；進(jìn)行了熱防護(hù)層的熱分析計(jì)算和熱真空試驗(yàn)驗(yàn)證。結(jié)果表明：氣瓶熱防護(hù)層能夠承受長(zhǎng)時(shí)間高強(qiáng)度熱流沖擊，對(duì)氣瓶進(jìn)行有效熱防護(hù)，提高了氣瓶的可靠性，保障了飛行安全。

熱防護(hù)；多層復(fù)合結(jié)構(gòu)；柔性隔熱氈；氣瓶

0 引 言

鈦合金氣瓶為某火箭芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)提供控制及吹除氣體，鈦合金材料具有強(qiáng)度高、密度低的特性，但鈦合金抗拉強(qiáng)度隨著溫度的升高而降低。

某火箭芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作高度為200 km左右，工作時(shí)基本處于真空狀態(tài)；在飛行過(guò)程中，箭體沉底發(fā)動(dòng)機(jī)及芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)自身工作所產(chǎn)生的輻射及羽流對(duì)鈦合金氣瓶將產(chǎn)生加熱作用，氣瓶溫度升高。氣瓶溫度升高將導(dǎo)致鈦合金抗拉強(qiáng)度降低，而氣瓶?jī)?nèi)氣體的壓力又隨著氣體溫度的升高而升高，從而導(dǎo)致氣瓶的安全系數(shù)和可靠性的降低，給飛行帶來(lái)隱患。

為了減少發(fā)動(dòng)機(jī)飛行熱環(huán)境對(duì)氣瓶的影響，對(duì)氣瓶進(jìn)行熱防護(hù)。通過(guò)研究柔性輕質(zhì)多層復(fù)合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)層，將氣瓶溫度控制在使用溫度范圍內(nèi)，可保證氣瓶的可靠性[1]，實(shí)現(xiàn)安全飛行。

1 氣瓶熱環(huán)境分析

在火箭飛行過(guò)程中，鈦合金氣瓶承受著箭體沉底發(fā)動(dòng)機(jī)及芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)自身帶來(lái)的巨大熱流影響，包括對(duì)流和輻射傳熱。氣瓶承受的總熱流密度及作用時(shí)間變化曲線如圖1所示。

圖1 氣瓶熱流密度與時(shí)間關(guān)系

由圖1可知，熱流密度在1 830 s內(nèi)的均值為16 kW/m2，最大熱流為20 kW/m2，此熱流如被氣瓶完全吸收，則經(jīng)式（1）[2]傳熱計(jì)算氣瓶將達(dá)到0.6 K/s溫升。

式中 Q為單個(gè)氣瓶吸熱，J；C為鈦合金比熱，J/(kg·K)；M為氣瓶質(zhì)量，kg；T2為氣瓶吸熱后溫度，K；T1為氣瓶初始溫度，K。

鈦合金氣瓶的抗拉強(qiáng)度與溫度變化曲線如圖2所示。

圖2 鈦合金強(qiáng)度與溫度曲線

氣瓶強(qiáng)度隨溫度升高而逐漸降低，溫度低于80 ℃時(shí)能夠保證鈦合金氣瓶安全系數(shù)大于2，即氣瓶在飛行過(guò)程中溫度不能超過(guò)80 ℃。根據(jù)式（1）計(jì)算，約在經(jīng)受134 s大熱流沖擊后，氣瓶溫升即達(dá)到80 ℃。在發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間，氣瓶還要承受1 696 s的熱流沖擊，不能滿足氣瓶使用溫度要求80 ℃的限制條件。所以需采取隔熱措施，減少氣瓶大量吸熱帶來(lái)的過(guò)度溫升。

2 氣瓶熱防護(hù)層方案

鈦合金氣瓶在飛行過(guò)程中同時(shí)承受對(duì)流傳熱和輻射傳熱，單一隔熱材料熱防護(hù)層不能有效抵抗對(duì)流傳熱和輻射傳熱的同時(shí)作用。在氣瓶熱防護(hù)層方案設(shè)計(jì)時(shí)，采用多層復(fù)合結(jié)構(gòu)，如圖3所示。多層復(fù)合結(jié)構(gòu)具有裝配工藝性好、操作方便的特點(diǎn)[3，4]。

圖3 氣瓶熱防護(hù)層包覆狀態(tài)

鈦合金氣瓶多層復(fù)合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)層結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 多層復(fù)合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)層級(jí)

多層復(fù)合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)層共分5層，由外及內(nèi)分別為單層石英纖維布、單層鋁箔、柔性隔熱氈、單層鋁箔和單層石英纖維布，5層材料通過(guò)石英纖維線復(fù)合而成。通過(guò)低熱導(dǎo)材料和高反射率材料間隔復(fù)合而成，能有效抵抗對(duì)流傳熱和輻射傳熱的同時(shí)作用。

2.1 柔性隔熱氈

柔性隔熱氈為新型輕質(zhì)疏松纖維材料，傳統(tǒng)的隔熱材料主要以 SiO2基和 Al2O3基柔性隔熱材料為主，密度在0.2～0.3 g/cm3之間，室溫?zé)釋?dǎo)率在0.03 W/（m·K）左右。而新型柔性隔熱氈在密度、導(dǎo)熱率以及韌性方面均獲得重大突破，主要表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。

2.1.1 超低密度

新型柔性隔熱氈的密度為0.005 g/cm3，是傳統(tǒng)隔熱材料的1/40，減重效果明顯，達(dá)99%以上，具有比傳統(tǒng)隔熱材料不可比擬的優(yōu)勢(shì)。

2.1.2 超低熱導(dǎo)率

新型柔性隔熱氈的室溫?zé)釋?dǎo)率為0.01～0.015 W/（m·K），比傳統(tǒng)隔熱材料低1～2倍，絕熱系數(shù)是傳統(tǒng)隔熱材料的60～90倍，真空下柔性隔熱氈的室溫?zé)釋?dǎo)率遠(yuǎn)低于0.01 W/(m·K)，該柔性隔熱氈壓縮量為50%時(shí)的室溫?zé)釋?dǎo)率為0.03 W/(m·K)。

2.1.3 超高韌性

新型柔性隔熱氈壓縮率超過(guò) 60%依然能夠恢復(fù)到原來(lái)的形狀，并且能經(jīng)受1 000次壓縮循環(huán)后仍然能夠完全恢復(fù)到原狀，這一優(yōu)異的柔韌性為后續(xù)的成品加工和使用提供了條件。

2.2 石英纖維布

石英纖維布具有石英純度高、耐高溫、耐燒蝕、低導(dǎo)熱、低吸收率、抗熱震和良好的化學(xué)穩(wěn)定性等，主要用作電絕緣材料、隔熱材料和復(fù)合材料的增強(qiáng)體，廣泛應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)頭、雷達(dá)罩、火箭的尾噴管、空間航天器的燒蝕材料等。

2.3 鋁 箔

鋁箔是一種低發(fā)射率的金屬箔，使用溫度高，生產(chǎn)成本低，工藝成熟，常被用作反射屏[5]。

3 氣瓶熱防護(hù)層熱分析

為了熱分析計(jì)算的準(zhǔn)確性，建立了發(fā)動(dòng)機(jī)的完整熱分析模型。熱分析模型采用Thermal Desktop軟件[6]建立，對(duì)氣瓶防護(hù)層內(nèi)的氣瓶溫升進(jìn)行仿真計(jì)算。通過(guò)假設(shè)和簡(jiǎn)化，利用Thermal Desktop軟件計(jì)算各節(jié)點(diǎn)間的輻射角系數(shù)，各節(jié)點(diǎn)的熱容根據(jù)部件或結(jié)構(gòu)的材料和質(zhì)量設(shè)置。建模過(guò)程中假定氣瓶為溫度均勻、熱耗分布均勻的等溫體，各防護(hù)層屬性根據(jù)每層防護(hù)層的密度ρi、厚度Li、熱導(dǎo)率λi、熱容Ci等進(jìn)行折算，熱防護(hù)材料共有 5層，熱防護(hù)材料折算后的參數(shù)如下所示。

熱防護(hù)材料的密度：

熱防護(hù)材料的比熱：

熱防護(hù)材料的熱導(dǎo)率：

整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)點(diǎn)之間的輻射、傳導(dǎo)換熱關(guān)系用節(jié)點(diǎn)間的相應(yīng)熱阻連接起來(lái)，由式（5）形成熱網(wǎng)絡(luò)模型。

式中G為節(jié)點(diǎn)質(zhì)量，kg；c為比熱，J/（kg·K）；Ti為第i個(gè)節(jié)點(diǎn)的絕對(duì)溫度，K；τ為時(shí)間，s；σ為黑體輻射常數(shù)；Rk,n為熱網(wǎng)絡(luò)的傳導(dǎo)系數(shù)；RE,m為熱網(wǎng)絡(luò)的輻射系數(shù)；Qin,Qorbit為節(jié)點(diǎn)的內(nèi)熱流與外熱流，W。

飛行1 830 s后發(fā)動(dòng)機(jī)溫度分布如圖5所示；飛行過(guò)程中氣瓶溫度變化曲線如圖6所示。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)溫度分布云圖

圖6 氣瓶溫度曲線

由圖6可知，氣瓶溫度隨時(shí)間推移不斷升高，到發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束時(shí)，最高溫度達(dá) 43.5 ℃ ，初始環(huán)境溫度20 ℃，最大溫升為23.5 ℃。

4 氣瓶熱防護(hù)層試驗(yàn)驗(yàn)證

發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境為真空狀態(tài)，故進(jìn)行了氣瓶熱防護(hù)層熱真空試驗(yàn)驗(yàn)證。在研制過(guò)程中，氣瓶熱真空試驗(yàn)隨發(fā)動(dòng)機(jī)熱真空試驗(yàn)同時(shí)進(jìn)行[7]。

4.1 熱真空試驗(yàn)系統(tǒng)

熱真空試驗(yàn)系統(tǒng)主要包括真空艙系統(tǒng)、熱環(huán)境模擬裝置和測(cè)量系統(tǒng)。真空艙系統(tǒng)主要模擬飛行時(shí)的真空環(huán)境，排除空氣對(duì)流傳熱，主要由真空艙、泄壓艙蓋、安全板等組成，如圖7所示。試驗(yàn)時(shí)，真空艙壓力始終低于100 Pa，滿足試驗(yàn)要求。

圖7 真空艙示意

熱環(huán)境模擬裝置主要模擬飛行過(guò)程中氣瓶所承受的熱流密度，采用石英燈陣進(jìn)行模擬（見(jiàn)圖8）。

圖8 熱環(huán)境模擬裝置

石英燈陣只能模擬輻射換熱，無(wú)法模擬飛行時(shí)的羽流。由于羽流的復(fù)雜多變性，目前無(wú)法在發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行羽流模擬，故熱真空試驗(yàn)存在一定局限性，但從設(shè)計(jì)及試驗(yàn)余量分析，對(duì)飛行結(jié)果無(wú)影響。

測(cè)量系統(tǒng)主要由溫度、熱流、真空艙壓力測(cè)量、傳輸和記錄系統(tǒng)等組成。

4.2 氣瓶熱真空試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

氣瓶熱防護(hù)層共進(jìn)行了 3次熱真空試驗(yàn)，每次試驗(yàn)過(guò)程中熱防護(hù)層處的熱流密度如圖9所示。

圖9 3次試驗(yàn)時(shí)的熱流密度

由圖9可知，在第3次試驗(yàn)過(guò)程中，熱流密度達(dá)到最大值，為36 kW/m2。由于熱流密度過(guò)大并不斷增加，試驗(yàn)在進(jìn)行到1 070 s時(shí)停止加熱，經(jīng)計(jì)算，在整個(gè)芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間內(nèi)第3次試驗(yàn)熱流密度均值也最大，達(dá)到驗(yàn)收條件要求，但未達(dá)到鑒定級(jí)條件，如表1所示。

表1 氣瓶處熱流密度

試驗(yàn)后氣瓶熱防護(hù)層狀態(tài)完好。由于熱防護(hù)層的熱阻作用，熱防護(hù)層處燈陣關(guān)閉后氣瓶壁溫仍持續(xù)上升，燈陣關(guān)閉時(shí)的溫升為23 K，隨著時(shí)間持續(xù)，在溫升達(dá)到33 K時(shí)不再增加，如圖10所示。海南的最高溫度為50 ℃，氣瓶初始溫度最高與環(huán)境一致，氣瓶溫度使用要求為不大于80 ℃，而在驗(yàn)收級(jí)熱流條件下試驗(yàn)溫升為23 ℃，未超過(guò)30 ℃溫升限制條件。

圖10 第3次試驗(yàn)氣瓶殼體壁溫曲線

5 熱真空試驗(yàn)結(jié)果與熱分析計(jì)算對(duì)比

氣瓶熱防護(hù)層熱真空試驗(yàn)結(jié)果與熱分析計(jì)算結(jié)果對(duì)比如表2所示。

表2 熱真空試驗(yàn)結(jié)果與熱分析結(jié)果對(duì)比

熱分析計(jì)算的熱流密度均值大于熱真空試驗(yàn)的熱流密度均值，而二者溫升差異較小，僅為 0.5 ℃，但是二者熱流密度均值存在較大差別。經(jīng)對(duì)試驗(yàn)系統(tǒng)分析，由于熱流密度傳感器的安裝位置對(duì)熱流密度測(cè)量結(jié)果有較大影響，試驗(yàn)過(guò)程中熱流傳感器安裝位置造成測(cè)量熱流密度比實(shí)際試驗(yàn)熱流密度偏小，所以在熱流密度均值相差較大情況下出現(xiàn)試驗(yàn)結(jié)果和分析結(jié)果基本一致的現(xiàn)象。由熱真空試驗(yàn)結(jié)果與熱分析計(jì)算結(jié)果可知，在驗(yàn)收級(jí)條件下氣瓶使用熱防護(hù)后氣瓶壁溫溫度均在使用溫度范圍內(nèi)。

6 結(jié) 論

針對(duì)飛行過(guò)程中長(zhǎng)時(shí)間高強(qiáng)度的熱流沖擊，開(kāi)展了氣瓶熱防護(hù)層研究，氣瓶熱防護(hù)層采用了多層復(fù)合結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方案，并采用一種新型輕質(zhì)疏松纖維材料——柔性隔熱氈作為熱防護(hù)層的重要隔熱層。通過(guò)熱防護(hù)層的熱分析計(jì)算和熱真空試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明：氣瓶熱防護(hù)層能夠承受長(zhǎng)時(shí)間高強(qiáng)度熱流沖擊，對(duì)氣瓶進(jìn)行有效熱防護(hù)，提高了熱環(huán)境下氣瓶的安全可靠性，保障了飛行安全。

[1]許光, 王洪銳, 等. 鈦合金球形氣瓶裝置可靠性評(píng)估[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2015(5): 89-90.

[2]Pitts D, Sissom L. 傳熱學(xué)[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2002．

[3]邢春鵬. 金屬蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)性能研究與多層隔熱結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2008 .

[4]王小丹. 復(fù)合結(jié)構(gòu)隔熱材料的制備與性能研究[D]. 上海: 上海工程技術(shù)大學(xué), 2011.

[5]閻桂榮, 張正綱, 何知朱, 等. 衛(wèi)星熱控制技術(shù)[M]. 北京: 宇航出版社, 1991.

[6]王宇寧. 上面級(jí)軌道外熱流算法研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2010.

[7]任青梅, 劉一鳴, 成竹, 等. 熱防護(hù)系統(tǒng)熱真空模擬試驗(yàn)技術(shù)[J]. 裝備環(huán)境工程, 2009(6): 64-68.

Research of Lightweight Thermal Protective Layer with Multilayer Composite Structure on the Pressure Vessel

Liu Jian-fang, Pang Hong-li, Pan Liang, Sun Hui-juan
(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

Pressure vessels on the rocket engine endure a long-time high dense heat environment while the rocket flying. It can lead to the reduction of safety level and reliability. Aiming at this problem, a research on a novel thermal protective layer used on the pressure vessel is carried out. The thermal protective layer is designed into a multi-layer composite structure and a new loosen low-dense fiber material is applied as the key part. Also, thermal analysis and hot test in vacuum condition are conducted. The results show that the new thermal protective layer could stand the long-time high dense heat flux and effectively protect the pressure vessel, hence greatly improve the reliability of pressure vessel and ensure the safety of flight.

Heat insulation; Multilayer composite structure; Flexible thermal protective layer; Pressure vessel

V435+.14

A

1004-7182(2017)01-0029-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170108

2016-03-01；

2016-11-15；數(shù)字出版時(shí)間：2017-01-04；數(shù)字出版網(wǎng)址：www.cnki.net

劉建芳（1980-），男，工程師，主要研究方向?yàn)榈蜏鼗鸺l(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)