王振峰，高 揚(yáng)，徐曉亮，曹占偉，宮釔成，塵 軍

(空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076)

0 引 言

航天器在大氣層內(nèi)飛行時(shí)面臨氣動(dòng)加熱，無(wú)論是再入彈頭、滑翔與巡航飛行器、載人飛船，其不同艙段間、窗口、控制面縫隙，均存在熱密封問(wèn)題[1-2]。航天器的熱密封是一項(xiàng)極富挑戰(zhàn)性的課題。NASA 的 GRC 研究中心在上世紀(jì) 80 年代末到 90 年代初開(kāi)始高溫?zé)崦芊饨Y(jié)構(gòu)研究，也是美國(guó)國(guó)家航空航天計(jì)劃的一部分。目前，利用現(xiàn)有試驗(yàn)技術(shù)水平，可以通過(guò)高溫壓縮試驗(yàn)、高溫磨損試驗(yàn)以及常溫流動(dòng)試驗(yàn)對(duì)新型的密封設(shè)計(jì)進(jìn)行評(píng)價(jià)[3]。傳統(tǒng)采用填隙式密封結(jié)構(gòu)的熱密封措施[4]應(yīng)用在航天飛機(jī)上，耐溫通常在1000 ℃以下，不能滿足更長(zhǎng)時(shí)間更高溫度的使用需求。針對(duì)未來(lái)可重復(fù)使用/再入飛行器的控制面熱密封需求[5]，文獻(xiàn)[6-8]提出一種改進(jìn)的熱密封材料，它采用較好回彈性的彈簧管和填充物來(lái)適應(yīng)高溫環(huán)境，其在X-38飛行器上得到應(yīng)用。另一類熱密封設(shè)計(jì)是在熱密封件后部(而不是在內(nèi)部)安置彈簧實(shí)現(xiàn)預(yù)加載[9]，這種設(shè)計(jì)雖然提高了熱密封組合件的回彈性，但由于預(yù)加載彈簧暴露在高溫環(huán)境中，因此這種熱密封組合件的耐溫性能有所下降。還有一種雙纏繞熱密封材料，兩個(gè)或更多熱密封材料纏繞在一起形成性能更好的熱密封件。陶瓷片熱密封也被作為控制面密封材料，這種密封材料的泄漏率較纏繞類密封材料低一個(gè)數(shù)量級(jí)，它更適應(yīng)類似陶瓷基復(fù)合材料控制面粗糙表面帶來(lái)的摩擦損傷環(huán)境[10-11]。依據(jù)飛行器應(yīng)用，密封件在無(wú)主動(dòng)冷卻措施下耐溫在1300 K～1500 K左右，低泄漏對(duì)應(yīng)的壓差為2.6 kPa。密封材料必須承受氧環(huán)境，以及耐受在粗糙平面(約13.1 μm～14.6 μm)上的磨損[12]。熱密封設(shè)計(jì)是高超聲速飛行器所面臨的短板，目前國(guó)內(nèi)外可查的專利和文章均較少，特別是分析評(píng)價(jià)方法匱乏。文獻(xiàn)[13]提出了采用耦合計(jì)算方法進(jìn)行密封結(jié)構(gòu)的傳熱傳質(zhì)特性分析，但其復(fù)雜度難以應(yīng)用到工程設(shè)計(jì)中。目前熱密封設(shè)計(jì)仍以經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)為主，缺乏有效的設(shè)計(jì)規(guī)范和分析方法指導(dǎo)。本文重點(diǎn)從基本原理、設(shè)計(jì)流程、關(guān)鍵要素、設(shè)計(jì)分析方法和試驗(yàn)評(píng)價(jià)幾方面進(jìn)行系統(tǒng)研究，旨在為航天器高溫?zé)崦芊庠O(shè)計(jì)及性能評(píng)價(jià)提供理論基礎(chǔ)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐。

1 熱密封設(shè)計(jì)基本原理及流程

密封就是采用緊密接觸的手段，最大限度阻止內(nèi)部氣體的泄漏或外部氣體的滲入。密封機(jī)理是利用密封材料的回彈特性通過(guò)螺栓、法蘭部件施加的壓力使其變形后將界面的間隙填充，以使兩個(gè)接觸面通過(guò)彈性材料處于緊密接觸狀態(tài)(如圖1、圖2所示)。

飛行器熱密封設(shè)計(jì)工作主要圍繞飛行器不同部位的連接縫隙開(kāi)展，包括艙段間的縫隙，操作口蓋、天線窗口與艙體的縫隙，以及活動(dòng)部件與艙體的縫隙等。飛行器熱密封設(shè)計(jì)流程見(jiàn)圖3。具體步驟如下：

a) 通過(guò)計(jì)算分析獲得飛行器不同連接部位(包括靜連接和動(dòng)連接)的熱環(huán)境條件和初步力學(xué)環(huán)境條件；

b) 針對(duì)擬采取熱密封措施的連接縫隙位置，進(jìn)行連接界面熱密封初步結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，確定實(shí)施熱密封的具體位置、熱密封件限位結(jié)構(gòu)形式、尺寸、數(shù)量等；

c) 根據(jù)熱環(huán)境條件選擇對(duì)應(yīng)耐溫等級(jí)、抗氧化性能的熱密封材料；

d) 依據(jù)連接部位結(jié)構(gòu)形式及力學(xué)環(huán)境選擇對(duì)應(yīng)彈性模量及回彈性的熱密封材料；

e) 對(duì)熱密封效果進(jìn)行綜合評(píng)估，優(yōu)化熱密封設(shè)計(jì)，形成滿足要求的熱密封設(shè)計(jì)方案。

2 熱密封關(guān)鍵要素

2.1 熱密封材料的主要性能

a)使用溫度：密封間隙由于輻射和對(duì)流加熱其溫度較高，且處于氧化氣氛中，因此熱密封材料必須能適應(yīng)高溫氧化環(huán)境；

b)高溫回彈性：航天器再入過(guò)程中，加熱循環(huán)過(guò)程和控制翼面的運(yùn)動(dòng)將導(dǎo)致密封間隙發(fā)生相應(yīng)的改變，具有良好回彈性的動(dòng)密封結(jié)構(gòu)能在高溫氧化環(huán)境中保持與密封面的良好接觸達(dá)到高溫密封效果；

c)氣密性：航天器再入過(guò)程中，速度極快，空氣被急劇壓縮，邊界層壓力大于密封結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)壓力，壓力驅(qū)動(dòng)熱氣流通過(guò)密封結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)應(yīng)考慮密封結(jié)構(gòu)在最大壓力條件下的熱氣流質(zhì)量流率，并設(shè)計(jì)一個(gè)安全的值，防止熱氣流對(duì)密封結(jié)構(gòu)內(nèi)部的低溫部件加熱；

d)抗磨損：動(dòng)密封結(jié)構(gòu)在使用期間要承受循環(huán)摩擦載荷作用，抗磨損性能直接影響密封結(jié)構(gòu)的熱密封性能。若密封結(jié)構(gòu)耐磨損性能較差，密封結(jié)構(gòu)短時(shí)間表面會(huì)發(fā)生磨損破壞，導(dǎo)致氣流率顯著增加，這樣其熱氣流阻隔性能將會(huì)明顯下降。

2.2 熱密封材料性能參數(shù)的定義

密封相關(guān)機(jī)械行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)提供了一些密封材料性能參數(shù)的定義和測(cè)試方法。對(duì)于熱密封，部分參數(shù)的定義和測(cè)試方法同樣可以借鑒。為方便理解，本文也列舉了部分參數(shù)，如下：

a) 壓縮率、回彈率

壓縮率、回彈率是按照J(rèn)B T 9141.4-1999規(guī)定的測(cè)試方法定義的，將熱密封件按一定載荷進(jìn)行壓縮，記錄壓縮前后的厚度，表征熱密封件在受壓條件下的變形-載荷關(guān)系和補(bǔ)償變形的能力。分別按照式(1)和式(2)進(jìn)行計(jì)算：

(1)

(2)

式中：C為壓縮率；R為回彈率；t0為初載下試樣厚度，單位mm；t1為終載下試樣厚度，單位mm；t2為卸至初載后試樣厚度，單位mm。

b) 熱失重率定義

熱失重率是按照J(rèn)B T 9141.7-1999規(guī)定的測(cè)試方法定義的，對(duì)熱密封件在一定溫度下進(jìn)行灼燒，記錄灼燒前后的重量，表征熱密封件在高溫條件下保持自身物理化學(xué)特性的穩(wěn)定性的能力。按式(3)計(jì)算：

(3)

式中：Wt為t℃時(shí)熱失重率；G為灼燒前樣品重，單位g；G1為灼燒后樣品重，單位g。

c) 應(yīng)力松弛率定義

應(yīng)力松弛率是按照J(rèn)B T7758.7-2008規(guī)定的測(cè)試方法定義的，對(duì)法蘭-螺栓壓緊的熱密封件進(jìn)行熱處理，記錄熱處理前后螺栓的伸長(zhǎng)量，作為表征熱密封件在熱循環(huán)過(guò)程中的應(yīng)力松弛率。按式(4)計(jì)算：

(4)

式中：D0為熱處理前螺栓的伸長(zhǎng)量，單位mm；

D1為熱處理并冷卻后螺栓的伸長(zhǎng)量，單位mm。

3 熱密封關(guān)鍵性能參數(shù)測(cè)試實(shí)驗(yàn)

熱密封關(guān)鍵性能參數(shù)包括熱物理性能、壓縮—回彈性能、氣密性、抗磨損性能等。對(duì)于熱物理性能，如導(dǎo)熱率、比熱等的測(cè)試方法，本文不再作詳細(xì)敘述，下面重點(diǎn)介紹其它性能的測(cè)試方法。

3.1 壓縮—回彈性能測(cè)試

回彈力主要由彈性元件提供，其使用性能受限于材料和結(jié)構(gòu)形式。密封件回彈力用以保證密封結(jié)構(gòu)與密封接觸面之間的良好接觸，此外回彈力的設(shè)計(jì)還應(yīng)該考慮以下兩個(gè)方面：a)密封件回彈力導(dǎo)致的摩擦阻力不影響活動(dòng)部件的作動(dòng)；b)保證作動(dòng)過(guò)程中摩擦力不破壞防熱組件或其表面的防熱涂層。圖4為高溫環(huán)境下的密封材料件典型試驗(yàn)示意圖。

壓縮回彈試驗(yàn)裝置可以提供高溫環(huán)境，進(jìn)行不同溫度下熱密封件的壓縮率、回彈率測(cè)試，獲得不同類型彈性元件的壓縮回彈等性能，此外還可以獲得不同高溫環(huán)境中密封件的壓縮率-回彈率的關(guān)系曲線、疲勞破壞時(shí)間等對(duì)實(shí)際工程應(yīng)用具有重要意義的性能數(shù)據(jù)。

3.2 氣密性測(cè)試

熱密封件的氣密性測(cè)試裝置通過(guò)測(cè)試熱氣流的通過(guò)量(也可以叫做泄漏量、滲透量)考察密封件的熱密封性能。圖5給出了密封件氣密性試驗(yàn)示意圖，其中圖5 (a)為試驗(yàn)原理圖，圖5 (b)為試驗(yàn)件的組裝示意圖，圖5 (c)為實(shí)際試驗(yàn)的橫截面示意圖。如圖5 (c)所示，在試驗(yàn)中，只需要取一段實(shí)際密封材料進(jìn)行相關(guān)測(cè)試，而不需要整圈均取實(shí)際密封材料，這已經(jīng)被證明不會(huì)影響試驗(yàn)結(jié)果，同時(shí)也可以有效地降低試驗(yàn)成本。

科左后旗潮海鄉(xiāng)二十家村村民、現(xiàn)年七十歲的趙四說(shuō)：“早先，沙塵暴襲來(lái)，除了屋頂，院落里的石碾、石磙、轆轤，還有鐵锨、鎬頭等農(nóng)具，幾乎都被沙粒子掩埋了。”

3.3 抗磨損性能測(cè)試

抗磨損性能試驗(yàn)的重要目標(biāo)是尋找在密封件最佳壓縮率情況下密封件的泄漏率與界面摩擦阻力間的平衡點(diǎn)。通過(guò)試驗(yàn)觀測(cè)材料表面的破壞、缺失情況，測(cè)量摩擦阻力的變化情況，最終得到磨損情況、摩擦阻力等因素對(duì)密封件密封效果的影響程度。

圖6針對(duì)X-38飛行器研制的摩擦性能測(cè)試平臺(tái)。該平臺(tái)用于研究立尾和后緣舵之間熱密封件的摩擦磨損問(wèn)題。利用固定裝置加裝防熱層模擬真實(shí)的立尾后緣面，利用搖臂并加裝密封件模擬后緣舵前緣密封面，通過(guò)搖臂往復(fù)運(yùn)動(dòng)模擬密封件反復(fù)受壓-釋放-受壓的過(guò)程，研究和檢驗(yàn)密封材料在使用工況下的摩擦磨損特性。

圖7為國(guó)內(nèi)針對(duì)石墨類密封圈的動(dòng)密封綜合性能測(cè)試平臺(tái)，通過(guò)閥桿對(duì)石墨密封圈內(nèi)圈的反復(fù)摩擦運(yùn)動(dòng)，測(cè)試在不同壓縮率、不同介質(zhì)壓力和不同工作溫度下密封圈的抗摩擦磨損性能，同時(shí)可以獲得泄漏率和摩擦力等性能指標(biāo)。

4 熱密封設(shè)計(jì)分析方法

通常熱密封設(shè)計(jì)從使用角度上關(guān)心熱密封件的安裝性、對(duì)周邊結(jié)構(gòu)的影響，以及最核心的熱密封效果。因此，本文研究了熱密封設(shè)計(jì)的評(píng)估分析方法，主要包括熱密封方案的結(jié)構(gòu)匹配性分析，以及熱密封性能分析兩類。

4.1 熱密封結(jié)構(gòu)匹配性分析

結(jié)構(gòu)匹配性分析面向熱密封結(jié)構(gòu)，特別是包含基于彈性補(bǔ)償原理的熱密封件的熱密封結(jié)構(gòu)。其目的是評(píng)估在設(shè)計(jì)的冷態(tài)安裝狀態(tài)和高溫使用條件下，熱密封件能否達(dá)到設(shè)計(jì)的預(yù)壓縮量，以及評(píng)估熱密封件對(duì)安裝結(jié)構(gòu)帶來(lái)的附加應(yīng)力水平。圖8為結(jié)構(gòu)匹配性分析的流程，通過(guò)分析，獲取冷態(tài)安裝狀態(tài)下的評(píng)價(jià)指標(biāo)，如預(yù)壓縮量和結(jié)構(gòu)安裝應(yīng)力，以及高溫使用條件下的評(píng)價(jià)指標(biāo)，如工作壓縮量和結(jié)構(gòu)使用應(yīng)力水平等。

如圖9所示，以典型復(fù)合材料艙段對(duì)接框結(jié)構(gòu)為例開(kāi)展分析。初始狀態(tài)下，熱密封件保持原高度，螺栓處于松弛狀態(tài)。加載時(shí)，首先通過(guò)小位移建立端框與密封件的接觸；再通過(guò)施加的螺栓力計(jì)算安裝狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)應(yīng)力和變形；最后施加力、熱載荷，模擬工作工況。

密封圈應(yīng)力分布如圖10所示。安裝狀態(tài)下，按照現(xiàn)有的螺栓的分布和加載，在30 MPa的許用應(yīng)力下，密封圈的整體受力均勻，密封面的載荷為6 MPa。在施加5×104Nm的彎矩后，密封圈的整體受力狀態(tài)幾乎沒(méi)有受到影響。在800 ℃熱工況作用后，密封圈的整體受力狀態(tài)呈現(xiàn)上升的分布趨勢(shì)，即在熱工況下密封圈可以保持壓緊的狀態(tài)。從應(yīng)力變化曲線分布趨勢(shì)可以看到，密封圈在不同的載荷和外部條件下整體的受力趨勢(shì)沒(méi)有發(fā)生突變。

如圖11所示，端框在安裝狀態(tài)和彎矩施加狀態(tài)下的應(yīng)力分布主體受力區(qū)間在70 MPa以下，在施加熱工況后，端框的端部(長(zhǎng)直邊)處的受力區(qū)間躍升至180 MPa左右，仍能滿足材料強(qiáng)度要求。

如圖12所示，通過(guò)FUJI面壓紙(一種壓敏試紙)采集密封條表面應(yīng)力水平，并通過(guò)設(shè)備掃描進(jìn)行應(yīng)力場(chǎng)的還原，得到一定擰緊力矩條件下的實(shí)測(cè)面壓，與計(jì)算結(jié)果對(duì)應(yīng)較好。

4.2 熱密封性能評(píng)價(jià)流程

采用耦合計(jì)算方法開(kāi)展熱密封性能計(jì)算分析。如果熱密封結(jié)構(gòu)中包含熱密封件，應(yīng)將熱密封件視為具有一定孔隙率、孔隙當(dāng)量直徑和滲透率的多孔介質(zhì)。在流體控制方程中，考慮熱密封件對(duì)縫隙滲流的阻隔和換熱作用，分別在動(dòng)量方程和能量方程中添加相應(yīng)源項(xiàng)再進(jìn)行求解。分步開(kāi)展松耦合迭代計(jì)算，獲取流、固計(jì)算域物理場(chǎng)。具體迭代過(guò)程為：

a) 確定流固耦合邊界溫度，以定壁溫條件計(jì)算流場(chǎng)，收斂后保存所得耦合邊界熱流值；

b) 將步驟a)中所得耦合邊界熱流作為固體溫度場(chǎng)邊界條件，執(zhí)行固體溫度場(chǎng)計(jì)算，收斂后將保存耦合邊界溫度值；

c) 將步驟b)得到的耦合邊界溫度值作為流場(chǎng)邊界條件計(jì)算流場(chǎng)；

d) 重復(fù)步驟a)至c)，直到達(dá)到所要求的計(jì)算時(shí)間。

e) 提取耦合計(jì)算的結(jié)果，包括熱密封結(jié)構(gòu)出口熱力學(xué)參數(shù)、內(nèi)腔溫度、壓力，以及結(jié)構(gòu)和設(shè)備壁面溫度(如果模型包含)，評(píng)價(jià)是否滿足熱密封指標(biāo)要求。

5 電弧射流試驗(yàn)評(píng)價(jià)

高超聲速導(dǎo)彈受彈筒包絡(luò)限制，采用折疊翼進(jìn)行彈翼的收束，發(fā)射出筒后再展開(kāi)彈翼。如圖13所示，內(nèi)外翼折疊面間存在2 mm縫隙，需要對(duì)界面處進(jìn)行熱密封設(shè)計(jì)，本文通過(guò)電弧射流試驗(yàn)平臺(tái)對(duì)縫隙熱密封措施的有效性進(jìn)行評(píng)估。

設(shè)計(jì)了平板形狀的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停伜辖鹨硇?、?shù)脂基的防熱套、熱密封條，以及充當(dāng)試驗(yàn)件限位作用并用于模擬折疊翼鎖定銷的兩個(gè)小金屬柱。模型組成如圖14所示。

圖15為試驗(yàn)設(shè)備和安裝方式。在試驗(yàn)件表面通過(guò)紅外點(diǎn)溫儀進(jìn)行溫度測(cè)量。金屬芯、定位銷以及背風(fēng)面分別粘貼熱電偶。此外，在背風(fēng)面試驗(yàn)工裝與試驗(yàn)件之間懸空布置一個(gè)熱電偶測(cè)量當(dāng)?shù)乜諝鉁囟?，并懸空布置一個(gè)壓力測(cè)點(diǎn)測(cè)量當(dāng)?shù)貧鈮骸Ｋ薪佑|測(cè)量的熱電偶均在焊接或粘接后用耐溫膠布浸502膠覆蓋保護(hù)。

試驗(yàn)狀態(tài)包括高低兩個(gè)狀態(tài)，高狀態(tài)表面熱流超過(guò)440 kW/m2，低狀態(tài)表面熱流超過(guò)200 kW/m2。針對(duì)有密封件和無(wú)密封件兩種情況分別開(kāi)展了試驗(yàn)，有密封件的試驗(yàn)件完成了全程880 s試驗(yàn)，無(wú)密封件的試驗(yàn)件開(kāi)展了兩次試驗(yàn)，第一次進(jìn)行了163 s，第二次進(jìn)行了280 s。試驗(yàn)過(guò)程如圖16所示。

比較有、無(wú)密封件兩種試驗(yàn)件試驗(yàn)后狀態(tài)可以發(fā)現(xiàn)，880 s試驗(yàn)后有密封件的試驗(yàn)件表面形態(tài)完好，熱密封件形貌完整，金屬最高溫度不到170 ℃，背面空氣溫度不足100 ℃。無(wú)密封件試驗(yàn)件因?yàn)闅饬骺焖俟嗳肟p隙，在縫隙拐角處有約6 mm嚴(yán)重?zé)g，對(duì)接縫因嚴(yán)重加熱造成內(nèi)部脫粘，280 s試驗(yàn)，金屬最高溫度達(dá)到550 ℃，背面空氣溫度超過(guò)350 ℃。通過(guò)比較，表明折疊翼熱密封措施的有效性和必要性。圖17和圖18分別給出了有、無(wú)熱密封措施的試驗(yàn)結(jié)果。

6 結(jié)束語(yǔ)

熱密封技術(shù)是關(guān)乎高超聲速飛行器熱設(shè)計(jì)成敗的關(guān)鍵，傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法大多基于經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)，目前在國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)報(bào)道中也體現(xiàn)出熱密封設(shè)計(jì)缺少科學(xué)設(shè)計(jì)方法。本文通過(guò)熱密封機(jī)理研究、設(shè)計(jì)流程研究，獲得熱密封設(shè)計(jì)的系統(tǒng)解決方案，提出熱密封材料特性試驗(yàn)方法以及熱密封性能分析方法，并通過(guò)電弧射流試驗(yàn)對(duì)某型折疊翼熱密封結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。通過(guò)系統(tǒng)研究，獲得的熱密封科學(xué)設(shè)計(jì)方法可為航天器高溫?zé)崦芊庠O(shè)計(jì)提供重要支撐。