陳思安，周 青，李廣德，胡海峰

高超聲速飛行器5Ma以上的飛行速度賦予其超強(qiáng)的突防能力，成為世界各國競相研究和發(fā)展的熱點(diǎn)。極高的速度飛行與周圍空氣發(fā)生劇烈摩擦，產(chǎn)生的熱量導(dǎo)致其表面急劇升高（＞1 000℃）[1]。為保證飛行器結(jié)構(gòu)及內(nèi)部儀器設(shè)備的安全，必須想辦法對飛行器外表面進(jìn)行保護(hù)并避免內(nèi)部起火。因此，熱防護(hù)系統(tǒng)就成了高超聲速飛行器救命的“消防服”，它表面防火能夠避免燃燒，內(nèi)部隔熱能夠?qū)崿F(xiàn)降溫。

1 熱防護(hù)方案

飛行器表面熱防護(hù)系統(tǒng)取決于表面熱流、熱載荷大小和持續(xù)時間3個因素。按照熱量轉(zhuǎn)移方式，典型的熱防護(hù)有主動冷卻、半主動冷卻和被動冷卻3種方案[2-3]，見圖1。

1.1 主動冷卻方案

在主動冷卻方案中，大部分熱量由冷卻流或工質(zhì)帶走，從而被攔堵住不能傳至次層結(jié)構(gòu)。它能夠在不改變飛行器氣動外形的條件下長時間工作，滿足了高超聲速飛行器高速巡航條件下的熱防護(hù)要求，其方式包括發(fā)汗冷卻，薄膜冷卻和對流冷卻3種。主動冷卻技術(shù)由于結(jié)構(gòu)和技術(shù)復(fù)雜，檢查、維護(hù)、維修不便，可靠性又不高，導(dǎo)致其使用受到限制，且目前尚處于探索階段。

1.2 半主動冷卻方案

半主動方案則介于被動冷卻和主動冷卻之間，熱量大部分靠氣流或工質(zhì)帶走。其可采用熱管結(jié)構(gòu)、燒蝕結(jié)構(gòu)和高導(dǎo)熱層疏導(dǎo)式結(jié)構(gòu)。半主動冷卻方案中盡管燒蝕結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù)較為成熟，但燒蝕結(jié)構(gòu)需要犧牲表面燒蝕材料以此來實(shí)現(xiàn)對氣動熱的防護(hù)作用，特別是對高超聲速飛行器的尖銳頭錐，嚴(yán)重?zé)g會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)改變無法保證高馬赫飛行。而對于零燒蝕要求，其技術(shù)仍未達(dá)到成熟階段。

1.3 被動冷卻方案

圖1 熱防護(hù)方案（左，主動；中，半主動；右，被動）

被動冷卻方案中，熱量被吸收或由表面輻射出去，不需要工質(zhì)來排除熱量。其可采用3種防熱結(jié)構(gòu)，依次為 隔熱、輻射和熱沉結(jié)構(gòu)。被動冷卻方案技術(shù)可靠、結(jié)構(gòu)簡單，所以各個國家更加傾向于選擇被動防熱方案。

2 常見熱防護(hù)系統(tǒng)類型

飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)通常由防熱層、隔熱層和承力結(jié)構(gòu)三部分組成[4]，針對不同部位，需要采用不同方式的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和材料。隨著飛行器速度要求越來越快，尖銳頭部外形的飛行器成為軍事航天領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)和趨勢。針對高超聲速飛行器大面積熱防護(hù)系統(tǒng)，研究較多的主要包括以下幾種。

2.1 柔性隔熱氈

柔性隔熱氈（Flexible External Insulations，F(xiàn)EI）（圖2）是一種最輕的飛行器表面熱防護(hù)系統(tǒng)，它具有輕質(zhì)、柔性、耐高溫、甚至可折疊等特點(diǎn)。柔性隔熱氈是一種棉被式的防熱結(jié)構(gòu)，不存在熱匹配問題，可以減少制造按安裝方面的復(fù)雜性，主要采用膠粘劑粘接的方式與機(jī)身主結(jié)構(gòu)相連，具有質(zhì)量輕，耐熱震性優(yōu)異及成本低等優(yōu)點(diǎn)，其使用溫度一般在300℃～1 200℃。為了進(jìn)一步提高它的防熱性能，往往在隔熱氈外表面覆蓋耐高溫涂層。柔性隔熱氈采用粘接方式連接到蒙皮上，僅能夠承受有限的氣動載荷和機(jī)械載荷，主要用于表面溫度不高、承載不大的背風(fēng)面。

圖2 柔性隔熱氈

圖3 TUFROC結(jié)構(gòu)及其在X-37B上應(yīng)用

航天應(yīng)用中涉及較多的美國3M公司的Nextel陶瓷氧化物連續(xù)纖維，主要是Nextel 312和Nextel 440兩種型號，其編織物在高達(dá)1100℃的持續(xù)高溫下依然能夠維持其柔韌性和強(qiáng)度，并且基體不變形收縮。除了Nextel系列柔性隔熱材料之外，還有柔性復(fù)合使用的表面隔熱氈（FRSI）、先進(jìn)柔性重復(fù)使用的表面隔熱氈（AFRSI）、以及復(fù)合柔性的隔熱氈（CFBI）等[5]。

2.2 高溫隔熱瓦

高溫隔熱瓦容重低，空隙率高，在高溫下也能有穩(wěn)定的形狀和強(qiáng)度，此外還具有優(yōu)良的隔熱、輻射散熱、保持氣動外形和抗沖刷的作用。高溫隔熱瓦是美國航天飛機(jī)最主要的熱防護(hù)材料之一，其在航天飛機(jī)總熱防護(hù)表面的應(yīng)用面積占68%。高溫隔熱瓦主要應(yīng)用于航天飛機(jī)的機(jī)身及機(jī)翼下表面的高溫區(qū)（溫度為600℃～1 260℃），其發(fā)展主要經(jīng)歷三代：全氧化硅纖維型、氧化硅纖維及硼酸鋁纖維耐火復(fù)合材料、陶瓷隔熱材料。高溫隔熱瓦耐溫不超過1 200℃，承受外載荷能力及抗氣流沖刷能力有限，尺寸較小，數(shù)量多，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，如美國航天飛機(jī)的隔熱瓦尺寸在50mm×50mm到200mm×200mm量級，共有3萬余塊，膠接連接方式可靠性不高。2003年2月美國哥倫比亞航天飛機(jī)返回地球時失事，正是由于外部燃料箱表面隔熱瓦脫落、擊中碳/碳材料的翼前緣并造成破壞導(dǎo)致的，事故造成7名宇航員遇難。

新型非燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)——單片增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)（Toughened uni-piece，fibrous，reinforce d，oxidization-resistant composite，TUFROC）放棄了防熱與隔熱分別獨(dú)立的較為傳統(tǒng)的設(shè)計思想，實(shí)現(xiàn)了內(nèi)層低密度與外層非燒蝕的梯度化設(shè)計。這成功解決了內(nèi)部隔熱基體與外層防熱結(jié)構(gòu)之間的熱匹配性問題。該結(jié)構(gòu)采用它應(yīng)用于X-37B空天飛行器，并實(shí)現(xiàn)了成功返回與再次發(fā)射[6],如圖3、圖4。

圖4 不同類型TUFROC的電弧風(fēng)洞考核試樣

2.3 蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)

蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)通過高溫連接件將陶瓷蓋板與機(jī)身主結(jié)構(gòu)相連接，蓋板與機(jī)身主結(jié)構(gòu)之間填充柔性隔熱氈達(dá)到隔熱 的效果。與隔熱瓦或氈相比，這種結(jié)構(gòu)將防隔熱系統(tǒng)的承載和傳熱功能分開。承載和傳遞載荷的功能主要由飛行器表面的陶瓷蓋板來承擔(dān)，而隔熱功能由內(nèi)部的絕熱氈來實(shí)現(xiàn)。

金屬蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)是目前技術(shù)成熟的一種防熱結(jié)構(gòu)，其發(fā)展歷程主要經(jīng)歷3個階段，分別為金屬支架TPS結(jié)構(gòu)，鈦合金多層壁TPS結(jié)構(gòu)及超合金蜂窩TP S結(jié)構(gòu)（圖5）。TPS結(jié)構(gòu)提高了熱防護(hù)的使用可靠性和操作性，特別是在檢修和維護(hù)方面有很大的優(yōu)勢。

圖5 金屬TPS主要發(fā)展歷程示意圖

圖6 Pre-X上的C/SiC復(fù)合材料TPS實(shí)物和電弧風(fēng)洞考核

陶瓷蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)選用耐高溫、抗氧化的C/SiC復(fù)合材料等作為蓋板，使用溫度可達(dá)1 650℃，是高超聲速飛行器最有潛力的大面積熱防護(hù)系統(tǒng)。歐洲和美國相關(guān)超聲速或高超聲速研究計劃的試飛器上均不同程度的采用C/SiC復(fù)合材料蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)。如歐洲超聲速飛行計劃Pre-X（圖6）。

3 結(jié)束語

隔熱氈和隔熱瓦使用溫度不超過1 200℃，且粘接方式導(dǎo)致可靠性大大降低。另外，隔熱氈體強(qiáng)的吸水性以及高的維護(hù)成本也大大限制了其使用。金屬TPS研究相對成熟，但比重大、抗氧化性能差，使用溫度不超過1 100℃。TUFROC新型熱防護(hù)方式在耐溫性、重量、成本等多方面都具有優(yōu)異的性能，因此受到國內(nèi)外學(xué)者極大關(guān)注。陶瓷蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)能夠滿足大面積熱防護(hù)（溫度高于1 200℃）的使用要求，特別適合高超聲速飛行器的大面積熱防護(hù)。但安裝困難，不易拆卸和維護(hù)，目前還難以滿足可重復(fù)使用飛行器的要求。

綜上，為保證內(nèi)部儀器和設(shè)備的安全運(yùn)行，在飛行器外表面設(shè)計熱防護(hù)系統(tǒng)是非常有必要的，它對高速飛行器的高速發(fā)展也具有極其重要的意義。