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的突防能力,成為世界各國競相研究和發(fā)展的熱點。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行保護并避免內(nèi)部起火。因此,熱防護系統(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。
飛行器表面熱防護系統(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,典型的熱防護有主動冷卻、半主動冷卻和被動冷卻3種方案[2-3],見圖1。
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)復雜,檢查、維護、維修不便,可靠性又不高,導致其使用受到限制,且目前尚處于探索階段。
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)和高導熱層疏導式結(jié)構(gòu)。半主動冷卻方案中盡管燒蝕結(jié)構(gòu)熱防護技術(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現(xiàn)對氣動熱的防護作用,特別是對高超聲速飛行器的尖銳頭錐,嚴重燒蝕會導致結(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)仍未達到成熟階段。
圖1 熱防護方案(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。
飛行器的熱防護系統(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)域研究的熱點和趨勢。針對高超聲速飛行器大面積熱防護系統(tǒng),研究較多的主要包括以下幾種。
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系統(tǒng),它具有輕質(zhì)、柔性、耐高溫、甚至可折疊等特點。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雜性,主要采用膠粘劑粘接的方式與機身主結(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,其使用溫度一般在300℃~1 200℃。為了進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械載荷,主要用于表面溫度不高、承載不大的背風面。
圖2 柔性隔熱氈
圖3 TUFROC結(jié)構(gòu)及其在X-37B上應用
航天應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1100℃的持續(xù)高溫下依然能夠維持其柔韌性和強度,并且基體不變形收縮。除了Nextel系列柔性隔熱材料之外,還有柔性復合使用的表面隔熱氈(FRSI)、先進柔性重復使用的表面隔熱氈(AFRSI)、以及復合柔性的隔熱氈(CFBI)等[5]。
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最主要的熱防護材料之一,其在航天飛機總熱防護表面的應用面積占68%。高溫隔熱瓦主要應用于航天飛機的機身及機翼下表面的高溫區(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)復雜,如美國航天飛機的隔熱瓦尺寸在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致的,事故造成7名宇航員遇難。
新型非燒蝕熱防護系統(tǒng)——單片增韌抗氧化復合結(jié)構(gòu)(Toughened uni-piece,fibrous,reinforce d,oxidization-resistant composite,TUFROC)放棄了防熱與隔熱分別獨立的較為傳統(tǒng)的設(shè)計思想,實現(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)采用它應用于X-37B空天飛行器,并實現(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的電弧風洞考核試樣
蓋板式熱防護系統(tǒng)通過高溫連接件將陶瓷蓋板與機身主結(jié)構(gòu)相連接,蓋板與機身主結(jié)構(gòu)之間填充柔性隔熱氈達到隔熱 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,而隔熱功能由內(nèi)部的絕熱氈來實現(xiàn)。
金屬蓋板熱防護系統(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)提高了熱防護的使用可靠性和操作性,特別是在檢修和維護方面有很大的優(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復合材料TPS實物和電弧風洞考核
陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)選用耐高溫、抗氧化的C/SiC復合材料等作為蓋板,使用溫度可達1 650℃,是高超聲速飛行器最有潛力的大面積熱防護系統(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復合材料蓋板式熱防護系統(tǒng)。如歐洲超聲速飛行計劃Pre-X(圖6)。
隔熱氈和隔熱瓦使用溫度不超過1 200℃,且粘接方式導致可靠性大大降低。另外,隔熱氈體強的吸水性以及高的維護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)外學者極大關(guān)注。陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)能夠滿足大面積熱防護(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。但安裝困難,不易拆卸和維護,目前還難以滿足可重復使用飛行器的要求。
綜上,為保證內(nèi)部儀器和設(shè)備的安全運行,在飛行器外表面設(shè)計熱防護系統(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。