曹 旭，黃明星

（1. 北京空間機電研究所，北京 100094； 2. 北京理工大學 宇航學院，北京 100081）

0 引言

充氣式再入與減速技術（inflatable reentry and descent technology, IRDT）是航天器回收著陸技術一個新的發(fā)展方向[1]，基于該技術的航天器由折疊狀耐高溫柔性編織物包裹在有效載荷周圍形成柔性熱防護系統(tǒng)（TPS），進入大氣前充氣形成倒錐外形，以避免有效載荷被劇烈的氣動加熱燒毀，同時進行合理減速，保證有效載荷最終安全著陸或濺落海洋[2-3]。

IRDT 實現(xiàn)的關鍵之一是柔性熱防護材料技術[4]。作為產(chǎn)品實現(xiàn)的基礎，柔性熱防護材料應具備輕質、耐高溫、柔性可折疊等特點。美、俄等國在此方面開展了關鍵技術攻關工作，進行了大量材料篩選和試驗驗證工作[5]，針對火星進入器柔性熱防護系統(tǒng)，NASA Langley 研究中心利用其8 英尺高溫風洞（8 foot High Temperature Tunnel）完成了多種材料試樣的風洞試驗，對氧化鋁織物、柔性氣凝膠、隔熱氈等材料進行了性能篩選，試驗目標溫度最高為982 ℃，加熱時間100 s[6-8]。

柔性熱防護材料由多層柔性特紡材料組成，每層材料所起的作用不同，前期已根據(jù)使用要求研制出材料試驗件并開展了靜態(tài)熱沖擊試驗[9]。為進一步考核材料的真實熱防護性能，本文根據(jù)充氣式再入與減速系統(tǒng)的使用要求，在前期工作的基礎上，對柔性熱防護材料試驗件實施高焓風洞試驗，模擬高速流場和高焓環(huán)境，獲得材料溫度、外觀等信息，據(jù)此評估材料的熱防護性能并進行改進，為后續(xù)工程產(chǎn)品的研制提供參考。

1 材料設計與制備

1.1 設計要求

根據(jù)再入返回任務需求及計算分析[10-11]，確定柔性熱防護系統(tǒng)的技術指標如下：

1）可耐受的最大外熱流不小于25 W/cm2；

2）可耐受的外部最高溫度不低于1100 ℃；

3）在高溫環(huán)境下的持續(xù)有效防護時間不少于300 s；

4）在高溫環(huán)境作用下，內(nèi)層材料的溫度在許用范圍內(nèi)；

5）在滿足熱防護要求的基礎上，面密度盡可能小，以減小結構質量；

6）柔性可折疊，以滿足折疊收攏要求。

1.2 材料結構及組成

柔性熱防護材料采用多層隔熱結構（MLI），如圖1 所示，從外部高溫面到內(nèi)部依次為防熱層、隔熱層和阻氣承力層[12]，保證在外部氣動熱環(huán)境下，內(nèi)層阻氣承力層材料的溫度在許用范圍內(nèi)（針對Kevlar 材料為溫度不超過250 ℃）。

圖1 柔性TPS 的結構設計Fig.1 Structural design of the flexible TPS

防熱層位于TPS 的最外面，承受最高的溫度，主要用來阻隔熱流，多使用高強輕質的柔性編織材料，如氧化鋁纖維等，本文采用3M 公司的 Nextel 440 氧化鋁纖維；中間的隔熱層承受的溫度較防熱層略低，主要用來阻止熱量向內(nèi)層傳遞，多使用多層復合無機隔熱氈，其結構形式和實物如圖2 所示，熱量從L1 至L7 依次傳導；阻氣承力層用來承受飛行過程中的力學載荷并防止熱流向內(nèi)部氣囊滲透，以保持充氣結構的形狀，一般使用芳綸（Kevlar）織物和聚酰亞胺（Kapton）薄膜，由于本試驗暫不考慮氣密性要求，且聚酰亞胺材料的耐高溫能力高于Kevlar，因此只采用Kevlar 織物作為試驗件的阻氣承力層。各備選材料的性能匯總如表1[13-14]所示。

圖2 多層復合的隔熱氈結構Fig.2 Structure of the multi-layer insulators

表1 柔性熱防護材料各功能層技術參數(shù)Table 1 Material parameters of each layer of the flexible TPS

1.3 試驗件制備

柔性熱防護材料試驗件尺寸為150 mm×150 mm，按照防熱層、隔熱層、阻氣承力層的順序縫合在一起，如圖3 所示?？p線采用氧化鋁耐高溫縫線（Nextel 440 縫線），試驗件平均面密度為3.42 kg/m2，厚度為15～18 mm。完成制備后對部分材料試驗件進行折疊，未出現(xiàn)損傷。

圖3 安裝好熱電偶的試驗件Fig.3 Test sample with thermal couple

2 高焓風洞試驗

2.1 試驗設備

柔性熱防護材料高焓風洞試驗在高頻感應等離子體加熱風洞中進行。風洞試驗系統(tǒng)主要由加熱器、射流噴管、試驗艙、擴壓器、降溫器及真空球罐組成，其中加熱器和射流噴管組成來流模擬系統(tǒng)。圖4 為高焓風洞試驗系統(tǒng)主要設備示意。

圖4 高焓風洞試驗系統(tǒng)主要設備Fig.4 Main equipment of the high enthalpy wind tunnel test system

2.2 試驗工況

本文針對某型再入返回器開展了返回彈道及熱流計算，結果如圖5 和圖6 所示，系統(tǒng)再入過程持續(xù)約300 s，此過程的最大熱流密度約為24.8 W/cm2，焓值約為27 MJ/kg。根據(jù)1.1 節(jié)所述技術指標體系并結合工程應用情況和試驗設備能力，確定高焓風洞試驗峰值工況為熱流密度25 W/cm2、焓值25 MJ/kg、持續(xù)加熱時間300 s。其中總焓較計算值略低，主要是受限于試驗設備的能力，但在整個試驗過程中均按照峰值工況的焓值加載，因此本試驗的總加熱量大于計算值，屬加嚴考核。

圖5 外邊界熱流變化曲線Fig.5 The variation of heat-flux density against time

圖6 總焓隨時間的變化曲線Fig.6 The variation of enthalpy against time

為了保證獲取有效試驗數(shù)據(jù)且便于比較不同應力水平下的情況，試驗共進行4 次，所用試件編號依次為1#、2#、3#、4#，試驗加載熱流的熱流密度分別為15、20、20、25 W/cm2，焓值均為25 MJ/kg，試驗持續(xù)加熱時間均預設為300 s。其中，第4 次試驗為峰值工況，試驗件在前2 次試驗中為非折疊狀態(tài)，后2 次為折疊狀態(tài)。根據(jù)風洞設備的能力，設置來流馬赫數(shù)為2.1，真空艙內(nèi)的壓力為100～110 Pa。

2.3 溫度測量

為了監(jiān)測試驗中材料試驗件各鋪層的溫度響應，在各層之間安裝熱電偶絲，熱電偶的布置如圖7所示，其中1#～3#試驗件共布置5 個熱電偶，位置如圖7(a)中的T1～T5 所示；為了更好地監(jiān)測峰值工況下熱防護結構的熱響應，4#試驗件在防熱層內(nèi)增加了1 個熱電偶，6 個熱電偶的位置如圖7(b)中的T1～T6 所示，其中T1、T2 對稱安裝。也曾嘗試在試驗件的來流受熱面（氧化鋁纖維織物受熱面）布置熱電偶，但由于該處溫度過高，熱電偶在試驗初期即失效。根據(jù)熱電偶的測溫上限判斷，受熱面的溫度應超過1400 ℃。

圖7 試驗件熱電偶布置示意Fig.7 Layout of thermal couples

3 試驗結果及分析

3.1 溫度測量結果

根據(jù)Kevlar 材料的耐溫極限，一旦Kevlar 層的溫度超過250 ℃則停止試驗，并以此計算試驗的持續(xù)時間。本研究的4 次試驗均未出現(xiàn)被迫終止的情況，持續(xù)加熱時間均達到預設的300 s。熱電偶的實測溫度曲線如圖8 所示，其中T2 實測及Kevlar層的最高溫度統(tǒng)計如表2 所示。

圖8 高焓風洞試驗溫度測量曲線Fig.8 Temperature of samples in each high enthalpy wind tunnel test

表2 熱電偶T2 實測及Kevlar 層最高溫度統(tǒng)計Table 2 The highest temperature of thermal couple T2 and the Kevlar layer

從圖8(a)可以看出：對于1#試驗件，熱電偶T1、T2 的測溫值迅速升高，達到最高溫度后逐漸穩(wěn)定，氧化鋁織物下方的最高溫度約為1257 ℃；熱電偶T3布置在L5 的冷端，在其相鄰的加熱端溫度到達最高值后緩慢升高；承力層Kevlar 冷端的熱電偶T5在試驗中由于安裝不當或接觸不良等原因失效，因此本次試驗以Kevlar 層的熱端熱電偶T4 的測溫值為參考溫度——T4 測溫值在T3 測溫值開始上升約70 s 后開始緩慢升高，試驗結束時Kevlar 層的最高溫度為246 ℃（Kevlar 層冷端實際溫度應低于此溫度）。

從圖8(b)可以看出：對于2#試驗件，熱電偶T1、T2 的測溫值迅速升高，達到最高溫度后逐漸穩(wěn)定，氧化鋁織物下方的最高溫度約為1120 ℃；T2 的測溫值呈現(xiàn)波動可能是由于傳感器引線接觸不良導致；熱電偶T3 布置在L5 的冷端，其測溫值在T1、T2的測溫值到達最高值后緩慢升高；Kevlar 層熱端及冷端的熱電偶T4、T5 的測溫值在T3 測溫值開始上升約80 s 后開始緩慢升高，試驗結束時Kevlar 層的最高溫度為193 ℃。

3#試驗件的試驗熱流與2#試驗件相同，主要目的是驗證材料的防熱性能是否穩(wěn)定。從圖8(c)可以看出：熱電偶T1、T2 的測溫值迅速升高，達到最高溫度后逐漸穩(wěn)定，氧化鋁織物下方的最高溫度約為1173 ℃，與2#試驗件的測溫結果相差不大；熱電偶T3 布置在L5 的冷端，其測溫值在T1、T2 的測溫值到達最高值后緩慢升高；Kevlar 層熱端及冷端的熱電偶T4、T5 的測溫值在T3 測溫值開始上升約90 s 后開始緩慢升高，試驗結束時Kevlar 層的最高溫度為169 ℃。

從圖8(d)可以看出：對于4#試驗件，熱電偶T1、T2、T3 的測溫值迅速升高，達到最高溫度后逐漸穩(wěn)定，T1、T2 均布置在氧化鋁織物冷端，但由于位置不同，兩者的實測溫度相差約130 ℃，T3 測溫值穩(wěn)定在約1068 ℃；熱電偶T4 布置在L5 的冷端，但在本次試驗中意外失效，未獲取到有效數(shù)據(jù)；試驗結束時Kevlar 層的最高溫度為198 ℃。

3.2 試驗件外觀

圖9 為各試驗件受熱面氧化鋁織物在試驗中和試驗后的照片?？梢钥闯?，試驗中氧化鋁織物在熱流作用下顏色變紅，氧化鋁纖維由于高溫燒結而略有收縮，但織物結構保持完整，纖維未發(fā)生斷裂或被高速氣流吹斷的情況。試驗后檢查，織物由粉紅色變成氧化鋁的原色——白色。

圖9 氧化鋁層試驗中和試驗后的照片F(xiàn)ig.9 Appearance of the alumina layer during and after each test

1#試驗件的試驗熱流密度較低，為15 W/cm2，防熱層氧化鋁纖維織物燒結現(xiàn)象不明顯，結構保持完整，有效保護了隔熱層，避免其直接暴露于高溫高焓氣流下；試驗后檢查隔熱層各鋪層無明顯破壞，柔軟性良好。

2#、3#試驗件的試驗熱流密度較1#試驗件的有所提高，為20 W/cm2，防熱層氧化鋁纖維織物燒結現(xiàn)象較1#試驗件嚴重，但其結構仍保持完整，能有效保護隔熱層；試驗后檢查隔熱層各鋪層無明顯破壞，柔軟性良好。

4#試驗件的試驗熱流密度最高，為25 W/cm2，防熱層氧化鋁纖維織物燒結現(xiàn)象最嚴重，織物已出現(xiàn)燒結開裂，但結構仍保持完整，仍然可對隔熱層進行有效保護；試驗后檢查隔熱層各鋪層無明顯破壞，柔軟性良好。

1#～4#試驗件的Kevlar 織物試驗后的情況基本一致，如圖10 所示，材料均無破壞，試驗件顏色大部分仍保持為原來的黃色，僅在縫線針孔處顏色較深，說明該處的溫度較其他位置高。

圖10 Kevlar 織物試驗后情況Fig.10 Kevlar textile layer after the test

3.3 試驗結果分析

3.3.1 試驗件溫度響應

高焓風洞試驗采用射流噴管噴出的高焓氣流經(jīng)過試驗件表面對其熱防護性能進行驗證。4#試驗件中熱電偶T1、T2 的測量結果顯示，試驗件不同區(qū)域的溫度響應并不完全相同。根據(jù)各次試驗的溫度測量結果，1#試驗件雖然試驗熱流密度最低，但防熱層下方的溫度最高，2#～4#試驗件防熱層的溫度響應較為接近。在焓值一定的情況下，試驗熱流密度和試驗件溫度并不呈正比關系，這可能與試驗設備和溫度測量均有關系。根據(jù)傳熱原理，熱流密度由15 W/cm2每增加5 W/cm2，試驗件表面的溫度增加80 ℃左右，但由風洞試驗設備導致的溫度偏差達100～200 ℃，且熱電偶在試驗件中的安裝位置也會影響測量的效果（由試驗件正中心向四周輻射，測量溫度較實際值逐漸降低），綜合這些偏差因素，導致各次試驗的溫度實測結果未能嚴格反映實際變化情況。實測試驗件內(nèi)層最高溫度為169～246 ℃，滿足不超過250 ℃的要求。

此外，本次試驗采用熱電偶絲測量溫度，其耐溫能力為1400 ℃。根據(jù)設備調試情況，熱電偶絲暴露在15 W/cm2的熱流密度下在試驗初期即發(fā)生損壞，因此本次試驗未能測得防熱層外部的溫度響應，同時也說明外部最高溫度超過1400 ℃，滿足不低于1100 ℃的熱流模擬要求。

3.3.2 氧化鋁織物防熱效果

防熱層氧化鋁纖維織物的化學組成為70%的Al2O3、28%的SiO2和2%的B2O3。試驗后試驗件的外觀和溫度測量數(shù)據(jù)表明，采用氧化鋁織物作為防熱層能夠有效實現(xiàn)熱防護功能、保護內(nèi)部的隔熱層和承力層；在高溫、高速氣流作用下，防熱層雖有部分燒結，但結構整體保持完整，抗剪切能力較好。

試驗中防熱層氧化鋁纖維織物出現(xiàn)了顏色變化和纖維收縮、燒結的現(xiàn)象，這是由于高溫環(huán)境使得Nextel 440 織物中除Al2O3外占主要組成的SiO2受熱分解，試驗后織物成分僅剩耐高溫能力較好的Al2O3。Nextel 440 織物的熔點為1800 ℃，因此試驗結果說明在試驗熱流作用下試驗件受熱面的溫度在1400～1800 ℃之間，遠超過再入返回計算得到的溫度最高值。由于氧化鋁本身的硬度較大，所以試驗后織物呈現(xiàn)整體燒結的現(xiàn)象。

3.3.3 隔熱層隔熱效果

試驗件隔熱層采用多層隔熱結構，由7 個鋪層構成，可以耐受不低于1200 ℃的高溫。根據(jù)試驗后Kevlar 層的外觀和溫度測量數(shù)據(jù)，隔熱層的隔熱性能良好，熱端與冷端的溫度梯度接近1000 ℃，能夠將超過1200 ℃的高溫降低至不超過250 ℃，最低169 ℃；且材料柔軟可折疊，能夠滿足使用要求。

3.3.4 工藝對熱防護的影響

柔性熱防護材料的工藝主要涉及層間縫紉成型和材料折疊。

試驗后Kevlar 層的外觀顯示，Kevlar 層針孔附近的顏色變深，說明該處的溫度較其他位置高，其原因可能是高溫縫線產(chǎn)生的針孔導致高焓氣流滲透至試驗件內(nèi)部。但這種現(xiàn)象只存在于針孔附近，即僅在局部有高溫加熱情況，并不影響試驗件的整體防隔熱性能。后續(xù)可以考慮采用錯層縫紉工藝或對針孔進行高溫防護的方法規(guī)避上述問題。

3#試驗件在試驗前進行了反復折疊，對比2#和3#試驗件的試驗結果，發(fā)現(xiàn)2 次試驗的熱防護效果均滿足要求，3#試驗件的熱防護效果甚至更好；4#試驗件同樣在試驗前進行了反復折疊，在峰值工況下的熱防護效果也滿足要求，說明折疊對材料的熱防護性能無明顯影響。

4 結論

通過柔性熱防護材料試驗件高焓風洞試驗，得到以下結論：

1）氧化鋁纖維織物在高溫、高速氣流作用下，雖然有部分燒結，但整體結構保持完整，抗剪切能力較好，能夠有效實現(xiàn)防熱功能、保護內(nèi)部隔熱層。

2）試驗件采用多層隔熱結構，隔熱鋪層本身可以耐受不低于1200 ℃的高溫，熱端與冷端的溫度梯度接近1000 ℃。

3）基于多層熱防護結構的柔性熱防護材料能夠滿足充氣式再入與減速系統(tǒng)的熱防護要求，材料柔軟可折疊，且折疊工藝不會影響材料的熱防護性能。

4）柔性熱防護材料的縫紉成型工藝對整體熱防護性能無影響，但在針孔處存在熱流滲透的情況，應對此加以防護。

所研制的材料試驗件的面密度為3.42 kg/m2，體密度不超過常用剛性熱防護材料的20%。從工程應用出發(fā)，在滿足熱防護要求的前提下，可進一步優(yōu)化材料的性能，降低材料的密度。