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        高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù)研究

        2020-11-06 05:59:06康瑾
        中阿科技論壇(中英阿文) 2020年9期

        康瑾

        摘要:在科學(xué)技術(shù)的發(fā)展帶動下,中國航空航天技術(shù)日趨成熟,高超聲速飛行器的研制也因其前景廣闊而成為熱門專業(yè)。但就目前而言,動力技術(shù)與熱防護(hù)技術(shù)二者互相制約的技術(shù)難題還亟待解決。本文聯(lián)系實(shí)際,對高超聲速飛行器防熱機(jī)理以及相應(yīng)技術(shù)進(jìn)行詳細(xì)剖析,并對未來前景進(jìn)行預(yù)測,希望能給有關(guān)行業(yè)提供借鑒。

        關(guān)鍵詞:高超聲速飛行器;結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù);現(xiàn)狀綜述

        中圖分類號:V250.1 ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A

        高超聲速飛行器在運(yùn)行過程中,會受到各種干擾,導(dǎo)致表面溫度大幅提高,使飛行器面臨嚴(yán)重的氣動加熱問題,對內(nèi)部造成危害。動力系統(tǒng)與熱防護(hù)技術(shù)是研發(fā)高超聲速飛行器過程中的兩大關(guān)鍵,本文著重分析熱防護(hù)技術(shù)的現(xiàn)狀,詳細(xì)介紹高超聲速飛行器的熱防護(hù)形式與不同部位受熱環(huán)境,據(jù)此提出熱防護(hù)材料的選擇與形式的選取,并對其未來發(fā)展方向進(jìn)行合理預(yù)測[1]。

        1 高超聲速飛行器綜述

        1.1 高超聲速飛行器含義

        高超聲速飛行器的飛行速度超出五倍音速,其突防成功率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高出普通飛行器,具有巨大的經(jīng)濟(jì)潛能。

        1.2 氣動加熱簡介

        研發(fā)高超聲速飛行器的兩大技術(shù)難點(diǎn)分別為動力系統(tǒng)與熱防護(hù)技術(shù),現(xiàn)如今我國已基本攻破動力系統(tǒng)難關(guān),使用改良后的噴氣式發(fā)動機(jī)、超燃沖壓發(fā)動機(jī)為高超聲速飛行器提供動力,獲得良好成效,成功發(fā)射多顆導(dǎo)彈。而氣動加熱問題,即所謂熱障,指的是物體與空氣或者其它氣體作相對高速運(yùn)動時(shí),所產(chǎn)生的摩擦力較大,使物體周圍溫度升高、將摩擦力轉(zhuǎn)變?yōu)闊崃Φ倪^程。當(dāng)高速氣體流過物體,或者高速物體穿過氣體,氣流與物體表面會產(chǎn)生劇烈摩擦,邊界層中大量動能轉(zhuǎn)化為熱能,引發(fā)周邊環(huán)境溫度的急劇升高,對于高超聲速飛行器而言,會致使飛行器表面材料剛度大幅下降,材料強(qiáng)度減弱,還會引發(fā)一系列問題,提升飛行器內(nèi)溫度,危害精密儀器和設(shè)備等,許多材料和結(jié)構(gòu)無法承受氣動加熱的影響,因此,飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與材料選擇工作面臨著重大障礙,又名熱障[2]。

        1.3 熱防護(hù)技術(shù)作用機(jī)理

        1.3.1 熱沉防熱

        熱沉防熱指的是通過提高材料熱容量來增強(qiáng)飛行器表面吸熱能力,從而吸收多余熱量,避免危及內(nèi)部。熱容量又稱比熱容,是在理化性質(zhì)不變的前提下,使單位質(zhì)量的均相物質(zhì)溫度提升1K所需熱量,可描述物體升溫的難易程度與吸熱散熱能力。熱容量是一切材料的固有屬性,但防熱材料的熱容量有著特殊要求。首先,其必須具備較高的比熱容,盡可能提高單位質(zhì)量防熱材料能夠吸收的熱量;其次,必須具有較高的熱導(dǎo)率,即較高的導(dǎo)熱能力,能夠在同種材料間迅速傳遞熱量,保持溫度均勻,不至于產(chǎn)生過大溫差。否則,材料受熱面已達(dá)到較高溫度,瀕臨破壞,但其余部分溫度還未提升,無法有效發(fā)揮作用。熱沉材料破壞溫度一般不高,要提高吸熱量,就只能增大材料質(zhì)量,使高超聲速飛行器防熱系統(tǒng)趨于笨重。因此,熱沉防熱正在逐漸被改良和取代。

        1.3.2 燒蝕防熱

        燒蝕防熱指的是舍棄外層,任由其燒毀,達(dá)到保護(hù)內(nèi)層的效果。燒蝕防熱技術(shù)具有較好的效果,較為可靠,且自適應(yīng)能力強(qiáng),采用該技術(shù)構(gòu)造的防護(hù)層重量較輕,儲存運(yùn)輸和安裝都十分方便,制作工藝簡單,能夠大面積推廣和使用。在返回式衛(wèi)星、宇宙飛船、中遠(yuǎn)程導(dǎo)彈彈頭等部位,都可使用燒蝕防熱機(jī)理構(gòu)建防護(hù)層。該技術(shù)起步較早,歷經(jīng)多年的研究與改良,我國如今已掌握多種燒蝕材料的生產(chǎn)與應(yīng)用技術(shù),可為不同種類與用途的高超聲速飛行器提供熱防護(hù),就目前而言,其為所有熱防護(hù)機(jī)理中最為成功和普遍的一種。但它具有一個(gè)重要缺點(diǎn),即只能一次性使用,外層材料無法回收,且在燒蝕過程中會發(fā)生氣動外形變化,降低落點(diǎn)精度和航天器穩(wěn)定性。

        1.3.3 發(fā)汗冷卻

        發(fā)汗冷卻機(jī)理與生物通過排汗散熱降溫相同,通過從多孔材料孔隙中噴射流體,可實(shí)現(xiàn)降溫隔熱,主要應(yīng)用熱阻塞效應(yīng)。采用發(fā)汗冷卻,可有效抑制對流傳熱,其最大優(yōu)勢是在作用過程中不會引發(fā)氣動外形變化,并且容易控制,可通過把控液體滲出量來決定冷卻效果,滿足不同飛行器在不同情況下的熱防護(hù)需求。

        1.3.4 輻射防熱

        輻射防熱指利用飛行器表面金屬材料的輻射作用使熱能散失,由于輻射熱流和表面溫度具有正相關(guān),因此在使用輻射防熱技術(shù)時(shí),需選取具有高輻射特性和導(dǎo)熱率較低、熔點(diǎn)較高、能夠耐受高溫的材料。但高輻射性材料具有較大危害性,可能會對人體產(chǎn)生不可逆轉(zhuǎn)危害,因此在選擇和使用時(shí)需要格外謹(jǐn)慎,由于材料局限性,該項(xiàng)技術(shù)還未在我國普及[3]。

        1.3.5 薄膜冷卻

        薄膜冷卻是在飛行器表面按照一定規(guī)律排布小孔,通過小孔噴射液體或氣體,利用其形成的薄膜實(shí)現(xiàn)隔熱降溫;之后,液體蒸發(fā)過程中還會吸收一部分熱量,氣體則能夠進(jìn)入邊界層,通過熱阻塞效應(yīng)降低對流傳熱。薄膜防熱的后期作用機(jī)理與發(fā)汗冷卻具有一定相似性,是對后者的改良與升級。

        2 熱防護(hù)系統(tǒng)分類

        根據(jù)作用機(jī)理,可將高超聲速飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)分為多個(gè)類型,如今我國常用的有以下幾種:

        2.1 吸熱式防護(hù)

        吸熱式防護(hù)系統(tǒng)采用熱沉防熱技術(shù),運(yùn)用諸如石墨、銅等材料構(gòu)筑防熱層,并利用材料比熱容吸收大部分氣動熱,使飛行器艙內(nèi)溫度保持在允許范圍內(nèi)。其具有以下特征:

        2.1.1 材料吸熱能力取決于其質(zhì)量,若大量使用熱沉材料,會大幅增加飛行器質(zhì)量與體積,因此吸熱式防護(hù)系統(tǒng)只能在加熱時(shí)間短且熱流密度低的環(huán)境中使用,不能大范圍推廣普及,且需要尋找比熱容較大、導(dǎo)熱能力超強(qiáng)的材料。

        2.1.2 熱沉材料多為金屬和碳,容易在高溫環(huán)境中氧化,受到現(xiàn)有熱沉材料熔點(diǎn)與氧化特性的影響,吸熱式防護(hù)技術(shù)能夠承受的最高溫度約在600~700℃,暫時(shí)不能取得重大突破。

        2.1.3 吸熱式防護(hù)的防護(hù)層不會發(fā)生形變或理化性質(zhì)改變,因此能夠重復(fù)使用,可在要求氣動外形穩(wěn)定的設(shè)備中應(yīng)用。但在短時(shí)間內(nèi)一次性使用的設(shè)備中,如導(dǎo)彈、炮彈等,一般不使用該系統(tǒng)。

        2.2 質(zhì)量引射式防護(hù)

        質(zhì)量引射式防護(hù)的作用機(jī)理是燒蝕防熱,外層防熱材料在熱解或者汽化、碳化過程中,能夠大量帶走飛行器表面熱量,起到降溫效果,保護(hù)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性與安全性,并維持正常工作環(huán)境。在短時(shí)間內(nèi)一次性使用飛行器,如導(dǎo)彈中可使用該防護(hù)系統(tǒng),此外,在表面氣動加熱異常嚴(yán)重部位也可使用,但由于燒蝕體會一次性被消耗,因此其使用持續(xù)時(shí)間較短,且不能應(yīng)用于要求表面形狀穩(wěn)定的飛行器中,否則會影響氣動力特性。

        2.3 傳質(zhì)換熱防護(hù)

        傳質(zhì)換熱防護(hù)利用發(fā)汗冷卻和薄膜冷卻原理,是一種主動式熱防護(hù)系統(tǒng),利用循環(huán)通過管道的冷卻劑,可吸收氣動加熱的大部分熱量,并使少部分熱量通過熱輻射形式散失。若采用燃料作為冷卻劑,熱量并不會白白散失,而是用于燃料預(yù)熱,減少飛行器能耗,因此傳質(zhì)換熱防護(hù)系統(tǒng)符合我國的可持續(xù)發(fā)展理念,能夠有效降低飛行器使用成本。無論是發(fā)汗冷卻還是薄膜冷卻,都要利用泵壓系統(tǒng)噴出冷卻劑,但二者略有不同,前者為利用多孔表面噴射,后者是從不連續(xù)縫隙中噴射,都可保持飛行器表面完整性,不會發(fā)生形狀變化,不影響氣動力特性,但在實(shí)際使用過程中,多孔壁可能會發(fā)生堵塞,無法長時(shí)間保持正常使用。傳質(zhì)換熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與構(gòu)建流程復(fù)雜,在尺寸較大、要求重復(fù)利用的航天器中適用,如航空飛船、飛機(jī),在一次性使用或者尺寸較小的飛行器中一般不予考慮。

        2.4 輻射式熱防護(hù)

        輻射式熱防護(hù)屬于被動防熱,其主體結(jié)構(gòu)一般有三部分:首先是直接接觸外界高溫氣流的蒙皮,其次是內(nèi)部飛行器的承力結(jié)構(gòu),又稱為內(nèi)蒙皮,最后則是兩蒙皮間的隔熱層。該系統(tǒng)中,外蒙皮材料的選擇尤為重要,需充分考慮最大工作溫度,選擇熔點(diǎn)較高的材料,根據(jù)我國材料工業(yè)現(xiàn)狀與實(shí)際需求,現(xiàn)如今在略超出500℃的溫度范圍內(nèi)多使用鈦合金;在500~900℃多使用鐵鈷鎳三種金屬的合金;在高于900℃但未達(dá)到1650℃時(shí)一般采用經(jīng)過了抗氧化處理的高熔點(diǎn)金屬如鎢、鉬;當(dāng)溫度高于1650℃時(shí),金屬很難保持穩(wěn)定不熔化,因此多采用陶瓷或者碳、碳化硅的復(fù)合材料[4]。

        隔熱層材料的選擇則會決定整個(gè)熱防護(hù)系統(tǒng)的隔熱性能,因此,在選擇材料時(shí),應(yīng)格外謹(jǐn)慎,選取疏松多孔的輕質(zhì)材料,如今常用的有各種纖維制成的氈布,如氧化鋁、石棉纖維等,或者使用玻璃和陶瓷等制成泡沫。在整個(gè)輻射式熱防護(hù)系統(tǒng)中,防熱結(jié)構(gòu)主要分為兩種,其中冷結(jié)構(gòu)影響內(nèi)部結(jié)構(gòu)的承載能力,內(nèi)部飛行器的承力結(jié)構(gòu)長時(shí)間在接近常溫的環(huán)境中工作,因此對材料的熔點(diǎn)要求不高,可使用輕合金材料如鎂鋁。熱結(jié)構(gòu)則起到散熱、隔熱的防護(hù)作用,在熱結(jié)構(gòu)中,承力結(jié)構(gòu)需要在高溫環(huán)境下正常工作,兼具承力與防熱兩項(xiàng)功能,因此需選擇高熔點(diǎn)、高強(qiáng)度材料。輻射式熱防護(hù)系統(tǒng)中,防熱材料不會消耗和損失,可重復(fù)使用,且防熱作用較強(qiáng),不會隨加熱時(shí)長的增加而減弱,因此,可在長時(shí)間接觸高溫環(huán)境的航天飛機(jī)等飛行器中使用。其結(jié)構(gòu)復(fù)雜、制造工藝繁瑣,成本較高,因此不推薦在一次性飛行器中使用,但可在氣動加熱格外嚴(yán)重的局部使用,以簡化一次性飛行器的結(jié)構(gòu)、降低其質(zhì)量。

        2.5 一體化熱防護(hù)

        一體化熱防護(hù)指的是綜合防熱與承載功能為一體的新型系統(tǒng),能夠在發(fā)揮隔熱功能的同時(shí)承載氣動荷載、結(jié)構(gòu)荷載,節(jié)省所需材料數(shù)量,精簡結(jié)構(gòu),減輕質(zhì)量,提升效率,目前我國相應(yīng)技術(shù)已處于高速發(fā)展時(shí)期。其主要結(jié)構(gòu)分為三部分,即上下壁板和隔熱層,其中上壁板處于飛行器表面,承受高溫,且需要較大強(qiáng)度,因此使用高溫合金構(gòu)筑;隔熱層除隔熱作用外還有支撐作用,因此選用輕質(zhì)材料;下壁板則應(yīng)當(dāng)利用熱沉原理,選取比熱容較大的金屬吸收多余熱量,起到降溫效果。上下壁板都應(yīng)用金屬材料可提升結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性與強(qiáng)度,獲得較高承載能力。一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)可綜合利用上壁板的輻射散熱、隔熱層的支撐與隔熱功能、下壁板的熱沉機(jī)理,實(shí)現(xiàn)承載與防熱一體化。

        3 熱防護(hù)材料選擇

        高超聲速飛行器的飛行速度極高,如今我國已經(jīng)熟練掌握動力系統(tǒng)的相關(guān)技術(shù),且很難在短時(shí)間內(nèi)取得突破性進(jìn)展,發(fā)動機(jī)推力基本上很難提升,為減輕飛行過載,需簡化飛行器結(jié)構(gòu)、降低其質(zhì)量。因此,需選取輕質(zhì)材料構(gòu)造防熱層。同時(shí),所選材料還必須能夠起到良好的防熱作用,具有較高熔點(diǎn)和高剛度,可承受較強(qiáng)的沖擊力,保護(hù)飛行器內(nèi)部環(huán)境。對飛行器外表面受熱情況進(jìn)行詳細(xì)分析后,將其劃分為不同溫區(qū),并據(jù)此選擇材料,就能夠在減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量的同時(shí)保障防熱性能,降低飛行器制造成本。

        3.1 超高溫區(qū)

        飛行器頭錐和翼緣等部位為超高溫區(qū),最高溫度可達(dá)1800℃,最適宜的熱防護(hù)系統(tǒng)是上述質(zhì)量引射系統(tǒng),利用燒蝕原理,需選擇熔點(diǎn)極高的材料,如今主要使用的是難熔金屬與改良后的復(fù)合陶瓷等材料,但高熔點(diǎn)金屬密度較大,會使結(jié)構(gòu)質(zhì)量大幅增加,且成本過高,加工難度大,抗氧化性能較差,因此,復(fù)合陶瓷、碳/碳復(fù)合材料成為首選,也是我國超高溫防熱材料領(lǐng)域的重點(diǎn)研究方向。

        3.2 大面積區(qū)

        高超聲速飛行器的直段部分為大面積防熱區(qū),主要特點(diǎn)是面積較大,工作溫度低于超高溫區(qū),一般在800℃以上,可采用質(zhì)量引射熱防護(hù)系統(tǒng),或?qū)⒉煌姆雷o(hù)系統(tǒng)進(jìn)行融合使用。在選擇材料時(shí),根據(jù)飛行器種類差異與具體使用環(huán)境,可選取碳基、陶瓷基等復(fù)合材料,或者無機(jī)隔熱材料、金屬等。

        4 未來發(fā)展趨勢預(yù)測

        從上述分析可知,我國高超聲速飛行器領(lǐng)域想要取得突破性進(jìn)展,需研發(fā)耐高溫能力更強(qiáng)、成本更低、強(qiáng)度更高的新型熱防護(hù)材料,為滿足設(shè)計(jì)需求,我國必然會在現(xiàn)有基礎(chǔ)上對無機(jī)復(fù)合材料進(jìn)行改進(jìn),研發(fā)能夠耐受超高溫度且綜合性能較強(qiáng)的防護(hù)材料,并盡可能降低成本,減少材料生產(chǎn)與使用過程中的污染。

        此外,高超聲速飛行材料熱性能與強(qiáng)度會受到廣泛重視,在未來選取防熱層材料時(shí),必然需要兼顧其熱性能與力學(xué)性能,并構(gòu)建結(jié)構(gòu)承載和防熱一體化系統(tǒng),從而減少防熱材料用量,節(jié)省成本,同時(shí)降低飛行器結(jié)構(gòu)的總質(zhì)量,使現(xiàn)有的動力系統(tǒng)更好地發(fā)揮作用。在接受設(shè)計(jì)方面,需注重高超聲速飛行器在迎風(fēng)飛行時(shí)所受的摩擦力與空氣阻力,考慮其帶來的影響,提高結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性,加強(qiáng)緊固件連接并提高焊接工藝,提升結(jié)構(gòu)的整體性,減少零件松動現(xiàn)象。

        (責(zé)任編輯:侯辛鋒)

        參考文獻(xiàn):

        [1]楊春曉. 基于熱能利用的高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)研究[D].長沙:國防科技大學(xué),2017.

        [2]淦述榮,王蒙,李夜蘭.波音公司高超聲速飛行器材料結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù)發(fā)展態(tài)勢分析[J].飛航導(dǎo)彈,2017(07):25-27.

        [3]潘立新,楊家勇,王曼,等.高超聲速飛行器舵面作動器艙環(huán)境設(shè)計(jì)及應(yīng)用[J].航空學(xué)報(bào),2016,37(S1):46-52.

        [4]王璐,王友利.高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展和趨勢分析[J].宇航材料工藝,2016,46(01):1-6.

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