卞亞東，劉 準(zhǔn)，陳 克，關(guān) 強(qiáng)，宋 磊

（中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

飛行器艙內(nèi)儀器設(shè)備的可靠工作直接影響飛行器的正?？煽抗ぷ?。設(shè)備在飛行器全剖面飛行過程中面臨諸多惡劣復(fù)雜條件，其中就包括艙內(nèi)、艙外耦合熱環(huán)境條件。為充分發(fā)揮發(fā)射筒內(nèi)部空間，結(jié)合飛行器的遠(yuǎn)射程、高質(zhì)量戰(zhàn)斗部需求，飛行器采用擺動噴管姿控形式，因此在飛行器熱分離過程中，傳統(tǒng)的底部防熱結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)以及防熱裙等熱防護(hù)形式[3]已無法滿足艙內(nèi)設(shè)備的環(huán)境適應(yīng)需求，因此亟需一種新型設(shè)備熱防護(hù)設(shè)計(jì)方法。

本文針對設(shè)備在熱分離過程中及分離后飛行噴管尾焰輻射熱流作用，開展了敞口式艙內(nèi)設(shè)備的熱防護(hù)設(shè)計(jì)研究工作，提出了設(shè)備通用化熱防護(hù)設(shè)計(jì)方法，分析了各種復(fù)雜熱環(huán)境下設(shè)備熱防護(hù)效果并對其進(jìn)行熱環(huán)境試驗(yàn)考核。

1 防隔熱套結(jié)構(gòu)組成

防隔熱套結(jié)構(gòu)主要由四部分組成，組成結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 防隔熱套組成結(jié)構(gòu)Fig.1 The Structure of Insulation Cover

a）高溫隔熱阻燃涂料：一種隔熱、阻燃涂料，導(dǎo)熱系數(shù)為0.03 W/(m·K)，采用耐高溫特制高溫溶劑，耐溫可達(dá)1800 ℃；

b）無堿玻璃纖維布：具有高強(qiáng)度、高模量、不變形，同時(shí)阻燃性、隔熱性能優(yōu)越，可用于-70～1000 ℃環(huán)境中；

c）超級萬能膠：一種膠粘劑，用于將無堿玻璃纖維布、芳綸氈與高溫隔熱阻燃燃料緊密連接固定；

d）芳綸氈：其內(nèi)部纖維具有阻燃性能，具有較好的斷裂強(qiáng)力、保溫性、抗皺性，經(jīng)緯斷裂強(qiáng)力約為1500 N和1100 N，保溫率為10.8%，導(dǎo)熱系數(shù)為40 W/(m·K)。

最終通過高強(qiáng)度綁扎繩將設(shè)備分體式防隔熱套有效整合成一體。

2 穿戴式防隔熱套設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)

設(shè)備穿戴式防隔熱套采用分體式組合化設(shè)計(jì)理念，可根據(jù)設(shè)備外形的差異性進(jìn)行隨形設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)靈活、產(chǎn)品系列化程度高。分體式組件分為上下兩塊防隔熱套，通過高強(qiáng)度綁扎繩將兩塊分體式防隔熱套進(jìn)行綁扎勒緊，設(shè)備接插件插接部位采用防隔熱套“套袖式”設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，防護(hù)接插件的同時(shí)也有效避免了高溫燃?xì)獾母Z入；設(shè)備安裝在艙上時(shí)，采用擰緊螺釘預(yù)埋+力矩扳手的安裝形式，在實(shí)現(xiàn)設(shè)備高效安裝的前提下最大限度阻止高溫燃?xì)鈱υO(shè)備的直接作用，具體設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 穿戴式熱防護(hù)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)示意Fig.2 The Design Stucture of Wearable Thermal Protection

3 減震墊熱防護(hù)分析計(jì)算

為適應(yīng)飛行沖擊振動等環(huán)境要求，艙內(nèi)部分控制系統(tǒng)設(shè)備都裝有減震墊，減震墊與艙壁直接接觸，安裝示意如圖3所示。減震墊由上下橡膠減震墊、金屬墊片及金屬套筒組成。穿戴式防隔熱套可以有效防護(hù)設(shè)備外部，但對于減震墊與艙壁間熱傳遞無法隔斷。在外部氣動加熱、內(nèi)部輻射熱流作用下，艙壁的熱量通過金屬套筒傳遞到橡膠減震墊上，過高的溫度則會導(dǎo)致減震墊減振效果降低。

接觸熱阻表征了兩個(gè)接觸物體間的熱傳遞阻力，與接觸貼合面的粗糙度、導(dǎo)熱率等因素相關(guān)，傳統(tǒng)計(jì)算方法[4]通常通過數(shù)值計(jì)算和有限元仿真聯(lián)合計(jì)算所得。根據(jù)接觸貼合面的粗糙度，一是定義未接觸面積與實(shí)際接觸面積的比值，二是定義表面粗糙度的平均高度，即為CS=f(ω,h)（CS表示接觸熱阻，ω表示未接觸面積和實(shí)際接觸面積的比值，h表示表面粗糙度的平均高度）；在仿真分析軟件中建立不同ω和h的接觸面，給定施加溫度邊界條件即可獲得結(jié)構(gòu)的溫度場，進(jìn)而對接觸熱阻進(jìn)行換算得到。該方法計(jì)算復(fù)雜繁瑣，并存在一定的偏差，實(shí)用性較差。因此針對減震墊熱環(huán)境適應(yīng)性問題，提出一套快速的面積熱阻理論綜合計(jì)算方法[5]。

圖3 伺服控制驅(qū)動器減震墊Fig.3 The Cushion of Servo Drivers

減震墊的金屬墊材料為沉淀硬化不銹鋼，面積熱阻為

式中RA為材料熱阻；δ為傳熱件厚度；λ為傳熱件材料導(dǎo)熱系數(shù)。

常用金屬涂抹導(dǎo)熱脂時(shí)接觸熱阻最大可達(dá)1×10-3(m2·K)/W，不涂導(dǎo)熱脂時(shí)接觸熱阻介于2×10-3～1×10-2(m2·K)/W之間，因此減震墊金屬墊片與艙段凸臺的接觸熱阻保守考慮可選取RJ=1×10-3(m2·K)/W（遠(yuǎn)大于減震墊自身面積熱阻RA），故金屬墊片綜合面積熱阻可取為R≈1×10-3(m2·K)/W。

因此，減震墊金屬套筒的等效熱導(dǎo)率為

式中δ為金屬套筒厚度，為1.5 mm。

將減震墊金屬套筒等效熱導(dǎo)率引入到ABAQUS仿真模型中[6]，設(shè)定初始環(huán)境溫度為30 ℃（產(chǎn)品使用環(huán)境溫度為0～30 ℃），仿真計(jì)算得到減震墊橡膠與金屬墊接觸部位的溫度曲線見圖4，由圖4可知最高溫度為135 ℃，此溫度為減震墊橡膠表層溫度，減震墊橡膠其它大部分區(qū)域溫升更小。該橡膠減震墊可在使用溫度為-40～150 ℃環(huán)境下長時(shí)工作，短時(shí)間使用溫度不小于200 ℃。因此經(jīng)過仿真分析，減震墊滿足飛行器飛行使用要求。

圖4 減震墊與金屬套筒接觸部位的溫度曲線Fig.4 The Temperature Curve of The Contact Part Between Shock Absorber and Metal Sleeve

4 防隔熱套熱燒蝕試驗(yàn)

根據(jù)飛行器全剖面飛行工況熱環(huán)境對防隔熱套進(jìn)行環(huán)境適應(yīng)性考核，以驗(yàn)證防隔熱套方案的正確性[7]。同時(shí)，為了與傳統(tǒng)防熱方案進(jìn)行對比分析，試驗(yàn)件采用3 mm鋁合金方盒穿戴2.2 mm防隔熱套和3 mm鋁合金方盒包覆3層高溫絕熱布兩種狀態(tài)。選取飛行器飛行全程熱環(huán)境條件最惡劣工況，熱流密度為300 kW/m2，時(shí)間為60 s，采用地面石英燈[8]加熱考核方式。試驗(yàn)后試驗(yàn)件燒蝕情況如圖5所示，鋁合金方盒背溫曲線如圖6所示。

圖5 試驗(yàn)后產(chǎn)品狀況Fig.5 Product Condition After Testing

圖6 溫升變化曲線Fig.6 Temperature Rising Graph

通過考核驗(yàn)證，對3層高溫絕熱布和2.2 mm防隔熱套熱防護(hù)效果進(jìn)行比對，得出以下結(jié)論：

a）3層高溫絕熱布厚度約2 mm，與防隔熱套厚度相當(dāng)，空間占有率基本一致；

b）試驗(yàn)過程中，防隔熱套表面碳化、發(fā)泡鼓起并且伴隨顏色逐步加深變黑，試驗(yàn)后檢查防隔熱套內(nèi)部，芳綸氈結(jié)構(gòu)完整，顏色基本保持不變；

c）試驗(yàn)后，高溫絕熱布熱防護(hù)中，第1層高溫絕熱布基本完全碳化，第二層部分碳化，第3層結(jié)構(gòu)保持完整；

d）3層高溫絕熱布熱防護(hù)下，鋁合金方盒背溫溫升為112 ℃，防隔熱套熱防護(hù)下，鋁合金方盒背溫溫升為17.5 ℃，從溫度曲線來看，前15 s兩者溫度變化趨勢基本一致，隨后高溫絕熱布熱防護(hù)下的鋁合金方盒背溫急劇上升，此時(shí)第1層高溫絕熱布燒蝕嚴(yán)重；

e）相同熱流條件下，結(jié)合總裝難易程度及空間占有率等因素，2.2 mm防隔熱套熱防護(hù)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)更有優(yōu)勢，熱防護(hù)效果更好。

5 結(jié)束語

本文提出的敞口式艙內(nèi)設(shè)備熱防護(hù)設(shè)計(jì)方法解決了高溫燃?xì)庵苯幼饔孟略O(shè)備的熱環(huán)境適應(yīng)性問題，使用該方法設(shè)計(jì)的防隔熱套參加了發(fā)動機(jī)試車和石英燈熱考核等相關(guān)試驗(yàn)，該設(shè)計(jì)能夠適應(yīng)并已經(jīng)成功應(yīng)用到型號研制上。經(jīng)地面試驗(yàn)考核，該設(shè)計(jì)方法能夠適應(yīng)飛行器熱分離過程中及分離后燃?xì)廨椛錈岘h(huán)境，滿足設(shè)備的安全可靠工作。其技術(shù)成果可直接應(yīng)用于其它類似項(xiàng)目，具有廣泛應(yīng)用價(jià)值。