再入航天器陶瓷拐角環防熱計算與結構適用性分析

李偉杰劉峰董彥芝張幸紅

（1北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

（2哈爾濱工業大學復合材料研究所，哈爾濱 150001）

1 引言

可靠的防熱技術和先進的熱防護結構材料是再入航天器成功返回的重要條件。對于再入航天器應用的防熱結構，美國航天飛機的翼前緣部位應用的是增強C/C材料[1]，航天飛機再入時經受的熱流環境分別為，中間底部結構位置的峰值熱流約為60kW/m2，翼前緣處峰值熱流為600kW/m2；Apollo飛船指揮艙的防熱結構為雙層結構形式，迎風面球半徑為4.693 92m[2]。防熱材料采用Avcoat 5026-39/HC-G，為玻璃填充環氧樹脂材料，密度為497kg/m3，防熱層厚度根據局部熱環境的不同呈現非均勻分布，該防熱結構的燒蝕溫度能夠達到922K[3]。

除上述幾種防熱材料外，近年來超高溫陶瓷受到航天科研人員的高度重視，美國、意大利等國更是將其作為在研再入飛行器防熱結構（包括美國SHARP項目、意大利SHS項目等）的重要候選材料。所謂超高溫陶瓷，是指在超高溫環境及反應氣氛中能夠保持物理和化學穩定性的一類特殊材料，這類材料具有高熔點、高熱導率及良好的抗氧化能力等特性，是極端環境下使用的新型耐高溫結構材料[4]。超高溫陶瓷的相關研究結果表明，ZrB2-20vol%SiC材料體系具有較好的防熱性能[5-6]。

本文針對再入航天器的典型防熱結構——后端防熱拐角環部件，應用超高溫陶瓷（ZrB2-20vol%SiC）作為拐角環防熱結構材料，應用有限元模擬方法，計算了超高溫陶瓷拐角環在近地軌道及探月返回再入熱環境下的溫度場。根據溫度場計算結果，本文針對超高溫陶瓷作為再入航天器防熱結構材料的適用性進行了分析。

2 結構建模

2.1 結構及模型

針對超高溫陶瓷拐角環防熱結構的特點，利用ABAQUS有限元分析軟件，建立了拐角環結構的熱響應分析模型。結構有限元模型及網格劃分見圖1所示。熱響應有限元模型采用熱傳導分析的實體單元。

圖1 拐角環結構及網格劃分Fig.1 Structure and mesh of the aft ring

在進行拐角環結構熱響應分析計算時，選取拐角環結構內外表面共7個典型的特征點P1～P7，分別代表第一到第七個特征點，如圖2所示。其中特征點P1～P4為拐角環結構外表面由上至下的4個特征點位置，特征點P5～P7為拐角環結構內表面由上至下的3個特征點位置。除了上述7個特征點位置之外，本文在進行有限元計算時，對結構外表面及內表面的最高溫度特征位置同樣給予了分析。

圖2 拐角環結構特征點分布Fig.2 Distribution of characteristic points on the aft ring

2.2 材料參數

超高溫陶瓷拐角環結構材料（ZrB2-20vol%SiC）的密度為5 460kg/m3，發射率為0.8，密度及發射率參數假設為定值，不隨溫度的變化而變化。ZrB2超高溫陶瓷的熱導率及比熱容等性能參數如表1所示。

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2.3 再入熱環境

計算分析假設拐角環結構初始溫度為300K。圖3為拐角環結構模型的熱流密度加載圖，加載區域為拐角環結構的外表面。考慮最嚴格條件，所有區域均勻加載。

圖3 拐角環結構模型熱流加載Fig.3 Loading of heat flux on the aft ring

計算所用熱環境條件說明如下：1）對于近地軌道再入，采用某航天器再入熱環境條件，再入起始時刻（t=0s）為距離地面約100km高度，峰值熱流密度出現在250s時刻，為1.3MW/m2，再入加熱時間為530s，計算總時間為550s，熱流密度隨再入時間連續變化；2）對于探月返回再入，采用Apollo飛船指令艙再入時的拐角處熱流密度環境，因再入熱環境數據有限，取峰值熱流密度出現在1 000s，為2.5MW/m2。計算初始時刻（t=0s）及加熱結束時刻（t=2 000s），熱流均為 0，計算總時間取 2 200s。

3 計算結果分析

3.1 近地軌道再入

在近地軌道再入熱環境下，超高溫陶瓷拐角環結構7個特征點的溫度場計算結果如圖4所示。對于特征點P1在近地軌道再入條件下的溫度場，隨著再入時間的推進，特征點P1處的溫度也逐漸增大，當加熱時間持續到271.7s時，溫度達到最高，為1 542.7K。隨后，該位置的溫度開始緩慢下降。這是因為，在給定再入熱環境作用下，熱流加載使得結構表面溫度上升，同時由于超高溫陶瓷本身與外界存在輻射換熱，兩者共同作用使表面溫度發生變化。在溫度達到峰值之前，熱流加載使得溫度上升的貢獻大于結構與外界輻射換熱使得溫度下降的貢獻。當溫度達到峰值過后，結構與外界輻射換熱使得溫度下降的貢獻開始起主導作用，超過熱流加載使得溫度上升的貢獻，因此，結構表面溫度表現為逐漸下降。在計算總時間（550s）區間內，可以看出，在530s再入加熱結束時刻，特征點P1處的溫度開始明顯下降，因為此時結構溫度的變化僅僅來自于結構與外界輻射換熱使得溫度下降這一貢獻。

對于結構外部其他特征點（P2、P3、P4）的溫度場，其隨時間變化的規律與特征點P1相似，如圖4所示。隨著加熱時間的增大，各特征點溫度逐漸增大，當加熱時間持續到約270s時，溫度分別達到最高。在加熱過程中，結構外部其他特征點同樣存在熱流加載使得溫度上升以及結構與外界輻射換熱使得溫度下降這兩方面的作用。在530s熱流加載結束后，特征點、溫度開始明顯下降。

再入過程中，拐角環結構外部最高溫度最大值所在特征點的溫度場標記為Pout-Tmax，如圖4所示，在272.5s時刻，該位置溫度達到最大，為1 555.5K。

圖5給出了再入過程中拐角環結構內表面3個特征點位置（P5、P6、P7）的溫度場，隨著熱流加載時間的增加，特征點P5位置的溫度也逐漸升高，在200s之前，溫度升高并不明顯，這是因為拐角環結構有一定的厚度，在外部受到熱流載荷以后，由外向內的傳熱存在一個過程。隨后，P5位置的溫度開始有所升高，尤其是在加載時間超過300s以后，溫度上升逐漸明顯，當時間為550s，即為計算結束時刻，P5位置的溫度達到443.3K，但溫度變化未出現下降趨勢，可以看出，在隨后的時間里，由于拐角環結構外表面溫度高于內表面，因此內表面的溫升還將持續一段時間。對于P6及P7特征點的溫度場，如圖5所示，其變化趨勢與特征點P5相似。

圖5 近地軌道再入熱環境下拐角環內部特征點溫度場Fig.5 Temperature fields of the characteristic points inside the aft ring reentry from LEO

在530s再入加熱過程中，拐角環結構內部最高溫度最大值所在特征點的溫度場標記為Pin-Tmax，如圖5所示，在550s計算結束時刻，該位置溫度為463.4K，也即此時刻結構內部溫升為163.4K。

3.2 探月返回再入

在探月返回再入熱環境下，拐角環外部結構特征點的溫度場如圖6所示。隨著加熱時間的延長，P1位置的溫度逐漸升高，當持續加熱時間到1 056.7s時，P1位置的溫度達到最高，為2 229.7K。結合近地軌道再入拐角環結構溫度場結果分析，再入過程中，結構熱傳導同樣由熱流加載使得結構表面溫度上升、結構本身與外界輻射換熱——兩者共同作用使得結構外部溫度發生變化。在2 000s熱流加載結束后，特征點的溫度開始明顯下降，因為此時結構溫度的變化僅僅來自于結構與外界輻射換熱使得溫度下降這一貢獻。探月返回再入熱環境下，拐角環結構外部溫度最高值出現在1 058.4s，最高溫度值為2 352.9K。

圖6 探月返回再入熱環境下拐角環外部特征點溫度場Fig.6 Temperature fields of the characteristic points outside the aft ring reentry from the lunar orbit

拐角環結構內表面特征點溫度場計算結果如圖7所示。隨著加熱時間的增加，結構外表面不斷向內表面傳導換熱。在2 200s計算結束時刻，P5～P7的3個特征點的溫度分別達到701.2K、697.7K、725.8K。可以看出，相比于計算初始時刻的300K，P5～P7的3個特征點在2 200s時候的溫升分別達到了401.2K、397.7K及425.8K，結構內部溫度最高特征點的溫度為731.7K，也即此時刻結構內部溫升為431.7K。

圖7 探月返回再入熱環境下拐角環內部特征點溫度場Fig.7 Temperature fields of the characteristic points inside aft ring reentry from lunar orbit

4 結構適用性分析

根據近地軌道及探月返回再入過程中的拐角環結構溫度場計算結果，超高溫陶瓷材料的結構在再入過程中的最高溫度分別為1 555.5K及2 352.9K，結構內部最大溫升分別為163.4K及431.7K。基于此，本節從材料性能及結構設計的角度對超高溫陶瓷拐角環結構性能進行分析。

4.1 材料抗高溫性

根據哈爾濱工業大學復合材料研究所胡平等人關于ZrB2超高溫陶瓷的研究成果[5]，ZrB2超高溫陶瓷在電弧風洞1.7MW/m2、5.4MW/m2兩種熱流密度條件下各進行600s的燒蝕試驗。

ZrB2超高溫陶瓷電弧風洞燒蝕試驗結果，見表2。ZrB2超高溫陶瓷在電弧風洞條件下的燒蝕形貌，見圖8[5]。試驗結果表明，在1.7MW/m2條件下，結構表面最高溫度達到1 660℃，試驗后，結構無變化，也即在1.7MW/m2、600s燒蝕條件下，結構保持完好，如圖8（b）所示。在5.4MW/m2條件下，結構表明最高溫度達到2 330℃，試驗后結構厚度減小0.002 98m，如圖8（c）所示，在結構表面形成了較為明顯的氧化結構，且由于燒蝕過程中的氣流沖刷及剝蝕，使得結構上端呈現半球狀，說明在5.4MW/m2高熱流密度條件下，材料發生了較為明顯的剝蝕。

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圖8 ZrB2超高溫陶瓷在電弧風洞條件下的燒蝕形貌Fig.8 Ablation character of ZrB2UHTCs in arc windtunnel

此外，胡平等人開展了氧乙炔焰條件下ZrB2超高溫陶瓷燒蝕10min的試驗，如圖9所示[6]。試驗過程中，結構表面溫度達到2 200℃的時間持續約500s。試驗后，結構氧化層厚度僅為0.000 396m。結果表明，在此燒蝕條件下，ZrB2超高溫陶瓷具有良好的抗燒蝕能力。

圖9 氧乙炔焰條件下ZrB2超高溫陶瓷燒蝕形貌Fig.9 Ablation character of ZrB2UHTCs under oxyacetylene torch

基于上述試驗結果，ZrB2超高溫陶瓷在電弧風洞1.7MW/m2、5.4MW/m2兩種熱流密度條件下的結構燒蝕響應有所不同。結合近地軌道（峰值熱流密度為1.3MW/m2、550s，最高溫度1 555.5K，即1 282.5℃）及探月返回（峰值熱流密度為2.5MW/m2、2 000s，最高溫度2 352.9K，即2 079.9℃）的再入熱環境，可以推斷，ZrB2超高溫陶瓷具有較好的抗高溫性能。

4.2 結構可設計性

關于超高溫陶瓷的結構可設計性，主要包括結構設計匹配以及工藝匹配。

對于結構設計匹配，主要是防熱性能匹配。由于超高溫陶瓷熱導率較高，結構外部能夠承受高熱流環境，而結構內部隔熱的問題則成為其結構可設計的重點之一。目前，研究人員采用低熱導率材料作為內部結構以實現隔熱（包括柔性隔熱氈、纖維隔熱涂層、熱屏蔽材料等），也有學者提出應用功能梯度材料以實現防熱與隔熱功能一體化[7]。

對于結構工藝匹配，主要是結構可加工性以及結構連接的匹配。目前應用較為廣泛的超高溫陶瓷制備方法主要為熱壓燒結，所得結構各項性能穩定，且能夠滿足大尺寸結構制備及加工要求。由于超高溫陶瓷具有優良的導電及導熱性能，因此結構加工工藝廣泛，包括線切割、切削、磨削、銑削等方法，能夠滿足復雜結構外形的需求，圖10給出了幾種典型的超高溫陶瓷結構件形式。對于結構連接，一般采用螺接方式，也可結合楔形鑲嵌的形式，能夠保證結構連接強度及剛度的要求，如圖10[8-9]所示。

圖10 超高溫陶瓷結構件Fig.10 Structure samples of UHTCs

基于上述分析，應用超高溫陶瓷到再入式航天器防熱結構，在結構設計、成型與加工工藝方面均具有較好的可設計性。

5 結束語

本文基于應用超高溫陶瓷到再入式航天器的考慮，計算并分析了近地軌道及探月返回再入過程中超高溫陶瓷拐角環結構溫度場，再入過程中結構表面最高溫度分別為1 555.5K及2 352.9K，結構內部最大溫升分別為163.4K及431.7K。通過對超高溫陶瓷在熱流密度為1.7MW/m2與5.4MW/m2的電弧風洞以及2 200℃氧乙炔焰條件下燒蝕行為的調研，分析了超高溫陶瓷作為再入航天器防熱結構的適用性。

根據超高溫陶瓷在近地軌道及探月返回再入熱環境下的溫度場計算結果，以及材料性能及結構適用性分析，可以得出結論，超高溫陶瓷因其所具有的優良的耐高溫及耐燒蝕性能，有可能作為近地軌道及探月返回的再入防熱結構材料。

后續相關研究，將基于再入過程中超高溫陶瓷防熱結構的熱應力以及結構本征力學性能，對超高溫陶瓷的防熱結構適用性予以進一步分析。

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