低密度燒蝕材料在中高熱流環境應用的試驗研究和理論預測

高家一，杜 濤，＊，沈穎哲，吳義田， 梁 馨，沈 丹

（1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所，北京 100076）

低密度燒蝕材料在中高熱流環境應用的試驗研究和理論預測

高家一1，杜 濤1，＊，沈穎哲1，吳義田1， 梁 馨2，沈 丹1

（1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所，北京 100076）

低密度燒蝕材料是為解決飛船再入過程中高焓、低熱流長時間飛行熱環境的防熱問題開發的防熱材料。隨著新工程項目的開展，低密度燒蝕材料被要求應用于中高熱流的新環境下。在電弧風洞上開展了低密度燒蝕材料在氣流恢復焓為18MJ／kg，冷壁熱流為720k W／m2的高焓、中高熱流條件下的防熱性能考核試驗。試驗中改進了傳統的水冷框方式，水冷框與試驗件之間增加了高性能隔熱材料，避免了側向熱泄漏，提高了試驗結果的準確性。試驗結果表明低密度燒蝕材料能夠滿足中高熱流的加熱環境。同時開展了低密度燒蝕材料的防熱性能計算研究。低密度燒蝕材料的燒蝕機理復雜，根據低密度燒蝕過程的本體熱傳導－熱解－炭化機制，不同區域和階段分別采用對應的預測方法，改進了炭化燒蝕的計算方法。將理論預測結果同風洞試驗結果進行了對比研究，結果表明理論預測同風洞試驗結果一致性良好。

低密度燒蝕材料；電弧風洞；防熱性能；理論預測；中高熱流

0 引 言

低密度燒蝕材料具有結構簡單、可靠性高和結構質量輕的優點，同時材料密度可以設計，維護性良好，因此受到了型號的歡迎，廣泛應用于高焓、低熱流長時間飛行熱環境條件［1－3］。

20世紀60年代初，為了滿足衛星、飛船等航天器結構輕量化的要求而研制出低密度燒蝕材料。例如，美國的“阿波羅”飛船所采用的AVCOAT－5026燒蝕材料就是一種以環氧改性酚醛為基體、以石英纖維為填充物、以酚醛蜂窩為承載結構的低密度燒蝕材料。“雙子星座”飛船所采用的DC－325燒蝕材料是以甲基硅橡膠為基體、以酚醛蜂窩為承載結構的低密度燒蝕材料［1－2］。

20世紀60年代末至70年代初，為了適應航天器再入時間長、高焓、低熱流等特點，美國洛克希德·馬丁公司開發出了隔熱性能優異的、以硅樹脂為基體、以軟木、硅土和酚醛微球為填充劑的低密度燒蝕材料（SLA），成功應用于美國“海盜號”火星探測器［4］。20世紀90年代，NASA重啟火星及太陽系其它行星的探測計劃，先進的熱防護材料研究重新受到重視［5］。

我國在“神舟”飛船研制過程中，成功開發出了低密度硅橡膠燒蝕材料。這種低密度燒蝕材料由基體和填料2大組分組成（見圖1）。基體為硅橡膠，填料包括增強纖維、酚醛空心微球和玻璃空心微球。應用在飛船大底、倒錐等大面積位置［6－7］，為保障“神舟”飛船的順利返回地面發揮了重要作用。隨著工程應用的發展，逐步要求低密度燒蝕材料突破飛船再入的低熱流環境，應用在運載火箭主動段防熱、星際探測器和返回式航天器等新型中高熱流密度和較長時間加熱環境下。例如探月工程三期返回飛行器使用了低密度防熱材料防護高熱流飛行環境［8］。鄧火英［9］等人在電弧風洞中完成了低密度燒蝕材料在超過1000s的長時間加熱環境的考核試驗。

圖1 低密度燒蝕材料組成結構示意圖Fig.1 The diagrammatic sketch of the structure of low density ablative material

由于過去低密度燒蝕材料的應用熱環境比較低，防熱計算中碳燒蝕的處理比較簡單，有的只考慮了氧氣的存在，影響因素單一，有的沒有考慮燒蝕動力學過程的中間產物的影響［10－11］。但是在中高熱流的飛行熱環境條件下，防熱材料表面溫度比較高，碳的燒蝕在防熱計算上的影響就比較顯著［12］。為此，本文針對國產低密度材料在中高熱流、持續時間超過百秒的熱環境下的防隔熱性能開展電弧風洞考核試驗。試驗中改進傳統的水冷隔熱方式，采用高性能隔熱材料作為隔熱框，并將其放置于水冷框中，降低側向熱泄漏。同時開展防熱性能的理論預測工作，在表面碳的燒蝕計算上，考慮空氣組分和碳的燒蝕動力學過程的多重因素影響。

1 低密度防熱材料的防熱機理

硅橡膠類型低密度防熱材料的防熱機理非常復雜，通過自身的分解、熔化、蒸發和升華等物理化學變化，在材料表面質量消耗的同時帶走大量的熱，減少熱流傳入飛行器內部。材料的燒蝕機理可以分為以下幾個階段［11］：材料受熱初期，當溫度低于特定溫度時，不發生物理狀態變化，此段的熱現象只有2種：材料的熱容吸熱和向材料內部的熱傳導。當超過某個特定溫度時候，材料將發生熱解，一次發生在500K左右，主要產物為揮發性硅氧烷；第二次發生在1000K左右，揮發性硅氧烷自身熱解，產物為H2、CO2、H2O和SiO2等。分解釋放出大量氣體會吸收一部分熱量，經過炭化層時還要帶走一部分熱量，該區域稱為熱解區。當表面溫度升高至SiO2熔化時，形成密實的炭層，阻礙氣體向外逸出，氣體留在炭化層內部引起膨脹，形成密度很低的區域，再向材料內部方向的是由增強石英纖維和未熔化的玻璃微球與酚醛微球組成的熱導率很低的隔熱層，以上因素共同作用起到外部材料受熱分解帶走熱量、內部材料隔熱的作用。

當防熱材料的表面溫度進一步上升，發生炭化過程。材料熱解后生成的炭化層密度很高，具有較高的輻射系數，在隔熱同時，還以輻射的形式向外輻射大量的熱量。發生在炭化層表面的熱現象極為復雜：當達到一定溫度后的高溫碳會與空氣發生燃燒反應，生成一部分CO2和CO，釋放一部分熱量；大量熱解氣體通過炭化層會帶走熱量，并注入附面層產生熱阻塞效應；高溫狀態的碳通過輻射向周圍空間釋放大量熱量；如果表面溫度超過3588K，炭化層中的碳直接升華吸熱。

在整個防熱過程中，上述過程是一個動態過程，隨著加熱的歷程，炭化層、熱解層和原始材料層界面逐步向材料內部推進。圖2給出了低密度燒蝕材料燒蝕防熱剖面的示意圖。

圖2 低密度燒蝕材料燒蝕防熱剖面示意圖Fig.2 The diagrammatic sketch of cross－section structure of low density ablative material

2 低密度防熱材料的燒蝕防熱理論預測方法

燒蝕防熱材料的熱傳導計算采用考慮熱解效應的傅立葉熱傳導方程，在固定坐標系下，防熱材料內部一維熱傳導方程為［13－14］：

式中：ρ為材料密度，c為材料熱容，k為材料熱導率，T為溫度，τ為時間，x為防熱層法向厚度坐標。W·g為熱解反應速率，可用Arrhenius函數形式表示，m·g為熱解氣體質量流率，ΔHp為熱解熱。在上述各式中，下標s代表固體材料，g代表熱解氣體。

對熱解氣體和固體材料，存在質量守恒關系如下

上述方程是描述熱解區的控制方程，但是也適用于炭化區和原始材料區。對于炭化區，材料密度和熱解氣體質量流率是定值，同時熱解反應速率W·g＝0。對于原始材料區，則W·g＝0和m·g＝0同時滿足。上述方程的離散求解方式見文獻［13－14］。

為了方程的封閉，還需要補充熱解反應速率的計算方法，以及防熱材料外壁面凈流入熱流的計算方法。下面介紹熱解反應速率和炭化燒蝕的計算方法。

熱解過程采用熱解動力學方程描述

式中：ρs為燒蝕材料當前密度，ρ0為燒蝕材料原始密度，ρc為燒蝕材料炭化層密度，Tw為外壁面溫度，E為反應活化能，R為摩爾氣體常數，τ為時間，n為反應級數。

熱解動力學的參數可以通過熱重分析技術測量，熱解動力學參數測量由中國科學院大連化學物理研究所完成，詳細測量方法和結果可見文獻［15］。

通過求解熱解方程，可以確定炭化層厚度。以熱解后材料密度的變化作為判據，當材料密度達到炭層密度98%時候，認定材料熱解完畢進入炭化層。

防熱材料外壁面凈流入熱流同碳表面的燒蝕相關。炭層表面的燒蝕過程比較復雜，根據壁溫不同，計算模型大體分為3種類型：（1）Tw≤1700K，燒蝕過程是受化學動力學和擴散共同控制的氧化過程；（2）1700K≤Tw≤3300K，燒蝕過程是受擴散控制的氧化過程；（3）Tw＞3300K，燒蝕過程除氧化反應外還出現碳氮反應和碳的升華，即升華對質量損失起主要控制作用。下面分別給出其燒蝕計算方法。

（1）當Tw≤1700 K時，僅考慮碳的燃燒，為1／2級反應。根據Lewis假設和擴散定律得碳的質量損失率：

式中：λ＝Mc／Mo＝0.75，M表示氣體分子量，下標表示對應的氣體類型，上標“－”表示平均分子量。Pe為來流靜壓，Le為Lewis數，he為來流恢復焓，hw為壁焓，qe，net為考慮燒蝕氣體引射效應的氣動加熱。速率常數K1由Arrhenius方程近似給出：

表面能量平衡方程為：

式中：ψ是質量引射效率因子，同流態相關，計算方法見文獻［13］，q為熱流，qr是表面輻射出的熱量，C為質量濃度，ΔHc是碳燃燒釋放熱，σ是黑體輻射常數，值為5.67×10－8W／（m2·K4）。

（2）當1700K≤Tw≤3300 K時，只考慮碳的燃燒，并認為是1級反應。則有

式中：λ＝Mc／Mo＝0.75，速率常數K2由Arrhenius方程近似給出

表面能量平衡方程與公式（5）相同。

（3）當Tw＞3300K時，主要考慮碳氧燃燒、碳氮化合和固態碳的升華。燒蝕過程非常復雜，計算難度比較大，實際上燒蝕防熱材料表面溫度很難達到如此高的溫度，后續的試驗結果表明材料表面最高溫度在2000K左右。因此在本文中，不給出壁面溫度超過3300K的詳細計算方法。

3 低密度防熱材料的電弧風洞考核試驗

考核試驗在中國空氣動力研究與發展中心超高速所20MW電弧風洞上進行。風洞工作原理是利用直流電源將弧室中的高壓空氣電離后產生高溫等離子體，達到預定的高溫高壓氣體。通過噴管、擴壓器和真空系統等流動控制裝置建立高超聲速流場。

圖3 電弧風洞試驗段Fig.3 The test section in arc heated wind tunnel

圖4 電弧加熱器Fig.4 Heater inarc heated wind tunnel

本次試驗的試件尺寸為100mm×100mm，試件厚度有2種，分別為16和12mm。試件密度為718kg／m3，熱導率為0.1214W／（K·m），比熱容為1.675kJ／（kg·K）。傳統試驗方式是將試件放置于起固定和支撐作用的水冷模型支架上［16］，待流場建立穩定后，傳動系統將模型送入，待試驗結束時，將模型及時退出。這一試驗方案的優點是簡單可靠，缺點是水冷框內高壓水的流動有強烈的冷卻效應，從側面和背面帶走大量熱，給試驗結果帶來熱干擾。這一缺點對小型試件尤其不利。因此在本試驗中，對這一試驗方法進行了改進，采用了低導熱率的高性能陶瓷隔熱瓦材料作為隔熱框，然后將其嵌入水冷框中，如圖5所示。陶瓷隔熱瓦是一種新近開發的防熱隔熱材料，密度為330kg／m3，常溫熱導率為0.04～0.06W／（m·K），接近空氣的熱導率，隔熱性能良好，且可以在1500K以下熱環境使用。加熱表面溫度采用紅外非接觸式測量，背部溫度采用2個熱電偶測量。試驗條件為氣流恢復焓18MJ／kg，冷壁熱流720k W／m2，持續時間80s。標定模型表面安裝有3個壓力傳感器，實測模型表面的壓力中間值為3.6k Pa。低密度防熱材料相對其它熱防護材料抗剪切能力相對不足，文獻［16］中類似試驗的表面剪切力為70N／m2，采用該文獻表面剪切力的計算方法，可以得到本次試驗的表面剪切力為106N／m2。

圖5 試驗件安裝方式Fig.5 Installation method for test－piece

圖6 給出了試驗前后的試件對比，獲得了預期的測量數據，試驗取得了成功。陶瓷隔熱瓦低熱導率極大降低了水冷框的熱污染問題，同時陶瓷隔熱瓦本身的燒蝕流動，對防熱件表面的干擾也比較小，從圖7試驗后試件的側面外觀可以看到，陶瓷隔熱瓦的燒蝕流動產物只對試件的前緣有影響，對核心區域無影響。

圖6 試驗前后試件狀態對比Fig.6 The status before test comparied with that after test

試驗后試件結構完整，無物理損害，外表面有明顯的黑色炭化層，結構致密，表面燒蝕比較均勻，沒有開裂或是沖刷凹槽，也沒有明顯的剝蝕現象。表明在該試驗條件下，材料沒有出現剪切物理破壞。低密度燒蝕材料表面略微膨脹，因為在碳的燒蝕過程中表面炭層會與固態的碳熔合在一起形成密實的外殼，阻止熱解氣體的逸出，因而膨脹形成空腔層，導致炭層表面外移，外移距離遠大于燒蝕的厚度，使得材料整個厚度增加。燒蝕前試件的質量為115.2g，燒蝕后質量為97.2g，質量損失18.0g。

圖7 試件燒蝕后側面外觀Fig.7 The side view of ablated test－piece

需要指出的是，這一試驗方案的應用需要充分考慮試件材料和陶瓷隔熱瓦的熱匹配性。試驗中發現，PQ酚醛類材料由于與陶瓷隔熱瓦膨脹不匹配，試驗中兩者不能緊密貼合，熱氣從兩者邊沿滲入，導致試驗失敗。

4 試驗與理論預測結果比較

試驗的外界大氣環境溫度為302 K，圖8給出了試件表面的升溫比較。試驗和計算結果都表明試驗開始后，材料外表面溫度迅速升高，很快升溫超過1500K，然后表面溫度緩慢升溫達到1600K。這是由于溫度達到1700K之后，材料表面開始發生燒蝕，通過燒蝕帶走大量熱量，材料表面溫度趨于穩定。

對于材料外表面的升溫，試驗和計算結果很接近，相差不超過100K，表明碳燒蝕計算是正確的。

圖9給出了試件內表面的升溫情況。16mm厚度的試件，內表面幾乎沒有升溫，在80s時刻，預測和試驗結果均不超過2K。而12mm厚度試件的試驗結果為內表面溫度升高20K，理論預測結果為98K。差異來源于非金屬防熱材料的防熱性能存在一個散度范圍，每一批次的性能參數均有差異，理論計算選擇了性能參數最差的邊界，因此計算結果偏惡劣。針對非金屬防熱材料的這一問題，在工程實踐上，每一批次的防熱產品，均會要求開展隨批次的防熱性能的考核試驗，作為該批次防熱產品是否合格的依據。

圖8 外表面升溫比較Fig.8 The rise in temperature for outside surface

圖9 背部升溫比較Fig.9 The rise in temperature for inside surface

表1給出了材料炭化層厚度的試驗結果和理論預測結果。通過上述比較，可以看到理論預測結果同試驗結果一致性良好，表明理論預測方法是可信的。

表1 炭化層厚度比較Table 1 Comparison of carburization zone thickness

5 結 論

低密度燒蝕材料最早應用于飛船再入過程中高焓、低熱流長時間飛行熱環境條件下。隨著新型工程項目的需要，逐步提出了低密度燒蝕防熱材料在新環境下應用的問題。為此，在電弧風洞上開展了低密度燒蝕材料在高焓、中高熱流（720k W／m2）條件下的防熱性能考核試驗。針對傳統試驗水冷框對試件的熱污染問題，通過水冷框與試驗件之間增加了新型陶瓷隔熱瓦的高性能隔熱材料，有效降低了試件側向熱泄漏問題。試驗結果顯示低密度燒蝕防熱材料能夠適應中高熱流環境，未出現剪切破壞問題。同時開展了防熱性能的理論計算工作，根據低密度燒蝕過程的本體熱傳導－熱解－炭化機制，不同區域和階段分別采用對應的預測方法，并改進了炭化燒蝕的計算方法，考慮了空氣組分的影響。理論預測取得了同風洞試驗一致的結果。

［1］胡良全.輕質防／隔熱功能材料現狀與發展［J］.功能材料信息，2010，7（2）：19－23.Hu L Q.Study of a long－time thermal protection materials：present status and development［J］.Functional Materials Information，2010，7（2）：19－23.

［2］吳曉宏，陸小龍，李濤，等.輕質燒蝕材料研究綜述［J］.航天器環境工程，2011，28（4）：313－317.Wu X H，Lu X L，Li T，et al.A review of researches of lightweight ablators［J］.Spacecraft Environment Engineering，2011，28（4）：313－317.

［3］王希季.航天器進入與返回技術［M］.北京：中國宇航出版社，2005.Wang X J.Spacecraft enter and return［M］.Beijing：China Aerospace Press，2005.

［4］Tran H K，Johnson C E，Rasky D J，et al.Silicone impregnated reusable ceramic ablators for Mars followon missions［R］.AIAA－1996－1819，1996.

［5］Edquist K T，Hollis B R，Dyakonov A A，et al.Mars Science Laboratory entry capsule aerothermodynamics and thermal protection system［C］.Proceedings of the IEEE Aerospace Conference，2007.

［6］王春明，梁馨，孫寶崗，等.低密度燒蝕材料在神舟飛船上的應用［J］.宇航材料工藝，2011，2（41）：5－8.Wang C M，Liang X，Sun B G，et al.Application of low density ablative material on Shenzhou Spacecraft［J］.Aerospace Maetriasl ＆Technology，2011，2（41）：5－8.

［7］吳國庭.神舟飛船防熱結構的研制［J］.航天器工程，2004，3（13）：14－19.Wu G T.Development of the Shenzhou spacecraft thermal structure［J］.Spacecraft Engineering，2004，3（13）：14－19.

［8］董彥芝，劉峰，楊昌昊，等.探月工程三期月地高速再入返回飛行器防熱系統設計與驗證［J］.中國科學：技術科學，2015，45：151－159.Dong Y Z，Liu F，Yang C H，et al.Design and verification of the TPS of the circumlunar free return and reentry flight vehicle for the 3rd phase of Chinese lunar exploration program［J］.Sci Sin Tech，2015，45：151－159.

［9］鄧火英，譚玨，譚朝元，等.適用于長時間燒蝕防熱的蜂窩增強低密度材料［J］.宇航材料工藝，2014，1：89－91.Deng H Y，Tan J，Tan C Y，et al.The Low density materials reinforced by honeycomb for long time ablation and thermal protection［J］.Aerospace Materials ＆Technology，2014，1：89－91.

［10］王淑華，張亮，張友華.低密度材料防熱機理及熱響應數值模擬［J］.宇航材料工藝，2009：12－15.Wang S H，Zhang L，Zhang Y H.Thermal protection mechanism and numerical simulation of thermal response for low density materials［J］.Aerospace Materials ＆Technology，2009，39（5）：12－15.

［11］邢連群.低密度硅基材料燒蝕機理分析與工程計算［J］.航天器工程，2001，10（2）：8－15.Xing L Q.Analysis of ablation mechanism and engineering calculation of low density silica－reinforced composites［J］.Spacecraft Engineering，2001，10（2）：8－15.

［12］國義軍.炭化材料燒蝕防熱的理論分析與工程應用［J］.空氣動力學學報，1994，12（1）：94－99.Guo Y J.An analysis of charring ablative thermal protection system with its engineering application［J］.Acta Aerodynamica Sinica，1994，12（1）：94－99.

［13］張志成，高超聲速氣動熱和熱防護［M］.北京：國防工業出版社，2003.Zhang Z C.Hypersonic aerothermodynamics and thermal protection［M］.Beijing：National Defence Industry Press，2003.

［14］楊德軍，李旭東.防熱復合材料高溫炭化燒蝕過程的數值分析［J］.功能材料，2013，44（4）：544－547.Yang D J，LI X D.Numerical simulation of high－temperature carbonized ablation processes for thermal protective composites［J］.Journal of Functional Materials，2013，44（4）：544－547.

［15］李莉，譚志誠，孟霜鶴.燒蝕材料的熱分解動力學研究［J］.空間科學學報，1999，19（4）：247－252.Li L，Tan Z C，Meng S H.Decomposition kinetics of three kinds of ablative materials［J］.Chinese Journal of Space Science，1999，19（4）：247－252.

［16］張友華，陳連忠，曲德軍，等.低密度燒蝕材料高溫氣動剪切試驗研究［J］.宇航材料工藝，2009，6：74－76.Zhang Y H，Chen L Z，Qu D J，et al.Aerodynamic shear tests on low density ablation materials under high temperature［J］.Aerospace Materials ＆Technology，2009，6：74－76.

Predication and wind tunnel experimental verification of thermal protection performance for low density ablative material in medium thermal environment

Gao Jiayi1，Du Tao1，＊，Shen Yingzhe1，Wu Yitian1，Liang Xin2，Shen Dan1
（1.Beijing Institute of Astronautical System Engineering，Beijing 100076，China；2.Aerospace Research Institute Materials ＆Processing，Beijing 100076，China）

Low density ablative material is developed to shield the spaceship from the highenthalpy，low heating rate thermal environment during re－entry.As new vehicle projects develop，the low density ablative material is required to be able to work in the new medium thermal flux environment.In this paper，material test pieces are evaluated in the arc heated wind tunnel with high－enthalpy，medium thermal condition.In the experiment，high－performance insulation material is installed between the water－cooled frame and test pieces，which avoids lateral thermal leaking and improves the accuracy of the experiment.It shows the competence of the low density ablative material under the new thermal condition in experiments.At the same time，the calculation is carried out to evaluate the thermal protection performance of this material.The ablative mechanism of the low density ablative material is very complicated.In this paper，the computation method for carbonization ablation is improved by making use of different predication methods in different regions，based on the heat conduction－pyrogenation－carbonization mechanism of the low density ablative material.The theoretical prediction is compared with the data from wind tunnel experiments，showing that the prediction is consistent with the wind tunnel result.

low density ablative material；arc heated wind tunnel；thermal protection performance；medium high thermal environment

V211.73

A

（編輯：李金勇）

1672－9897（2016）06－0037－06

10.11729／syltlx20160015

2016－01－17；

2016－09－20

＊通信作者E－mail：dutao－calt＠yahoo.com

Gao J Y，Du T，Shen Y Z，et al.Predication and wind tunnel experimental verification of thermal protection performance for low density ablative material in medium thermal environment.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（6）：37－42.高家一，杜 濤，沈穎哲，等.低密度燒蝕材料在中高熱流環境應用的試驗研究和理論預測.實驗流體力學，2016，30（6）：37－42.

高家一（1971－），男，天津靜海人，高級工程師，工程碩士。研究方向：運載火箭總體設計。通信地址：北京9200信箱10分箱18號（100076）。E－mail：gao7132＠sina.com