一種飛行器防熱系統試驗方法

劉志民

摘 ?要：防熱護系統是保證飛行器艙內溫度的主要手段之一。提出TPS表面同時施加溫度和力載荷方法，探討了先施加力載荷之后再施加熱載荷的合理性，給出了試驗過程中邊界條件的具體操作過程，試驗結果可為工程技術人員提供借鑒。

關鍵詞：熱防護系統;瞬態溫度場;力熱耦合試驗

中圖分類號：V445.1 文獻標志碼：A ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2020）24-0112-03

Abstract： Thermal Protection System （TPS） is an important mean to guarantee the temperature safety in hypersonic aircraft cabin. This paper advanced an technique to exert mechanic and thermal load at the same time on the surface of TPS.The schematic rationality of firstly exerted mechanic load was explored， and the operation process of boundary condition was advised. The test results can offer reference for engineering technicians.

Keywords： Thermal Protection System （TPS）; Transient Temperature Field; Thermal Mechanic Coupling Test

1 概述

隨著科學技術的不斷發展，為追求高空高速和適應未來軍事打擊的要求，世界各航空大國競相開展了高超音速飛行器的研制工作，高超音速飛行器的設計飛行速度已經超過10馬赫，遠遠大于現有飛行器[1]。此類高超音速飛行器在大氣環境中高速飛行時，飛行器表面受到的氣動加熱作用隨著飛行速度的提高急劇增加，其表面溫度可以達到1400℃～1650℃，飛行器前錐端部和進氣道等部位甚至會出現接近1800℃的局部高溫區[2]。為保證高超音速飛行器不會由于高溫而影響其正常飛行，就必須在飛行器表面設計有效的熱防護系統（Thermal Protection System，簡稱TPS）。

本文主要研究對象為剛性可重復使用的TPS單元，其主要包括陶瓷隔熱瓦、金屬防熱面板TPS單元和耐高溫復合材料面板TPS單元。陶瓷隔熱瓦通常先采用模具壓鑄成型后再加工成型，因此其質地較為均勻外形平整，并具有一定的剛度，壓縮后變形量小，但因所用材料的特性不同，部分隔熱瓦局部受到較大載荷或沖擊后容易出現整塊破碎;而采用了預埋框架結構或纖維增強技術的隔熱瓦，其韌性會大大提高不易破碎。

2 試驗安裝

2.1 試驗件描述

本試驗研究對象為C/SiC面板TPS雙單元陣列1套，試驗件結構見圖1。為加強試驗件支持剛度，在試驗件背面的2mm不銹鋼金屬板外還增加了5mm的鋁板。

為表明試驗件位置關系，分別將試驗件四角定義為A、B、C、D角（圖2）。

2.2 試驗條件

根據輸入的飛行器軌道數據，設計載荷條件為：TPS正面最大氣動載荷為80kPa;熱面平衡溫度為1000℃，試驗總時間大于1000秒。

2.3 邊界條件模擬

由于TPS陣列在飛行器表面受到機械載荷作用后還必須具有良好的隔熱效果。為保證試驗效果，因此試驗時TPS結構單元和陣列的安裝與TPS真實結構越接近越好。但在試驗中，單個TPS單元試驗面積較小，且TPS單元結構邊沿的支持和連接方式在與實際安裝形式會有一定程度的差異，合理設定和模擬試驗邊界條件對于改善試驗效果具有重要意義。

通過對使用狀態分析，TPS隔熱性能同時受單元自身的隔熱性能和相鄰單元之間連接方式的影響。力載荷的承載特性主要與TPS垂直方向上的結構設計有關系，在受到熱、力載荷作用后，TPS結構受熱膨脹后變形，相鄰單元相互擠壓使其不同部位的連接有的變緊密，有的變稀松，進而影響TPS陣列的隔熱性能。在單元與單元的連接區域，隔熱性能的下降又使溫度上升，加劇變形，從而形成惡性循環。因此熱載聯合試驗必須綜合考慮熱邊界條件和力邊界條件。

根據試驗的模擬環境要求，理想的溫度場狀態為：沿著垂直于試驗件表面方向，熱量由試驗件表面向內側垂直傳遞，而試驗件四周及底面為絕熱環境，熱量不會通過四周或底面與試驗件發生交換，只形成一維的單向傳遞，即熱井結構[3]。加熱熱源根據試驗區域的范圍，在試驗件正上方區域形成均勻的平面熱源。由于TPS單元并通過內部的連接結構安裝在飛行器表面，試驗件采用底面支持的方式固定。綜合以上要求，本試驗采用了以下支持方案：

（1）試驗件背面采用50mm間距的金屬支架支持試驗件，這樣，可以減少因支持結構引起的接觸傳熱，從而達到減少試驗件的底面熱交換的目的，采用0.5mm高硅氧布對支架與試驗件之間進行隔離，以減少空氣對流的影響。

（2）為防止熱量沿試驗件四周縫隙向試驗件底面傳

遞，試驗件四周采用隔熱材料邊框包裹并將縫隙填平。隔熱邊框的安裝應比試驗件高5mm，四周向內收攏5mm;此外，由于邊框的隔熱材料并非整體而是多塊拼接的，所以在試驗時，應利用重物將隔熱材料壓實，避免受熱變形后產生縫隙。試驗件安裝狀態見圖3。

3 力熱耦合試驗

力熱耦合試驗目的是考核試驗件承載條件下的隔熱能力，其關鍵在于力熱耦合匹配方案的制定。由于飛行時載荷變化因飛行任務的不同而差異較大，所以試驗采用簡化的力熱耦合匹配方案進行考核。在TPS實際使用時，總是先受到力載荷后才會逐步受到熱載荷，不會出現無力載荷情況下的熱載荷，所以無力載荷情況下的隔熱性能對于TPS的驗證無實用價值。綜合壓力載荷對試驗件隔熱性能測試的影響，應在受載狀態下開始力熱耦合試驗，試驗選用先力后熱的力熱載荷匹配方案。

先力后熱方案為先加載力載荷，當力載荷達到一定條件并保持后，再加載熱載荷，其力熱載荷匹配曲線見圖4。此方案的測試重點為TPS單元在不同溫度條件下的承載性能的變化，通過此方案可以獲得完整的溫度-位移變化曲線，較為適用于材料力學性能對溫度變化敏感的試驗件;但此方案與試驗模擬的載荷變化歷程相差較大，對于試驗件的考核偏嚴酷，試驗數據無法直接應用于飛行器防隔熱性能的評估。

試驗件狀態及控制程序在進行了檢查確認后，試驗按要求進行了加熱加載。試驗共進行了1500 秒，并連續采集了溫度數據。加熱完成后，試驗件采用自然冷卻方式降溫。試驗結束后，對試驗件狀態進行了目視檢查。試驗狀態見圖5。

4 試驗結果分析

通過分析試驗測量數據，試驗件溫度場具有以下特點：

（1）由于試驗件底板采用的是不銹鋼板，其較小的熱導率會使不同區域的溫度差異更為明顯。在力熱耦合試驗加熱至1000 秒時，底板大部分溫度測量點在80℃～90℃，但在試驗件接縫區域有一定的漏熱現象，20#和21#溫度測量點溫度達到了130℃。對比試驗數據，試驗件中央的接縫區域屬于漏熱較為嚴重的區域，此區域填充的隔熱材料在試驗過程中可能體積發生變化，導致縫隙變大出現漏熱。力熱耦合試驗底板溫度變化曲線見圖6。

（2）試驗件厚度方向的溫度變化從上到下急劇下降，

但面板的加強筋和金屬支架會形成一個導熱通道，使局部溫度較同層的隔熱層溫度高，因此在結構設計中應加強此類區域的隔熱處理。試驗件側面溫度變化曲線見圖7。

5 結論

試驗的順利完成為TPS相關驗證試驗技術積累了大量的實踐工程經驗，可為以后的相關試驗提供借鑒和參考。

隨著相關試驗的增加，對于TPS試驗技術的要求會越來越高。因此必須加緊積累和總結試驗技術和經驗，才能使我國的TPS驗證試驗領域快速發展，大力助推我國的高超音速飛行器研究向前進步。

參考文獻：

[1]Kislykh V V，Kondratov A A，Semenov V L.The Program for The Complex investigation of Hypersonic Flight Laboratory （HFI） "IGLA" in The PGU of TSIIMASH[R]. AIAA，2001-1875.

[2]Laurent S， Francois F. PROMETHEE： the French Military Hypersonic Propulsion Program Status in 2002[R].AIAA 2003-6950，2003.

[3]張鈺.結構熱實驗技術[M].北京：宇航出版社，1993.