高超聲速飛行器結構熱防護技術研究

康瑾

摘要：在科學技術的發展帶動下，中國航空航天技術日趨成熟，高超聲速飛行器的研制也因其前景廣闊而成為熱門專業。但就目前而言，動力技術與熱防護技術二者互相制約的技術難題還亟待解決。本文聯系實際，對高超聲速飛行器防熱機理以及相應技術進行詳細剖析，并對未來前景進行預測，希望能給有關行業提供借鑒。

關鍵詞：高超聲速飛行器;結構熱防護技術;現狀綜述

中圖分類號：V250.1 ? ? ? ?文獻標識碼：A

高超聲速飛行器在運行過程中，會受到各種干擾，導致表面溫度大幅提高，使飛行器面臨嚴重的氣動加熱問題，對內部造成危害。動力系統與熱防護技術是研發高超聲速飛行器過程中的兩大關鍵，本文著重分析熱防護技術的現狀，詳細介紹高超聲速飛行器的熱防護形式與不同部位受熱環境，據此提出熱防護材料的選擇與形式的選取，并對其未來發展方向進行合理預測[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，其突防成功率遠遠高出普通飛行器，具有巨大的經濟潛能。

1.2 氣動加熱簡介

研發高超聲速飛行器的兩大技術難點分別為動力系統與熱防護技術，現如今我國已基本攻破動力系統難關，使用改良后的噴氣式發動機、超燃沖壓發動機為高超聲速飛行器提供動力，獲得良好成效，成功發射多顆導彈。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動時，所產生的摩擦力較大，使物體周圍溫度升高、將摩擦力轉變為熱力的過程。當高速氣體流過物體，或者高速物體穿過氣體，氣流與物體表面會產生劇烈摩擦，邊界層中大量動能轉化為熱能，引發周邊環境溫度的急劇升高，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，材料強度減弱，還會引發一系列問題，提升飛行器內溫度，危害精密儀器和設備等，許多材料和結構無法承受氣動加熱的影響，因此，飛行器結構設計與材料選擇工作面臨著重大障礙，又名熱障[2]。

1.3 熱防護技術作用機理

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飛行器表面吸熱能力，從而吸收多余熱量，避免危及內部。熱容量又稱比熱容，是在理化性質不變的前提下，使單位質量的均相物質溫度提升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，盡可能提高單位質量防熱材料能夠吸收的熱量;其次，必須具有較高的熱導率，即較高的導熱能力，能夠在同種材料間迅速傳遞熱量，保持溫度均勻，不至于產生過大溫差。否則，材料受熱面已達到較高溫度，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，就只能增大材料質量，使高超聲速飛行器防熱系統趨于笨重。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，達到保護內層的效果。燒蝕防熱技術具有較好的效果，較為可靠，且自適應能力強，采用該技術構造的防護層重量較輕，儲存運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。在返回式衛星、宇宙飛船、中遠程導彈彈頭等部位，都可使用燒蝕防熱機理構建防護層。該技術起步較早，歷經多年的研究與改良，我國如今已掌握多種燒蝕材料的生產與應用技術，可為不同種類與用途的高超聲速飛行器提供熱防護，就目前而言，其為所有熱防護機理中最為成功和普遍的一種。但它具有一個重要缺點，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生氣動外形變化，降低落點精度和航天器穩定性。

1.3.3 發汗冷卻

發汗冷卻機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，可實現降溫隔熱，主要應用熱阻塞效應。采用發汗冷卻，可有效抑制對流傳熱，其最大優勢是在作用過程中不會引發氣動外形變化，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，因此在使用輻射防熱技術時，需選取具有高輻射特性和導熱率較低、熔點較高、能夠耐受高溫的材料。但高輻射性材料具有較大危害性，可能會對人體產生不可逆轉危害，因此在選擇和使用時需要格外謹慎，由于材料局限性，該項技術還未在我國普及[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現隔熱降溫;之后，液體蒸發過程中還會吸收一部分熱量，氣體則能夠進入邊界層，通過熱阻塞效應降低對流傳熱。薄膜防熱的后期作用機理與發汗冷卻具有一定相似性，是對后者的改良與升級。

2 熱防護系統分類

根據作用機理，可將高超聲速飛行器的熱防護系統分為多個類型，如今我國常用的有以下幾種：

2.1 吸熱式防護

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

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

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

2.1.3 吸熱式防護的防護層不會發生形變或理化性質改變，因此能夠重復使用，可在要求氣動外形穩定的設備中應用。但在短時間內一次性使用的設備中，如導彈、炮彈等，一般不使用該系統。

2.2 質量引射式防護

質量引射式防護的作用機理是燒蝕防熱，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，保護內部結構的穩定性與安全性，并維持正常工作環境。在短時間內一次性使用飛行器，如導彈中可使用該防護系統，此外，在表面氣動加熱異常嚴重部位也可使用，但由于燒蝕體會一次性被消耗，因此其使用持續時間較短，且不能應用于要求表面形狀穩定的飛行器中，否則會影響氣動力特性。

2.3 傳質換熱防護

傳質換熱防護利用發汗冷卻和薄膜冷卻原理，是一種主動式熱防護系統，利用循環通過管道的冷卻劑，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，而是用于燃料預熱，減少飛行器能耗，因此傳質換熱防護系統符合我國的可持續發展理念，能夠有效降低飛行器使用成本。無論是發汗冷卻還是薄膜冷卻，都要利用泵壓系統噴出冷卻劑，但二者略有不同，前者為利用多孔表面噴射，后者是從不連續縫隙中噴射，都可保持飛行器表面完整性，不會發生形狀變化，不影響氣動力特性，但在實際使用過程中，多孔壁可能會發生堵塞，無法長時間保持正常使用。傳質換熱防護系統設計與構建流程復雜，在尺寸較大、要求重復利用的航天器中適用，如航空飛船、飛機，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

輻射式熱防護屬于被動防熱，其主體結構一般有三部分：首先是直接接觸外界高溫氣流的蒙皮，其次是內部飛行器的承力結構，又稱為內蒙皮，最后則是兩蒙皮間的隔熱層。該系統中，外蒙皮材料的選擇尤為重要，需充分考慮最大工作溫度，選擇熔點較高的材料，根據我國材料工業現狀與實際需求，現如今在略超出500℃的溫度范圍內多使用鈦合金;在500～900℃多使用鐵鈷鎳三種金屬的合金;在高于900℃但未達到1650℃時一般采用經過了抗氧化處理的高熔點金屬如鎢、鉬;當溫度高于1650℃時，金屬很難保持穩定不熔化，因此多采用陶瓷或者碳、碳化硅的復合材料[4]。

隔熱層材料的選擇則會決定整個熱防護系統的隔熱性能，因此，在選擇材料時，應格外謹慎，選取疏松多孔的輕質材料，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。在整個輻射式熱防護系統中，防熱結構主要分為兩種，其中冷結構影響內部結構的承載能力，內部飛行器的承力結構長時間在接近常溫的環境中工作，因此對材料的熔點要求不高，可使用輕合金材料如鎂鋁。熱結構則起到散熱、隔熱的防護作用，在熱結構中，承力結構需要在高溫環境下正常工作，兼具承力與防熱兩項功能，因此需選擇高熔點、高強度材料。輻射式熱防護系統中，防熱材料不會消耗和損失，可重復使用，且防熱作用較強，不會隨加熱時長的增加而減弱，因此，可在長時間接觸高溫環境的航天飛機等飛行器中使用。其結構復雜、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重的局部使用，以簡化一次性飛行器的結構、降低其質量。

2.5 一體化熱防護

一體化熱防護指的是綜合防熱與承載功能為一體的新型系統，能夠在發揮隔熱功能的同時承載氣動荷載、結構荷載，節省所需材料數量，精簡結構，減輕質量，提升效率，目前我國相應技術已處于高速發展時期。其主要結構分為三部分，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，且需要較大強度，因此使用高溫合金構筑;隔熱層除隔熱作用外還有支撐作用，因此選用輕質材料;下壁板則應當利用熱沉原理，選取比熱容較大的金屬吸收多余熱量，起到降溫效果。上下壁板都應用金屬材料可提升結構穩定性與強度，獲得較高承載能力。一體化熱防護結構可綜合利用上壁板的輻射散熱、隔熱層的支撐與隔熱功能、下壁板的熱沉機理，實現承載與防熱一體化。

3 熱防護材料選擇

高超聲速飛行器的飛行速度極高，如今我國已經熟練掌握動力系統的相關技術，且很難在短時間內取得突破性進展，發動機推力基本上很難提升，為減輕飛行過載，需簡化飛行器結構、降低其質量。因此，需選取輕質材料構造防熱層。同時，所選材料還必須能夠起到良好的防熱作用，具有較高熔點和高剛度，可承受較強的沖擊力，保護飛行器內部環境。對飛行器外表面受熱情況進行詳細分析后，將其劃分為不同溫區，并據此選擇材料，就能夠在減小結構質量的同時保障防熱性能，降低飛行器制造成本。

3.1 超高溫區

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

3.2 大面積區

高超聲速飛行器的直段部分為大面積防熱區，主要特點是面積較大，工作溫度低于超高溫區，一般在800℃以上，可采用質量引射熱防護系統，或將不同的防護系統進行融合使用。在選擇材料時，根據飛行器種類差異與具體使用環境，可選取碳基、陶瓷基等復合材料，或者無機隔熱材料、金屬等。

4 未來發展趨勢預測

從上述分析可知，我國高超聲速飛行器領域想要取得突破性進展，需研發耐高溫能力更強、成本更低、強度更高的新型熱防護材料，為滿足設計需求，我國必然會在現有基礎上對無機復合材料進行改進，研發能夠耐受超高溫度且綜合性能較強的防護材料，并盡可能降低成本，減少材料生產與使用過程中的污染。

此外，高超聲速飛行材料熱性能與強度會受到廣泛重視，在未來選取防熱層材料時，必然需要兼顧其熱性能與力學性能，并構建結構承載和防熱一體化系統，從而減少防熱材料用量，節省成本，同時降低飛行器結構的總質量，使現有的動力系統更好地發揮作用。在接受設計方面，需注重高超聲速飛行器在迎風飛行時所受的摩擦力與空氣阻力，考慮其帶來的影響，提高結構的穩定性，加強緊固件連接并提高焊接工藝，提升結構的整體性，減少零件松動現象。

（責任編輯：侯辛鋒）

參考文獻：

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

[2]淦述榮，王蒙，李夜蘭.波音公司高超聲速飛行器材料結構熱防護技術發展態勢分析[J].飛航導彈，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境設計及應用[J].航空學報，2016，37（S1）：46-52.

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