高速飞行器前缘疏导式热防护结构发展分析

[2016-11-08 14:11]

  针对高超声速飞行器前缘疏导式防热结构的特点, 设计前缘内嵌高导热率材料结构和一体化层板热管结构两类对比实验, 用于验证前缘疏导式防热结构的可行性. 利用球形短弧氙灯作为辐射热源模拟气动加热,分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘和一体化层板式热管前缘进行加热, 测量前缘驻点区域和尾部翼面区域的温度变化. 实验结果表明: 内嵌高导热率材料的前缘疏导结构能够降低头部驻点区的温度, 提高尾部低温区的温度, 实现对前缘结构的热防护; 以蒸馏水作为工质一体化层板式热管前缘结构, 在较低热流条件下也能够实现对前缘驻点区的疏导式热防护, 但在较高热流条件下, 由于水蒸气压力过大使得层板式前缘结构发生破坏, 体现出热管内部工作介质对结构防热效果和应用范围都起到的关键作用.

  

  高超声速飞行器前缘的疏导式热防护结构 [1]作为一种半被动热防护方式, 它采用高导热率材料、高效传热元件的传热、对流换热的物理特性将高热流区热量快速传递到低热流区, 借助大范围的低温散热面, 将严重的气动加热以辐射的方式释放, 以降低高热流区的表面温度, 达到现有耐高温材料能够承受的水平. 疏导式防热结构在使用过程中外形基本保持不变, 具有良好的可重复使用性,最适用于存在局部加热程度严重且相邻区域较轻的区域, 这些特点使得其在高超声速飞行器前缘驻点区域的热防护应用中具有较高的优越性.疏导式防热结构的核心装置是高导热层, 一般包括高温热管和高导热材料两种. 其中, 使用高温热管对高超声速飞行器的尖锐前缘进行疏导式热防护开始于70年代 [2]. 1972年, 麦道航空公司(MDAC)对四种航天飞机翼前缘防热结构设计进行了对比:C/C材料被动式防热, 铌合金涂层被动式防热, 热烧蚀防热, 液态金属/超耐热材料热管冷却 [3]. 1973年, MDAC制造了一个半尺寸热管冷却航天飞机翼前缘模型用以进行验证试验 [4]. 1979年, MDAC对一种单级入轨飞行器热管冷却翼前缘进行了优化, 发现通过采用更为有效的结构设计 [5] 可以使热管冷却式航天飞机翼前缘的结构质量降低40% 多. 1988年, 波音公司设计并测试了一种D 形截面热管, 其长11.8英寸(0.3 m), 壁厚0.03英寸(0.076 m), 壳体采用海纳25钴铬钨镍耐热合金, 工质为金属钠, 采用烧结式金属吸液芯[6].1997年, Glass开始使用钼铼合金作为壳体, 金属锂作为工质, 应用了难熔的碳-碳以及碳-碳化硅复合材料作为包覆结构, 研究结果表明该热管冷却前缘结构能相比于主动冷却前缘结构减少了50% 的质量, 无需主动冷却辅助, 有损坏保护和冗余备份的潜力 [7]. 2007年, Steeves等[8] 对马赫7飞行器尖锐前缘使用金属热管结构所采用的材料进行研究, 发现以铌合金(Cb-752)为壳体, 钠为工质的热管可以有效地进行疏导式热防护, 将严重加热的驻点处的热流疏导到相对低温的大辐射面积, 增大了翼面表面积的辐射能力, 降低了温度和热流梯度. 国内陈连忠等 [9] 将包裹了高温热管的碳复合材料柱形体放在电弧风洞中, 验证了高温热管具有较好的降温效果. 刘冬欢等 [10] 研究了接触热阻对内置高温热管疏导式热防护效果的影响. Luo等[11] 对微小槽道内的热管工作介质的相变换热模型进行了理论分析. 马坤全等 [12] 对纳米金属流体热管的可行性和其对导热性的增强作用进行了分析. 对于高导热材料的研究主要体现在理论分析上, 其中姜贵庆等[13] 分析了二维固体材料的导热性能, 提出表面降温系数和背面升温系数用以评价固体材料的疏导性能. 李同起等 [14] 对定向高导热碳材料的导热机理和导热特性进行了研究. 保文星等 [15] 对碳纳米管的热传导性能进行了研究, 给出了以分子动力学为基础的热导率计算方法. 顾长志等 [16] 分析了高导热金刚石热导率的主要影响因素, 优化工艺条件制备出具有较高导热率的金刚石膜.

  飞行器前缘疏导式热防护结构的研究在国内才刚刚起步, 多处于理论分析阶段. 本文针对内嵌高导热率材料前缘结构, 设计了铜材料嵌入钢质前缘的实验件; 针对现有前缘内嵌高温热管容易出现的问题, 提出一种一体化前缘层板热管结构, 并设计相应的实验件. 将前缘疏导式防热结构与无热防护的前缘结构放在同一高温辐射灯下照射, 对比前缘驻点区域以及尾部翼面区的温度变化, 用以验证前缘疏导结构的防热效果.

  

  疏导式防热结构的实验系统

  飞行器前缘疏导式结构防热实验结构.采用球形短弧氙灯系统作为辐射加热源, 分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘、层板式钢质前缘以及一体化层板式热管前缘进行加热, 测量前缘驻点区域和尾部翼面的内表面温度变化. 其中, 测控系统主要由可编程逻辑控制器、阀门驱动电路、保护电路和控制指示电路四部分组成; 球形短弧氙灯辐射加热系统包括球形短弧氙灯、球形短弧氙灯触发器、球形短弧氙灯电源以及球形短弧氙灯电源电控调光系统; 温度传感器采用镍铬镍硅的K型热电偶, 测温范围为?40 ?C—1200 ?C.