飞行器的热防护

1、2020/7/12,1,飞行器的热防护,报告人：王 云 学 号：2009310627,航天航空学院,2020/7/12,2,内容,飞行器的热现象及影响 热防护结构,热沉（吸热）式防热 辐射防热 烧蚀式防热 发汗冷却防热 表面隔热防热 热管,小结 参考文献,2020/7/12,3,1. 飞行器的热现象,一、飞行器结构的热问题,20世纪40年代末，飞机的速度大幅提高声障；,Bell X-1,1944年，出于研究超声速飞机的需要，NACA （美国国家航空咨询委员会）启动了Bell X-1计划；,随着超声速现象得到很好的解释，飞行速度进一步提高，气动加热越来越明显热障；,表面最高温度低于200F；,1

2、.1 飞机的高速飞行,说明：华氏温度与摄氏度的关系,2020/7/12,4,一、飞行器热问题,1947年，Bell X-2超声速飞机第一架为气动加热而设计、飞行速度达到2.5马赫的飞行器 ；,内部结构为K-镍合金，蒙皮为不锈钢;,理论和试验研究促进了高速飞机所需技术发展，可压缩流动、热结构和材料等方面的研究蓬勃开展。,Bell X-2,1.1 飞机的高速飞行,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,5,一、飞行器热问题,1952年6月，NACA提出飞行高度1215里、速度为410马赫的有人或无人飞行器研究计划；,1954年，NACA的兰利实验室（现在的NASA兰利研究中心）形成了以John

3、Becker为主席的高超声速研究团队；,前所未有的气动加热和高温结构问题，以至于他们认为这是高超声速飞行的障碍；,NASA发展了一个与X-15最终的实际结构相似的设计。,1.1 飞机的高速飞行,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,6,一、飞行器热问题,厚蒙皮（热沉式防热）;,受气动加热的表面采用Inconel X（镍合金）制造;,不受高温作用的内部结构采用钛制造 ;,蒙皮的最大设计温度为 1200F;,迄今为止，X-15是唯一的能够在大气层内100,000英尺高度以上，以5M速度飞行的有人飞行器；,19591968年间，X-15共完成了199次飞行任务；,1.1 飞机的高速飞行,X-15

4、 机身表面温度分布 (括弧内的数字为以6M飞行时的实测温度 无括弧的数字为以8M飞行时的实测温度),说明：1英尺=0.3048米,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,7,1.2 航天飞机,一、飞行器热问题,满足20世纪60年代轨道空间站后勤服务的需求 ；,轨道器基本上是常规的蒙皮-骨架结构;,防热系统（TPS）的设计要求结构的温度低于350F ；,航天飞机外表面温度分布,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,8,1.3 空天飞机,一、飞行器热问题,1986年2月，里根宣布要开展国家空天飞机计划(NASP)；,Robert L. Williams，计划目标：“发展，然后在一个实验飞行器

5、（X-30）上证明一些必要的技术，使得国家可以发展能够在大气层内持续高超声速飞行或作为航天发射器将有效载荷送入轨道的军民两用飞行器。”,NASP在88,000英尺高空以8马赫速度持续飞行时表面平衡温度,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,9,1.4 在轨飞行器,一、飞行器热问题,环境热源 太阳、地球 自身携带热源 能源系统、电子设备、散热系统,环境加热率,太阳热流 地球发射的辐射 地球反射的辐射（反照）,卫星,地球,太阳,（与卫星的具体设计密切相关）,1.4.1 加热效应,加热效应 阴影效应,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,10,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系,考虑地球轨

6、道上的一个面受到来自太阳和地球辐射的加热；,表面上单位面积的加热率是入射热流的大小、表面相对入射热流的方位和表面吸收率的函数；,表面吸收率是波长的函数，需要区分来自太阳辐射的吸收率 和来自地球辐射的吸收率 ；,1.4 在轨飞行器,1.4.1 加热效应,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,11,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系,太阳辐射,地球轨道的太阳热流大约为1350W/m2，一个表面接收到的太阳加热可表示为,：太阳热流向量与表面法线的夹角,1.4 在轨飞行器,1.4.1 加热效应,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,12,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系,地球发射的辐射,

7、地球发射的辐射可以通过假设地球为温度Te=289K的黑体在辐射来近似,：视角因素（也称为形状因素或构型因素）， 表示离开地球的总辐射能量到达平面的比例,1.4 在轨飞行器,1.4.1 加热效应,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,13,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系,地球反射的辐射（反照）,地球发射的辐射可以通过假设地球为温度Te=289K的黑体在辐射来近似,：太阳反照率定义为到达地球表面的太阳辐射能量被反射回到太空的比例,1.4 在轨飞行器,1.4.1 加热效应,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,14,一、飞行器热问题,总加热,总加热为太阳加热、地球发射辐射加热和反照加热

8、之和，即：,表1 典型轨道加热率,1.4 在轨飞行器,1.4.1 加热效应,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,15,一、飞行器热问题,1.5 再入弹头,1. 飞行器的热现象,弹头再入大气层时，由于再入飞行速度大，往往高达十几个马赫数，并且又处于稠密大气层中，弹头周围的空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，气流的大部分动能转化为热能，导致空气温度急剧升高，此高温气体与弹头表面之间产生了巨大温差，部分热能迅速向弹头表面传递，促使弹头表面的温度急剧升高。,2020/7/12,16,一、飞行器热问题,弹头外形,1.5 再入弹头,1. 飞行器的热现象,文献6中给出了一个弹道导弹弹头再入大气层的热流

9、计算和温度场计算的实例，弹头外形如图所示。,2020/7/12,17,一、飞行器热问题,驻点热流随再入时间变化,如图所示为驻点热流随时间变化规律，从图上可以看出，热流大小的形状近似为抛物线，在再入时刻30秒左右出现峰值点，高达5107W/m2。,1.5 再入弹头,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,18,一、飞行器热问题,驻点温度随再入时间变化,如图所示为驻点温度随时间的变化曲线，在整个的再入过程中驻点的温度最高达到7500K左右，可见驻点受热最为严重。,1.5 再入弹头,1. 飞行器的热现象,2020/7/12,19,2. 热现象的影响,一、飞行器热问题,材料的熔点有限,铝及合金、镁及

10、合金、钛及合金和钢等金属材料是飞行器的常用材料，这些材料都具有一定的熔点。尤其是铝及合金和镁及合金的熔点较低，当温度大于150时，就超过了铝、镁合金的使用温度极限。,在航空结构中使用的大多数的有机材料，基本都不能经受100以上的温度。当温度超过350时，带有填充物的薄板、胶、各种密封材料和织物以及多数的涂料都将被削弱或者完全遭到破坏。,2020/7/12,20,一、飞行器热问题,降低材料性能 如杨氏模量、许用应力降低，材料的蠕变效应等。,低碳钢,铬锰合金钢,应力维持不变：温度越高，蠕变速率就越大；温度降低，蠕变速率也随之减小。,总的趋势，随着温度升高，材料的弹性模量、屈服强度和拉伸强度均降低。

11、,2. 热现象的影响,2020/7/12,21,一、飞行器热问题,热应力,再入30s时轴向应力变化,2. 热现象的影响,由于结构温度的升高，结构会产生变形，在约束的作用下会产生热应力。文献6中分析了弹道导弹弹头再入时弹头结构的热应力分布，从图中可以看出，驻点的热应力高达300MPa，与一般结构材料的拉升强度相当。,2020/7/12,22,一、飞行器热问题,热与结构的耦合振动,哈伯太空望远镜太阳帆板模型,随时间的增长，太阳能帆板端部的振动幅度在不断增长。这种不稳定的振动响应最终会导致太阳能帆板的结构破坏。,哈伯太空望远镜,纵轴标准化参数：,2. 热现象的影响,2020/7/12,23,二、热防

12、护结构,防热结构,吸热（热沉式）防热 辐射防热 烧蚀式防热 发汗冷却防热 表面隔热防热 热管,2020/7/12,24,二、热防护结构,1. 热沉(吸热)式防热,热沉式防热是选用热容大的材料制成的防热层，能吸收大部分气动加热，使传入结构内部的热量小到使结构及内部仪器设备与舱内气体的温升低于允许值。,1.1 热沉式防热机理,热沉式防热,从防热层表面传入防热层材料的净热流密度,：表面热力学温度为零时传入的热流密度,：为在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值,：防热层表面辐射系数,：斯忒藩-玻尔兹曼常数,：表面壁温（热力学温标）,2020/7/12,25,二、热防护结构,1. 热沉(吸热)式防热,1

13、.1 热沉式防热机理,表面温度不很高，辐射散热项可忽略不计； 防热材料为良导体，全部防热材料立即参与吸热，即表面吸收的热量能很快传到整个防热层厚度。,则单位面积防热层材料吸收的最多热量,2020/7/12,26,只在加热时间短、热流密度不太高情况下才可使用，否则防热层太笨重； 防热层材料必须采用比热容大和热导率高的材料，才可减轻防热层质量 ； 受防热层材料熔点或受氧化破坏的限制，使用温度不高，约 600700； 防热层表面形状和物理状况不变化，所以可用于要求气动外形不变的航天器，或者防热层可重复使用的航天器,二、热防护结构,1. 热沉(吸热)式防热,1.1 热沉式防热机理,2020/7/12,

14、27,二、热防护结构,1. 热沉(吸热)式防热,1.2 材料吸热性能,表7 部分吸热材料的性能,2020/7/12,28,二、热防护结构,1. 热沉(吸热)式防热,1.3 应用实例,热沉防热的防热效率不高，但简单易行，被早期的导弹与飞船采用。右图所示为美国“双子星座”宇宙飞船的交会与回收/再入控制舱锥段的防热结构图。,为了减小实际进入材料的净热流，铍板表面涂以蓝黑高辐射陶瓷，辐射项增大； 采用7.0mm厚的铍板作吸热层，铍板内表面镀金（镀金面的辐射系数小，向内表面的传热小）；,“双子星座”飞船的吸热防热结构,2020/7/12,29,若辐射散热项中 的足够大，在理想情况下可做到进入防热层内的净

15、热流等于零，即气动加热进入表面的热量完全靠表面的辐射散射出去； 组成：直接与高温气流接触的外蒙皮，内部的飞行器承力结构（内蒙皮），内外蒙皮之间的隔热层；,二、热防护结构,2. 辐射式防热,辐射防热结构图,从防热层表面传入防热层材料的净热流密度,：表面热力学温度为零时传入的热流密度,：在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值,：防热层表面辐射系数,：斯忒藩-玻尔兹曼常数,：表面壁温（热力学温标）,2.1 辐射式防热机理,2020/7/12,30,如果用理想的隔热材料，其热导率,二、热防护结构,2. 辐射式防热,2.1 辐射式防热机理,辐射防热原理图,两种条件下能使进入外蒙皮表面的热量完全被辐射散去

16、,隔热材料与外蒙皮贴合,，则 ，,从而从表面的气动加热完全被辐射散热抵消，即,2020/7/12,31,如果对外蒙皮内表面进行处理，使内表面（向结构内部）的辐射系数 时，则向内部结构表面的辐射传热为零。于是，外蒙皮接受的气动加热被全部辐射掉。,二、热防护结构,2. 辐射式防热,2.1 辐射式防热机理,辐射防热原理图,隔热材料与外蒙皮有间隙,外蒙皮同隔热层之间留有间隙，两者之间仅有辐射传热；,2020/7/12,32,二、热防护结构,2. 辐射式防热,由上述两种极端情况分析可知，最佳的辐射防热结构应该是：,外蒙皮的向外辐射系数 尽可能地高，外蒙皮内表面的辐射系数 ； 隔热层材料的热导率 ；,虽然

17、实际上无法完全做到这两点，但只要在结构和材料的设计和选材上尽量满足这两个条件，就可以采用辐射式防热概念将绝大部分气动加热的热量辐射出去。,2.1 辐射式防热机理,2020/7/12,33,与高温气体接触的外蒙皮，其主要功能是辐射散热。如果外表面处理成 的特性，内表面处理成 的辐射特性，则外蒙皮有可能承受较高的温度。 辐射防热结构虽受热流密度限制，但不受气动加热时间的限制。加热时间越长，总加热量越大，防热效率越高。 辐射式防热结构的外形不变，可以满足重复使用和有气动外形要求的飞行器。,二、热防护结构,2. 辐射式防热,辐射防热结构的基本特点 ：,2.1 辐射式防热机理,2020/7/12,34,

18、二、热防护结构,2. 辐射式防热,蒙皮材料,2.2 材料选择,外蒙皮材料的选择取决于最大工作温度，而最大温度又取决于最大热流密度。一般取 为飞行期间的最大热流密度，得到外蒙皮可能出现的最高温度，再根据最高温度选择蒙皮材料。,在 500以下，辐射散热作用不明显，极少采用； 500以上，钛合金； 500900，以铁镍钴为基的高温合金； 10001650，经抗氧化处理的难熔金属； 1650以上，陶瓷或 C/C、C/SiC 复合材料；,采用耐 1000以上高温的材料时，关键不是材料本身能否承受如此高温，而是在高温下的抗氧化能力。,：表面热力学温度为零时传入的热流密度,2020/7/12,35,二、热防

19、护结构,2. 辐射式防热,隔热层材料,2.2 材料选择,由于无机非金属材料具有 低的特性，所以它们是高温隔热材料的主要组分； 降低 值是改进隔热材料性能的主攻方向；,一般疏松且微孔的隔热材料的表观热导率 可表示为,下标 、 、 和 分别为气相的、固相的、辐射贡献的和气体对流贡献的热导率。一般来说当温度大于 870时，辐热导率 起主导作用，所以只要有效地抑制隔热层中的辐射传热，就能明显减小隔热层的总热导率，提高隔热性能。,2020/7/12,36,二、热防护结构,2. 辐射式防热,2.3 应用实例,“双子星座”号飞船,美国“双子星座”号飞船座舱壁是一次性使用辐射防热结构的典型代表。,“双子星座”

20、座舱侧壁辐射防热结构,防热蒙皮采用Rene41镍基高温合金(工作温度约900 )； 内部承力的舱体为钛合金桁条加筋结构； 外层间采用Thermoflex纤维隔热材料； 桁条与防热蒙皮间用颗粒和纤维混合型的超级隔热材料； 在螺钉连接的蒙皮搭接处，留有伸缩间隙，以便外蒙皮在加热后可以自由伸缩。,2020/7/12,37,当烧蚀防热层表面加热后，烧蚀材料表面温度升高，在温升过程中依靠材料本身的热容吸收一部分热量，同时向内部结构通过固体传导方式导入一部分热量； 只要表面温度低于 ，上述状态便持续下去，这时，整个防热层类似前面所述的热沉式防热结构。 随着加热继续进行，表面温度继续升高到 ，材料开始热解，

21、继之温度大于 ，材料开始炭化； 烧蚀材料形成3个分区：炭化层、热解层和原始材料层；,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理,炭化烧蚀材料的剖面分层,以常见的炭化烧蚀材料为例，全过程大概如下：,2020/7/12,38,原始材料层 温度低于 ，材料无热解，没有化学及物理状态变化； 在材料内部只有两个传热效应，即材料本身的热容吸热和向材料内部的导热；,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理,炭化烧蚀材料的剖面分层,烧蚀过程中，各层内发生的物理化学变化现象以及由此表现出来的热效应表述如下：,2020/7/12,39,两个边界均以一定速度向内移动，层内的主要现象是材

22、料的热解；,热解层 内边界温度为 ，外边界温度为 ，,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理,炭化烧蚀材料的剖面分层,热解有两种产物，即气体产物（如甲烷、乙烯、氢等）和固体产物（炭）； 层内进行着3种热现象：,1）材料热解的吸热； 2）热解产生的固体的气体产物温度升高时的吸热； 3）固体向内部的导热；,2020/7/12,40,炭层 温度均大于 ，不再发生材料的,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理,炭化烧蚀材料的剖面分层,热解，炭层是由热解的固体产物积聚而成；,热解生成的气体通过疏松的炭层流向表面，炭层也可能由表面温度的继续升高而发生炭化层高温化学反应；

23、,发生在该层内的热现象有3种：,1）炭层及热解气体温升时的吸热； 2）炭层向内的热传导； 3）可能发生的炭层高温氧化或热解气体二次裂解反应热；,2020/7/12,41,炭层表面 表面发生着复杂的热现象，既有加热、也有散热；,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理,炭化烧蚀材料的剖面分层,属于加热的有：气流对流加热、炭层氧化反应； 属于吸热的有：炭层表面的再辐射，热解气体注入热边界层，改变表面的温度分布，使气动加热减小（这种现象称为气体的热阻塞效应），从而减小表面向内层的导热；,2020/7/12,42,能量平衡分析法,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理

24、,：导入结构内部的热量,：对表面的气动对流加热,：热解气体注入热边界层而减小气动加热的系数，称为引射因子,：炭层燃烧热,：表面辐射散热,：固体材料热容吸热（包括炭层及原始材料）,：材料热解吸热,：热解气体温升吸热,：炭升华吸热,烧蚀材料表面的能量平衡关系为 ：,材料的烧蚀表面,根据公式可以看出要使传入结构内部的热量 减小，就必须使所有的加热项( 和 )减小，使各项吸热项( )增加。这就是选择或提高烧蚀材料性能的原则。,2020/7/12,43,热解温度低，热解热大： 增大； 气化分数高，产生较多的热解气体注入热边界层： 增大； 热解气体有尽可能高的比热容： 增大； 材料及炭层密度小，热导率 低

25、，比热容 大： 增大； 热解后的炭层表面高辐射： 增大；,选择或提高烧蚀材料性能的原则如下：,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.1 烧蚀式防热机理,材料的烧蚀表面,：材料热解吸热,：固体材料热容吸热（包括炭层及原始材料）,：表面辐射散热,：热解气体温升吸热,2020/7/12,44,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.2 典型的烧蚀材料,表8 典型的烧蚀材料,2020/7/12,45,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.3 典型形式,烧蚀结构主要由3部分组成：烧蚀层、隔热层和内部的承力结构； 烧蚀层的主要作用是进行烧蚀反应以达到防热、散热目的； 隔热层主要是阻隔烧蚀层剩余的热量向内部结

26、构传递； 承力结构就是航天器本体； 有时为了简化工艺，特别是烧蚀层的原始材料具有较高的隔热性能时，烧蚀层与隔热层便合二为一；,2020/7/12,46,烧蚀层与受力结构直接胶接，使烧蚀层与受力结构之间的整体性增强，结构简单，可靠性高，工艺上容易实现； 由于烧蚀材料与本体结构的线胀系数可能不匹配，航天器在轨道运行段将有 甚至更大的交变温度，这种交变温度可能使烧蚀层破裂（裂开）； 解决的办法是在烧蚀层和结构层之间加柔性胶黏剂；,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.3 典型形式,全深度烧蚀层防热结构,全深度烧蚀层防热结构(Full depth ablator),2020/7/12,47,用隔热效果

27、优于烧蚀材料的绝热材料来代替烧蚀材料起隔热作用的部分，使整个防热结构的热效率有显著地提高； 结构较复杂，材料选择考虑的因素较多，工艺上实现起来难度大；,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.3 典型形式,部分深度烧蚀层防热结构,部分深度烧蚀层防热结构(Partical depth ablator),2020/7/12,48,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.3 应用实例,Partical depth ablator,表9 几种典型飞行器热防护系统,2020/7/12,49,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.4 应用实例,阿波罗返回舱的防热结构,表层为酚醛玻璃蜂窝格内充填石英纤维加环氧酚

28、醛的低密度烧蚀材料(AVCO5026-39)，厚68.6mm； 第二层为不锈钢焊接结构，厚50.8mm； 第三层为低密度纤维隔热层(TG15000)，厚20.3mm； 内层为铝蜂窝结构，厚38.1mm；,2020/7/12,50,二、热防护结构,3. 烧蚀式防热,3.4 应用实例,阿波罗-40指令舱球冠最大热流处不同深度的温度历程计算值与飞行试验的比较,右图为阿波罗指令舱球冠最大热流区附近俯仰平面在迎风面不同深度处飞行试验测量温度与计算值的比较； 随着测点深度的增加，温度逐渐下降；,在深度为49.8mm的测点上，温度大约为300K；,2020/7/12,51,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热

29、,4. 1 发汗冷却机理,发汗冷却是利用气体或液体发汗剂在压力作用下，从多孔中排出，通过其分解和液化、表面形成隔热的完全连续的气膜（称附面层），吸收大量的热，从而降低构件的表面温度。按发汗机理分成强迫发汗、自发汗和自适应发汗。,2020/7/12,52,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,自发汗,预先把熔点低、易挥发的固态物质作发汗剂渗入多孔骨架中，加热时固态发汗剂熔化和挥发而吸收大量热量； 不需强迫发汗那样复杂的调控系统，能随加热条件的变化自行调节发汗量；,2020/7/12,53,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,强迫发汗,在压力作用下发汗剂通过多孔骨架发汗，发汗速率不随加热条件而变化

30、；,2020/7/12,54,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,自适应发汗,首先是发汗剂通过多孔壁时吸收热量，降低材料的温度（在壁内热流方向与发汗剂的流动方向相反，在多孔壁中进行热交换）； 随后是发汗剂达到多孔壁外表面时，迅速扩散汽化而大量吸热，同时形成一层不断更新、热容量大，热导率低的气态吸热的隔热层； 调节发汗量使隔热层加厚，隔热层的温度梯度降低，从而降低热流向多孔壁的热导率，以保证材料在所希望的温度下工作。,2020/7/12,55,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 2 发汗冷却对材料的要求,冷却对材料的要求,渗透能力 保证附面层的建立 渗透均匀性 保证附面层的连续性和厚度均匀

31、 抗氧化性 氧化导致气流流动受阻，影响渗透能力和均匀性,2020/7/12,56,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 2 发汗冷却对材料的要求,结构对材料的要求,强度与刚度,如足够的纵向抗拉和一定横向（层间）抗拉强度，抗热冲击、疲劳强度。,导热与流阻,在热交换中必须具有高的热导率，大的比表面和低的流阻系数。,2020/7/12,57,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,自发汗鼻锥,把低熔点金属(如Cu或Ag等)渗入难熔材料(如W等)的多孔骨架中。当鼻锥受气动加热时，靠低熔点金属的熔化和蒸发来防热。 防热效果取决于其渗Cu量，增加渗入量则对材料强度降低，导致热震性降低； 自

32、发汗材料用于大热流、长时间工作的远程弹头鼻锥目前尚有困难；,自发汗鼻锥,自发汗内锥 (如碳-碳或石墨),自发汗内锥 (如钨渗铜),2020/7/12,58,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,强迫发汗鼻锥,把流态冷却剂(如水、氨、氦等)预先贮存在容器之中，需要发汗时，利用压力源（高压气瓶或燃气发生器等）把冷却剂挤到多孔鼻锥表面来完成防热； 重量和体积大，结构复杂，可靠性低； 高级弹头发展的重要趋势之一就是弹头小型化，而且长细比加大；,强迫发汗鼻锥,2020/7/12,59,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,自适应发汗鼻锥(SCAT),冷却剂和驱动剂贮存在鼻锥外

33、壳中； 高密度、高体积热容材料做冷却剂； 不与冷却剂形成合金或发生反应的高蒸汽压材料作驱动剂；,起始状态为固态的驱动剂放在靠近难熔金属外壳壁的地方，以保证在再入的早期这些材料即能熔化和蒸发；,自适应发汗鼻锥组件,2020/7/12,60,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,自适应发汗鼻锥(SCAT),在再入的时候，由于对鼻锥的气动加热以及通过外壳的传热使得冷却剂熔化，驱动剂蒸发； 再入初期，只有在鼻锥前面的小部分冷却剂熔化，大部分驱动剂仍然是固态；,再入初期情况,2020/7/12,61,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,自适应发汗鼻锥(SCAT),再入的后阶

34、段，更多的冷却剂熔化，在容器后部的驱动剂也熔化，并随之汽化； 减速力把密度较高的液态和固态冷却剂往鼻锥前部推，而把密度较低的液态和汽态驱动剂留在鼻锥后部；,再入中期情况,液态冷却剂在驱动剂的压力作用下，通过多孔的或者开有通道的骨架流到鼻锥表面上； 当冷却剂在气体附面层中蒸发、沸腾、吸热时就吸收能量，从而实现对骨架和密实外壳的防热。,2020/7/12,62,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,自适应发汗鼻锥(SCAT),再入后期，大部分冷却剂熔化，驱动剂蒸汽占了容器体积的大部分； 由于减速负荷和鼻锥前后部分的温差，在液态冷却剂中出现了明显的流体对流，这种现象加强了冷却剂和外壳之

35、间以及冷却剂自身内的传热；,再入中期情况,2020/7/12,63,二、热防护结构,4. 发汗冷却防热,4. 3 应用,自适应发汗鼻锥(SCAT),结构简单、体积小、重量轻、可靠性高； 锥内为“两相”系统，气动加热时的热响应现象很复杂，难于作数学处理，即设计难度比强迫发汗更大； 当减速力小至不足以把冷却剂维持在鼻锥前部而发生冷却剂“塌陷”时，驱动剂可能“置冷却剂于不顾”而喷出，导致发汗失败； 理论分析表明，可供选择的冷却剂几乎仅限于低熔点金属，而所有低熔点金属在高温时都易于释放电子，这可能使再入通讯“黑障”间题恶化；,2020/7/12,64,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.1 表面隔

36、热防热结构,表面隔热方法是辐射防热的一种改进型； 用各种不同的陶瓷纤维和无机粘合剂烧成疏松多孔、大小不等的板块覆盖在飞行器表面，取代辐射防热中的金属蒙皮； 板块与内舱结构之间用具有良好弹性和粘结强度的胶层粘接，板块相互之间留有适量的缝隙以便热胀冷缩； 为改善高温辐射性能、光学特性、防水和防腐，板块表面涂覆特制的涂料；,表面隔热防热,2020/7/12,65,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,X-33金属防热系统,组成：表面的高温合金蜂窝盖板、隔热材料和内部钛合金蜂窝板；,在飞行器重返大气时，表面盖板由于受到严重的气动加热，温度最高达1100，而由于机身是铝合金制成的，最

37、高设计温度为176，中间隔热材料的作用是隔绝900以上的温差； 纤维隔热材料的作用是限制进入机体内部的热流密度；,2020/7/12,66,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,X-33金属防热系统,对于稳态传热，进入机体内热流密度可以表示为,：材料上下表面的温度差,：隔热材料的有效导热系数,：隔热材料的厚度,纤维隔热材料的密度：,：隔热材料的表面积,在 相同的情况下，尽量选取密度大的纤维隔热材料，因为密度大的纤维隔热材料的厚度小，这样就会使 相对减小，所以在 相同的情况下，密度大的纤维隔热材料的总质量最小。 在相同密度的条件下，纤维隔热材料 值越小纤维隔热材料隔热性能越好

38、。,2020/7/12,67,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,X-33金属防热系统,隔热材料传热分析,热量的传递主要有固体热传导和热辐射两种方式,寻找低导热系数的隔热材料； 抑制隔热材料内的热辐射；,热传导,辐射,当温度大于850时，热辐射成为主导项，也就是说，只要有效地抑制隔热材料里的热辐射，就可以大大降低隔热材料的导热系数。,要想提高隔热材料在再入过程中的隔热作用：,2020/7/12,68,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,隔热材料,表10 几种隔热材料性能比较,2020/7/12,69,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防

39、热系统,隔热材料,表11 几种隔热材料的 值,2020/7/12,70,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,隔热材料,表12 几种隔热材料的导热系数,2020/7/12,71,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,多层隔热材料,通过抑制热辐射的传递来降低隔热材料的导热系数。,多层隔热材料隔热原理,1，2为两个无限大的平行平面； 假设表面为灰体，中间为真空；,：玻尔兹曼常数,：面积,：绝对温度,：内表面发射率,则只需考虑辐射而不考虑其他传热方式，辐射通过1，2后的辐射能量,2020/7/12,72,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统

40、,多层隔热材料,多层隔热材料隔热原理,在1，2平面间放置一个大小相等的平面3(隔热屏)； 假设隔热屏两侧的发射率与1和2内表面的发射率相等，为,若在1，2平面间放置n个大小相等的平面 (隔热屏)，则有,提高n值，即增加隔热屏的数量； 减小 值，即寻找低发射率的材料；,2020/7/12,73,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 金属防热系统,多层隔热材料,表13 多层隔热材料性能,2020/7/12,74,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.2 应用实例,应用实例航天飞机防热瓦,航天飞机防热瓦防热结构的组成,为适应航天飞机重复使用100次、寿命10年的要求，美国在20世纪70年代发

41、展了一种轻质的新型陶瓷材料系统，称为重复使用表面隔热材料。 在典型的辐射防热结构中，去掉金属蒙皮，将暴露在表面的隔热材料赋予高辐射性能，这样这层材料便具有高辐射和隔热的双重作用。但毡状的、柔性的隔热材料已无法使用，必须成为一种有固定形状，能承受一定力学载荷的高温陶瓷材料系统； 防热结构由表面防热瓦、表面涂层系统、与本体结构的连接层、航天飞机的本体结构组成；,2020/7/12,75,隔热性好，即导热率( )小，热容量( )大，密度( )小，因此 小； 强度和韧性较佳，能承受振动、冲击及高、低温交变； 热稳定性好，即高温时材料性能稳定；,二、热防护结构,5. 表面隔热防热,5.3 应用实例,航天

42、飞机防热瓦的主要特点,2020/7/12,76,外层是一个密封的容器壳体； 沿管的内壁铺设有一定厚度的毛细材料（如若干层金属网），又称为管芯；,二、热防护结构,6. 热管,热管结构示意图,6.1 热管的结构,在管芯的毛细空隙中充满液态的工质（如水）； 管中心的空间就是蒸汽流通通路，充满着饱和工质蒸汽；,2020/7/12,77,在压差 的作用下，蒸汽由蒸发段（即加热段）流动到凝结段（即排热段），并在那里凝结下来，放出汽化潜热；,液体温度的升高使其自由表面上的蒸发加强，这一部分称为加热段或蒸发段，用 表示此处的蒸汽压力；,当热管的某一端与热源相连接时，热量通过管壁传递给管芯,二、热防护结构,6.

43、 热管,热管结构示意图,6.2 热管的工作原理,（毛细结构）以及充满其中的工质液体 ；,热管的另一端与热沉连接或处于自然排热状态，称为排热段或凝结段，此段中蒸汽饱和压力用 表示；,2020/7/12,78,蒸汽放出潜热后凝结成液体，再通过管芯回流到蒸发段，如此，工质完成一个流动循环；,如果把中间的管段（叫做绝热段）很好地与外界隔热，同时,二、热防护结构,6. 热管,热管结构示意图,6.2 热管的工作原理,认为管壁导热的影响可以忽略，那么蒸汽从蒸发段得到的热量将全部交给冷凝段。这个热量为,：传热量,：蒸汽的质量流量,：工质的蒸发潜能,2020/7/12,79,卫星主体为一外径1.5m、高1.5m

44、的圆柱，太阳电池装在圆柱体的外侧；,不自旋的地球同步轨道卫星，外表面相对于太阳的方位近于恒定；,二、热防护结构,6. 热管,在ATS-E上安装热管,6.3 应用实例,卫星等温化 (ATS-E),ATS-E表面温度分布,星体壁上安装8根周向热管，管间距190mm，管长4.5m，按要求弯成不闭合的环形，嵌在作为太阳电池板的铝蜂窝夹层结构中；,向阳面温度的降低，太阳电池电能输出增加20%，寿命也将延长，而安装热管仅使卫星增加5%的重量；,1. 铝蜂窝 2. 丝网 3. 干道 4. 铝内蒙皮 5. 铝外蒙皮,2020/7/12,80,二、热防护结构,6. 热管,OAO-3星上的热管布置,6.3 应用实

45、例,卫星等温化 (OAO-3),1. 结构管 2. 热管 3. 铝鞍座 4. 仪器舱 5. 银粉填料 6. 75%RTV-40,25%Al,轨道天文卫星，主体为八面柱体，中心为太阳电池的结构管； 为减小结构管的周向温差，仪器舱的第4、5、6层各装一根热管；,热管制成不闭合的圆环形，通过鞍座与结构管内壁连接； 热管管壳是外径为12.5mm的铝管，工质为氨，管芯分别为轴向槽道、轴架式干道和螺旋干道结构； 飞行数据表明：使用热管的三层仪器舱周向温差由22降到5 ；,2020/7/12,81,二、热防护结构,6. 热管,返回式卫星仪器舱内热管系统,6.3 应用实例,星内仪器设备的温度控制,1. 热管

46、2. 集束板A 3. 二组电池 4. 一组电池(乙) 5. 一组电池(甲) 6. 集束板B 7.三相交流变流器 8.直流稳压器 9.垂直陀螺 10.水平陀螺,我国于1976年首次在返回卫星上应用热管； 仪器舱内16根热管的直径均为7mm的铝-氨轴向槽道管芯热管； 热管分别将直流稳压电源等4个发热器件与舱内3块主电池相连，组成一个热管控温系统；,2020/7/12,82,二、热防护结构,6. 热管,6.3 应用实例,星内仪器设备的温度控制,发热量大的器件和发热量小的电池均能达到适宜的温度水平，如右表所示；,表14 返回式卫星若干器件温度数据 （1988.3发射）,取消本来用于对主电池组进行加热的

47、质量为12Kg的电池； 整个热管组的质量仅为1Kg； 由于仪器舱内主电池的热容量很大，热管的连接使相应仪器的热容增大，因此卫星在发射时上升段的蒙皮气动加热引起的仪器温度的上升程度亦有缓和，由原来的12.5 降至8.6 。,2020/7/12,83,三、总结,介绍了高速飞机、航天飞机、空天飞机和再入弹头的气动加热现象，以及在轨飞行器的环境加热现象; 从材料的熔点、材料的性能、热应力、热与结构的耦合和飞行器内部环境温度等5个方面阐述了热对飞行器的影响; 详细阐述了热沉式、辐射式、烧蚀式、发汗冷却、表面隔热（以金属热防护系统为例）和热管等6种热防护结构的防热机理和特点，并就每一种热防护形式列举了应用

48、实例。,2020/7/12,84,谢谢大家的聆听 敬请批评指正,2020/7/12,85,参考文献,Earl A. Thornton. Thermal Structures for Aerospace ApplicationsM. American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1996 洪皖春. 国外导弹、火箭防热结构综述J. 上海航天，1986，(2)，49-52 王希季. 航天器再入与返回技术（下）M. 宇航出版社，1991 黄志澄. 空天飞机气动加热的工程预测方法J. 气动实验与测量，1992，6（1），1-8 黄志澄. 空天飞机的防热系统J. 气动实验与测量，1992，6（2），1