美國rlv技術計劃與防熱方案

美國rlv技術計劃與防熱方案

重型振動是降低天地返回系統(tǒng)的運輸成本，提高操作效率的有效途徑。這是未來航空航天技術發(fā)展的必然趨勢。為了替代結(jié)構復雜的航天飛機,美國提出了RLV技術計劃,其中以X-33技術為核心,其熱防護問題則是決定整個技術計劃能否成功的關鍵因素之一。美國在控制空間、主宰機動、全球交戰(zhàn)等作戰(zhàn)概念指導下,期望到2020年建立一支由以火箭為動力、跨大氣層、可重復使用的空天作戰(zhàn)飛行器組成的航天軍。顯然,這些高超音速飛行器在重返大氣層時均要經(jīng)受嚴重的氣動加熱,因此均需考慮可重復使用航天器的防熱問題,即要求熱防護系統(tǒng)(TPS)能使結(jié)構溫度控制在可允許的范圍內(nèi),確保各項任務順利完成。1防熱系統(tǒng)方案航天運輸系統(tǒng)主要包括運載火箭、航天飛船、航天飛機、空天飛機(含火箭航天飛機)和其他一些有效載荷回收器(艙)、人員應急返回飛行器以及某些軌道轉(zhuǎn)移飛行器,它們的任務需求、設計目標、使用次數(shù)、飛行軌跡、氣動外形和工作環(huán)境都不盡相同,其氣動加熱狀況迥異,因而其防熱系統(tǒng)類型和方案也千差萬別。加熱、傳熱和防熱原理是設計防熱系統(tǒng)方案的基礎,其決定因素主要是加熱環(huán)境、力學環(huán)境、使用次數(shù)、質(zhì)量和成本限制。首先,所需要的防熱系統(tǒng)和結(jié)構的類型基本上取決于飛行器表面加熱(熱流和熱載荷)的大小和持續(xù)時間,即使在同一個飛行器上,由于表面加熱不同也可能采用幾種不同類型的防熱系統(tǒng)和結(jié)構布局。通常所考慮的主要防熱系統(tǒng)方案可分為三大類,即被動防熱方案、半被動防熱方案和主動防熱方案,各類防熱方案又包括若干種防熱結(jié)構形式,見圖1。圖中所列防熱系統(tǒng)方案的結(jié)構是按承受熱載荷(總加熱量)的能力大小遞增順序排列的。1.1熱存儲的作用機理在該方案中,熱量由表面輻射出去或被吸收,不需要工作流體(工質(zhì))來排除。它可采用3種不同的防熱結(jié)構形式,依次為熱沉結(jié)構、熱結(jié)構和隔熱結(jié)構。(1)熱沉結(jié)構。這種結(jié)構幾乎吸收了全部入射熱量,并將其儲存在結(jié)構中,故又可稱為熱匯防熱。它是一種最簡單的吸收式熱防護系統(tǒng),工作機理是快速導熱,并依靠自身的熱容吸收熱量,因此需要更多的熱質(zhì)量來提高存儲熱量的能力。該結(jié)構僅限用于短時熱脈沖狀態(tài),其特點是結(jié)構較簡單可靠,能保持氣動外形不改變,但防熱效率太低。(2)熱結(jié)構。這種結(jié)構主要依靠輻射方式散熱,其外蒙皮用耐高溫材料制成,表面涂有高輻射率的涂層,以提高防熱層表面的輻射散熱能力。在受熱的同時,它將以輻射的形式向周圍發(fā)散出大量熱能。它允許結(jié)構溫度持續(xù)上升到由表面輻射出去的熱量與入射熱量相等的溫度(即輻射平衡溫度)為止。該結(jié)構的特點是不受熱脈沖持續(xù)時間的限制,但有一個可承受總熱量的限制值。此外,該結(jié)構可保持氣動外形不變。(3)隔熱結(jié)構。這種結(jié)構兼有熱沉結(jié)構和熱結(jié)構二者的特征,一般可認為是表面隔熱結(jié)構。其表面受熱,并輻射掉大部分入射熱量,而隔熱層則阻止剩余入射熱量中的大部分向內(nèi)傳遞,最后僅有一小部分熱量傳至次層結(jié)構,并以熱沉方式存儲在此結(jié)構中。該結(jié)構也可保持氣動外形不變。1.2熱壓燒蝕結(jié)構該方案介于被動防熱和主動冷卻方案之間,大部分的熱量靠工作流體或(空)氣流帶走。它可采用2種結(jié)構形式,依次為熱管結(jié)構和燒蝕結(jié)構。(1)熱管結(jié)構。這種結(jié)構最適用于局部加熱程度嚴重而相鄰區(qū)域加熱程度較輕的部位。熱量在嚴重受熱區(qū)被熱管吸收,并汽化為工質(zhì),而所形成的蒸汽流向較冷端冷凝并排出熱量,最后冷凝了的工質(zhì)又依靠毛細作用滲過管壁返回嚴重受熱區(qū)循環(huán)使用。(2)燒蝕結(jié)構。這種結(jié)構適用于表面氣動加熱十分嚴重的飛行器部位。該結(jié)構通過燒蝕引起自身的質(zhì)量損失,吸收并帶走大量的熱量,阻止熱量的傳遞,起到保護內(nèi)部結(jié)構在一定溫度范圍內(nèi)正常工作的作用。但是,由于燒蝕體(材料)在這一過程中被消耗掉,因而只能一次使用或要求重新進行修復,故限制了使用持續(xù)時間。該結(jié)構的特點是能通過質(zhì)量交換和熱量交換進行自身調(diào)節(jié),但表面形狀發(fā)生改變,從而改變了氣動力特性。1.3冷卻系統(tǒng)組成在該方案中,熱量全部或絕大部分由工質(zhì)或冷卻流帶走(可能有很小一部分被反射掉),所以不會傳至次層結(jié)構。它可采用3種冷卻方式,即發(fā)汗冷卻、薄膜冷卻和對流冷卻。(1)發(fā)汗冷卻和薄膜冷卻結(jié)構。這2種冷卻方式所依據(jù)的原理與燒蝕方式類似,由表面噴出的冷卻劑吸收了大部分由于嚴重氣動加熱產(chǎn)生的熱量,使其不能傳至次層結(jié)構。這2種冷卻系統(tǒng)均利用泵壓系統(tǒng)來汲取遠處槽(箱)中的冷卻劑,但表面噴出方式不同。發(fā)汗冷卻通過多孔表面噴出,薄膜冷卻則從不連續(xù)的縫隙中噴出。這2種結(jié)構的特點是可以保持多孔結(jié)構表面的完整性,對氣動力特性基本沒有影響,但難以保證多孔壁一直暢通。(2)對流冷卻結(jié)構。這種結(jié)構的原理是使冷卻劑通過位于冷卻結(jié)構中的通道或管路進行循環(huán),將所吸收的較嚴重氣動加熱帶來的絕大部分熱量排除,僅有極少部分熱量被輻射掉,而且?guī)缀跞康娜肷錈崃慷际峭ㄟ^外蒙皮傳入結(jié)構中的冷卻劑的。此外,如果冷卻劑就是燃料本身,熱量并不消耗掉而用于預熱燃料,所以這種系統(tǒng)實質(zhì)上是一種再生冷卻系統(tǒng)。它可分為直接冷卻和間接冷卻2種,見圖2。由圖2可見,直接冷卻系統(tǒng)由氫燃料直接流經(jīng)冷卻面板帶走熱量,然后進入發(fā)動機燃燒;間接冷卻系統(tǒng)則由二級冷卻劑依次通過冷卻面板和熱交換器循環(huán)使用,再由熱交換器將熱量傳遞給氫燃料。顯然,這種對流冷卻熱防護系統(tǒng)非常適合于以低溫氫燃料為推進劑的防熱-推進一體化結(jié)構。在各類防熱系統(tǒng)、結(jié)構中,除燒蝕防熱結(jié)構和高溫合金熱屏蔽式隔熱結(jié)構適合于一次性使用的戰(zhàn)略導彈和航天飛船外,其余結(jié)構均適用于可重復使用飛行器。2主動冷卻系統(tǒng)防熱材料是一種在戰(zhàn)略、戰(zhàn)術武器和航天飛行器上使用的專用功能材料,用以防護工程結(jié)構在氣動熱環(huán)境中免遭燒毀破壞,并保持結(jié)構所需的氣動外形。對于可重復使用航天器,尤其是空天作戰(zhàn)飛行器的防熱系統(tǒng),要考慮防熱系統(tǒng)是否耐用,是否便于檢查、維護、維修,以及熱保護系統(tǒng)自身所占用有效載荷的成本等。主動冷卻系統(tǒng)的結(jié)構和技術較為復雜,檢查、維護、維修也不方便,尚需進一步研究;而被動防熱系統(tǒng)結(jié)構簡單,技術可靠,易于實現(xiàn),所以各國更傾向于選用被動防熱系統(tǒng)。2.1材料上的應用被動熱防護系統(tǒng)的熱結(jié)構主要選用耐(高)溫、抗氧化的碳/碳或陶瓷復合材料以及相應的金屬合金或金屬基復合材料;隔熱結(jié)構的主要選材是氧化硅、氧化鋁等輕質(zhì)、隔熱的陶瓷材料及耐久性金屬材料(用作面板材料)。在半主動防熱系統(tǒng)中,熱管結(jié)構多用碳/碳或陶瓷基復合材料制成基本結(jié)構(面板),用耐高溫金屬材料制成熱管;燒蝕結(jié)構中的防熱材料主要選用低密度燒蝕材料,一般為彈性體(如甲基、苯基硅橡膠)和碳化燒蝕材料(如酚醛、環(huán)氧樹脂或再添加石英纖維、酚醛小球),也曾采用過高密度燒蝕材料(如石棉玻璃布等)。在主動熱防護系統(tǒng)中,各種防熱結(jié)構多采用金屬材料,僅對流冷卻結(jié)構中的(熱交換器)面板或蓋板可選用高導熱石墨/銅或碳化硅/鈦等復合材料。2.2被動防熱系統(tǒng)防熱方案美國和前蘇聯(lián)的大型航天飛機,最高溫區(qū)即機頭錐帽和機翼前緣的峰值溫度可達1650℃,多采用碳/碳薄殼熱結(jié)構(RCC、ACC);較高溫區(qū)即機身機翼下表面溫度為600～1260℃,多采用陶瓷剛性防熱瓦(RSI)、纖維耐火復合材料(FRSI)、高溫特性材料(HTP)和氧化鋁增強熱屏蔽材料(AETB、TUFI)等;較低溫區(qū)即機身機翼上表面溫度為650℃以下,多采用陶瓷柔性隔熱氈、先進柔性重復使用隔熱氈(AFRSI)或可改制先進柔性隔熱氈(TABI)。該防熱方案已完成新穎、獨特的防熱系統(tǒng)、結(jié)構及材料的設計,但由于航天飛機方案的下馬而未能付諸實施。日本高超音速飛行試驗(HYFLEX)飛行器于1996年2月發(fā)射升空,其防熱系統(tǒng)為碳/碳頭錐帽、碳/碳襟翼、中密度陶瓷防熱瓦和柔性表面隔熱(FSI)氈,在試驗飛行過程中防熱系統(tǒng)性能良好。集助推級和軌道級于一身的單級入軌空天飛機采用吸氣式發(fā)動機(超燃沖壓發(fā)動機)和穿越大氣層的高超音速飛行器,氣動加熱十分嚴重,尤其是在上升段馬赫數(shù)可達25,機頭錐的峰值溫度更高達1700℃以上,機翼前緣和發(fā)動機進氣道溫度也很高,而內(nèi)部低溫儲箱內(nèi)卻為-253℃的低溫,因此在最高溫區(qū)即機頭錐與機翼前緣需采用半主動(難熔金屬熱管結(jié)構)和主動冷卻結(jié)構(金屬或石墨/銅高導熱材料熱交換器面板對流冷卻結(jié)構),并應考慮進氣道斜坡處選用適當?shù)臒峤Y(jié)構形式;大面積的機體可采用金屬或金屬基復合材料熱結(jié)構或面板加隔熱層結(jié)構;在較高溫區(qū)可考慮采用碳/碳、碳/陶瓷或高溫合金、鈦鋁化合物、金屬基復合材料面板結(jié)構;在較低溫區(qū)則可考慮采用鈦合金、鈦鋁化合物或鈦基復合材料熱結(jié)構等。被動防熱系統(tǒng)中的碳/碳或陶瓷基復合材料薄殼熱結(jié)構是可重復使用航天飛船、航天飛機和空天飛機最高溫區(qū)如頭錐帽、翼或舵面前緣的唯一重要選用結(jié)構;蒙皮-桁架熱結(jié)構是空天飛機機體的主要備選結(jié)構;各種隔熱結(jié)構則適宜于用作可重復使用航天飛機、空天飛機和航天飛船的大面積防熱結(jié)構;半被動防熱系統(tǒng)中的對流冷卻結(jié)構是未來可重復使用的高超音速航空航天器最高溫區(qū)如機頭錐帽、機翼前緣和發(fā)動機結(jié)構的必選防熱結(jié)構。3航天器的熱防護系統(tǒng)隨著航空、航天技術的發(fā)展,空間已成為維護國家安全和國家利益必須占據(jù)的“制高點”,發(fā)展我國高可靠性、能夠快速反應的可重復使用航天器已成為議事日程中的一項重大課題。借鑒國外熱防護系統(tǒng)的發(fā)展歷程和發(fā)展趨勢,我國可重復使用航天器的熱防護系統(tǒng)的研究應著重在如下幾個方面:(1)鼻錐、機翼前緣等氣動加熱嚴重的區(qū)域宜采用技術較成熟的碳/碳材料。通過織物增強層的晶須化處理使碳/碳的層間強度提高,并通過研制C/SiC/Si3N4梯度功能材料來提高碳碳材