基本介紹
- 中文名：熱防護
- 外文名：Thermal protection
- 套用：抵禦熱浪；外套可以製冷調溫
- 進展：在突破20馬赫的熱防護技術
- 保證：熱量不被傳導到飛行器上
簡介,進展,美國金屬熱防護系統研究進展,基本概況,金屬熱防護系統的主要特點,研究現狀,
簡介
不同部位使用的防護層不同，機鼻和機翼前緣的溫度最高，其他70%的部位由能抵禦370到1260℃的瓷磚覆蓋，這些瓷磚隔熱性能良好，可以保證熱量不被傳導到飛行器上。
進展
國外高馬赫數飛機用熱防護材料與結構的發展始於SR-71，上世紀60年代，形成以SR-71機用結構為代表的第一代熱防護結構，這類防護結構以樹脂基複合材料為基礎(矽樹脂、矽氧烷)，將樹脂基複合材料貼合於金屬內蒙皮上，用於前緣熱防護。矽樹脂及矽氧烷複合材料的溫度使用極限約在300攝氏度，而該機以馬赫數3.2的高速飛行時，前緣溫度已達到310攝氏度，基本在材料耐熱極限使用，這導致SR-71頻繁更換熱防護材料，維護費用高昂。另外，由於熱防護材料與隔熱技術相對落後，SR-71機身幾乎為熱結構，僅在關鍵部位進行必要的熱防護處理；由於抗熱膨脹技術較差，飛機表面採用波紋蒙皮對抗熱膨脹，表面塗覆高發射率熱控塗層。這種熱防護結構使用溫度較低(不超過500攝氏度)，材料的重複使用存在較大問題。
上世紀90年代，形成以X-15為代表的第二代熱防護結構，此時的鈦合金生產技術已經成熟，X-15幾乎全部使用鈦合金作為外蒙皮，內部使用柔性熱防護材料。由於結構與蒙皮相連，柔性熱防護材料雖能阻斷輻射熱，但對傳導熱的阻斷能力有限，所以其綜合隔熱效能並不太佳。但這種熱防護結構設計簡單，容易維護，成本較低，其熱防護效果主要取決於柔性熱防護材料的隔熱性能。
本世紀初，形成以X-37B、X-43、X-51A為代表的第三代熱防護結構，此時主要以陶瓷基複合材料和金屬蜂窩為主幹材料的熱防護結構，這類結構構型相對複雜，所用材料種類較多，隔熱效果較為理想。該類結構用陶瓷基複合材料作為耐熱材料，並起到部分隔熱目的，優點是結構較輕、隔熱性好，缺點是陶瓷基複合材料柔性較差，容易破損，陶瓷瓦之間的間隙使用高溫密封劑進行填充，對密封材料要求很高。金屬蜂窩為主的金屬熱防護結構，其結構特點為外蒙皮與結構間填充柔性熱防護材料，並用高溫合金緊固件連線金屬蜂窩與內部結構，儘量減小蜂窩與結構的接觸點，以達到最優的隔熱效果，這類結構的優點在於金屬蜂窩韌性較強，不易破損，隔熱效果較好，但由於蜂窩芯與面板焊接而成，抗熱震性能及複雜形狀加工性能都較差。
一類新型熱防護結構之間被研究出來，被稱為第四代熱防護結構，此類熱防護結構更多考慮輕質、耐久性、更好的隔熱效果、良好的維護性能等，所用材料包括：點陣材料，高性能陶瓷泡沫，剛性纖維熱防護材料、增韌陶瓷材料等。設計上逐漸模糊材料與結構的界限，呈現多學科交叉綜合運用的特點。這類結構成熟度相對較低，但其結構熱防護性能優越，耐久性好、可多次重複使用、維護成本降低。但明顯要求很高的工藝精度，很多部位需進行無縫對接，對製造技術要求很高。
機構建設方面，國外已開發國家均提出了自己的高馬赫數飛機發展規劃，並將熱防護技術確定為關鍵技術之一。2008年，美國國防部向國會提交的《高超聲速發展計畫報告》更是明確指出熱防護材料與結構技術是高馬赫數飛機發展的重點和難點，並建議成立專門的研究團隊。由此NASA研究中心和美國空軍於2009年3月在加利福尼亞、德克薩斯和維吉尼亞成立了3個國家高超聲速中心，其中之一便是高馬赫數飛機材料與結構研究中心，專門從事熱防護材料與結構的研究工作。
經過半個多世紀的研究和套用驗證，熱防護技術經歷了從驗證機到型號飛機、從3馬赫到20馬赫的大量實踐，在此期間不斷發現問題和總結經驗，套用水平已相當成熟，大部分熱防護材料的使用環境已突破1300攝氏度，並擁有較高的技術成熟度，滿足5馬赫型號飛機使用。甚至部分材料的使用環境可達2600攝氏度以上，滿足8～10馬赫飛機驗證使用。根據美國的高馬赫數飛機發展戰略，正在突破20馬赫的熱防護技術，美國的學者們也正在開展基於20馬赫的熱防護材料與結構研究工作。
上世紀90年代，形成以X-15為代表的第二代熱防護結構，此時的鈦合金生產技術已經成熟，X-15幾乎全部使用鈦合金作為外蒙皮，內部使用柔性熱防護材料。由於結構與蒙皮相連，柔性熱防護材料雖能阻斷輻射熱，但對傳導熱的阻斷能力有限，所以其綜合隔熱效能並不太佳。但這種熱防護結構設計簡單，容易維護，成本較低，其熱防護效果主要取決於柔性熱防護材料的隔熱性能。
本世紀初，形成以X-37B、X-43、X-51A為代表的第三代熱防護結構，此時主要以陶瓷基複合材料和金屬蜂窩為主幹材料的熱防護結構，這類結構構型相對複雜，所用材料種類較多，隔熱效果較為理想。該類結構用陶瓷基複合材料作為耐熱材料，並起到部分隔熱目的，優點是結構較輕、隔熱性好，缺點是陶瓷基複合材料柔性較差，容易破損，陶瓷瓦之間的間隙使用高溫密封劑進行填充，對密封材料要求很高。金屬蜂窩為主的金屬熱防護結構，其結構特點為外蒙皮與結構間填充柔性熱防護材料，並用高溫合金緊固件連線金屬蜂窩與內部結構，儘量減小蜂窩與結構的接觸點，以達到最優的隔熱效果，這類結構的優點在於金屬蜂窩韌性較強，不易破損，隔熱效果較好，但由於蜂窩芯與面板焊接而成，抗熱震性能及複雜形狀加工性能都較差。
一類新型熱防護結構之間被研究出來，被稱為第四代熱防護結構，此類熱防護結構更多考慮輕質、耐久性、更好的隔熱效果、良好的維護性能等，所用材料包括：點陣材料，高性能陶瓷泡沫，剛性纖維熱防護材料、增韌陶瓷材料等。設計上逐漸模糊材料與結構的界限，呈現多學科交叉綜合運用的特點。這類結構成熟度相對較低，但其結構熱防護性能優越，耐久性好、可多次重複使用、維護成本降低。但明顯要求很高的工藝精度，很多部位需進行無縫對接，對製造技術要求很高。
機構建設方面，國外已開發國家均提出了自己的高馬赫數飛機發展規劃，並將熱防護技術確定為關鍵技術之一。2008年，美國國防部向國會提交的《高超聲速發展計畫報告》更是明確指出熱防護材料與結構技術是高馬赫數飛機發展的重點和難點，並建議成立專門的研究團隊。由此NASA研究中心和美國空軍於2009年3月在加利福尼亞、德克薩斯和維吉尼亞成立了3個國家高超聲速中心，其中之一便是高馬赫數飛機材料與結構研究中心，專門從事熱防護材料與結構的研究工作。
經過半個多世紀的研究和套用驗證，熱防護技術經歷了從驗證機到型號飛機、從3馬赫到20馬赫的大量實踐，在此期間不斷發現問題和總結經驗，套用水平已相當成熟，大部分熱防護材料的使用環境已突破1300攝氏度，並擁有較高的技術成熟度，滿足5馬赫型號飛機使用。甚至部分材料的使用環境可達2600攝氏度以上，滿足8～10馬赫飛機驗證使用。根據美國的高馬赫數飛機發展戰略，正在突破20馬赫的熱防護技術，美國的學者們也正在開展基於20馬赫的熱防護材料與結構研究工作。
美國金屬熱防護系統研究進展
基本概況
可重複使用運載器（ Reusable Launch Vehicle）是降低天地運輸成本， 提高運載能力和發射頻率的必由之路，因此受到航天已開發國家和地區的重視。 2000年，美國 NASA和SLI（Space Launch Initionative）提出了第二代可重複使用運載器研製計畫 。計畫的目的是研製一種發射價格比現有太空梭低10倍（每千克有效載荷的發射價格控制在1000美元左右），而可靠性高100倍的可重複使用運載器。
對於可重複使用運載器，熱防護系統（TPS）與電子設備、推進和承力結構具有同等重要的作用。它決定了運載器的再入軌道和再入加速度， 影響運載器的發射維護費用和運載能力。對於防熱設計來說，普通的返回式太空飛行器是一次性使用的，因而其再入防熱問題較易解決。太空梭的設計目的是要重複使用，但其熱防護材料遠不能滿足要求。在投入使用後太空梭發射費用遠沒有象預料的那樣便宜；而且每次發射後都要進行檢修，不可能按照原目標每年進行24次飛行。太空梭每次飛行後用於更換修復TPS的工時數為17000h。 新一代RLV的設計目標中的一個重要方面就是研製先進的TPS，降低更換維護費用和時間，從而可以使RLV在數天后再次飛行。為達成上述目的，金屬TPS的研究被提上日程。金屬TPS存在滿足RLV要求的潛在能力。有關新一代RLV的方案有多種，從1997年開始由美國洛馬公司研製的 “ X-33先進技術驗證機”，被列入正式研製項目，雖然由於其複合材料液氫儲罐出現問題而失敗，但其提出的TPS概念得到了驗證。在X-33先進技術驗證機上，由覆蓋在飛行器大片表面的金屬蜂窩TPS板構成其氣動外殼，而只有鼻錐和機翼前緣用C/C複合材料製作。
金屬熱防護系統的主要特點
防熱結構通常由防熱層、隔熱層和承力結構三部分組成。 金屬TPS採用預封裝蜂窩夾芯結構，防熱層和承力結構一體化，都由金屬蜂窩夾芯結構承擔，隔熱層由填在金屬盒中的輕質絕熱纖維承擔，其特點如下：
（1）無需氣動外殼，質量比太空梭熱防護系統顯著降低，經久耐用，無需防水，降低了成本；
（2）在通過大氣層飛行時，保護運載器免受氣動應力和再入大氣的高溫；
（3）保護空間運輸系統免受微流星體和空間碎片撞擊；
（4）金屬熱防護面板與脆性防熱瓦系統相比，可以大大減少維修時間和成本；
（5）面板容易安裝、拆卸。
研究現狀
（1）超耐熱合金蜂窩熱防護系統板
圖 1 超耐熱合金蜂窩TPS板解剖圖
圖 1 超耐熱合金蜂窩TPS板解剖圖超耐熱合金蜂窩TPS板是熱防護系統的最小單元，整個TPS由這種TPS板拼裝而成。
預封裝超耐熱合金蜂窩TPS通過以RLV需求為指導作的評估而得到逐步提高。 圖1是這種TPS板的結構圖。超耐熱合金蜂窩TPS板由0.152mm厚超耐熱合金箔鋪在金屬蜂窩兩面，內部填充絕熱纖維材料並封裝製得。側面的金屬板做成褶皺狀以減少熱應力和抵抗受壓時的彎曲變形。外層蜂窩夾芯和側面都由鎳基超耐熱合金Inconel 617製成。 這種合金可以承受982-1038℃的高溫，極限瞬時耐熱可達約1093℃。Inconel 617是固溶體增強的合金， 具有優良的抗氧化性，廣泛的耐腐蝕性，優良的高溫強度；其熔點為1362.8℃，密度為8.6g/cm3；主要套用於需要抵抗高溫 （ 超過982℃）腐蝕的套用領域。用於燃氣渦輪機的燃燒室和高溫管道、工業爐的高溫部件等。
TPS裝配時板與板之間存在間隙，其上表面密封由TPS板的表層金屬箔和褶皺側面的凸緣外伸約7.6mm來互相配合實現，這樣可以阻止熱氣體在板間空隙的流動。對於這種約30.5cm見方的板，只需要大於5.1mm的間隙來容納板的外表面的線膨脹；在決定板間距的時候還應考慮應力變形的影響。與之對應，板的底部也有唇緣，用來密封板間空隙的底部，以抑制任何熱氣體在板間的流動。
金屬封裝殼的下表面由鈦合金（Ti-6Al-4V）製作，與外表面相比，下表面不用承受過高的溫度，用鈦合金可以大大減輕質量；已有設計中，下表面仍然採用蜂窩夾芯。覆蓋在鈦合金蜂窩上的鈦合金箔厚約0.076mm，由化學刻蝕得到，蜂窩直徑約4.8mm，壁厚約0.038mm。在板的底部開有小孔，用來保持板內氣壓與周圍一致，小孔用400目的隔板封住，可以防止水的進入。
這種超耐熱合金蜂窩TPS使用機械連線裝配到飛行器承力結構上。連線件通道從TPS的上表面貫通到內表面，內表面有裝配用的孔，這些孔的直徑小於連線件通道直徑。連線件固定在通道底部，從而使整個板固定在飛行器框架上。固定後，在通道中塞滿纖維狀絕熱材料以降低熱傳導，然後蓋上帶螺紋的通道蓋封閉這些通道。在 TPS板與內層結構之間，由一種輕質耐高溫的芳香族聚醯胺（ 商品名為nomex）氈隔開。在nomex氈上塗上RTV矽橡膠以阻止其在板下的移動。在板的機械連線件緊固時，nomex氈被壓緊到大約原高度的一半，被壓緊的氈不僅阻止了熱氣體在板下的流動，而且可以起到減震和提供預緊力防止連線件鬆脫的作用。
封裝在金屬外殼裡的纖維狀絕熱材料用來實現阻止熱流進入飛行器內部結構的基本功能。金屬外殼保護了易損傷的高效絕熱材料，設計使用的纖維絕熱材料是ICI法製備的氧化鋁纖維（ 商品名為saffil），密度僅約0.05g/cm3。一些別的纖維被考慮用來進一步減輕系統質量，包括可以更好地反射輻射的表面塗層saffil氧化鋁和內部多隔離絕熱材料。
（2）金屬熱防護系統的性能評估
為了評估超耐熱合金蜂窩TPS上的適用性，作了一系列的建模計算和重要測試。RLV試驗包括：內部絕熱材料的製備和表征，模擬TPS外表面的雨水侵蝕試驗，以及面板的低、高速衝擊，面板風洞電弧加熱射流試驗，面板風洞氣動熱驗證試驗，面板捆在F-15飛機下面所作飛行試驗，以及TPS試驗等。
熱防護系統整體試驗也在為X-33先進技術驗證機專門研製的特殊設施及能夠模擬超聲速的環境中進行。金屬面板組件承受模擬飛行器經受的熱、聲、壓和振動載荷。面板承受相當於60次飛行任務時間，即4倍於X-33先進技術驗證機飛行的試驗時間。在萊特—普拉特空軍基地，試驗設施能模擬飛行器起飛、上升和急劇加熱時的溫度、振動和噪聲，X-33先進技術驗證機的面板進行了熱、振動和聲試驗，驗證了面板和密封的耐久性及使用壽命。
