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                      高超聲速飛行器前緣疏導式熱防護結構的實驗研究

                      [2018-09-04 10:23]
                      針對高超聲速飛行器前緣疏導式防熱結構的特點, 設計前緣內嵌高導熱率材料結構和一體化層板熱管結構兩類對比實驗, 用于驗證前緣疏導式防熱結構的可行性. 利用球形短弧氙燈作為輻射熱源模擬氣動加熱,分別對鋼質前緣、內嵌銅材料的鋼質前緣和一體化層板式熱管前緣進行加熱, 測量前緣駐點區域和尾部翼面區域的溫度變化. 實驗結果表明: 內嵌高導熱率材料的前緣疏導結構能夠降低頭部駐點區的溫度, 提高尾部低溫區的溫度, 實現對前緣結構的熱防護; 以蒸餾水作為工質一體化層板式熱管前緣結構, 在較低熱流條件下也能夠實現對前緣駐點區的疏導式熱防護, 但在較高熱流條件下, 由于水蒸氣壓力過大使得層板式前緣結構發生破壞, 體現出熱管內部工作介質對結構防熱效果和應用范圍都起到的關鍵作用.
                       
                      高超聲速飛行器前緣的疏導式熱防護結構 [1]作為一種半被動熱防護方式, 它采用高導熱率材料、高效傳熱元件的傳熱、對流換熱的物理特性將高熱流區熱量快速傳遞到低熱流區, 借助大范圍的低溫散熱面, 將嚴重的氣動加熱以輻射的方式釋放, 以降低高熱流區的表面溫度, 達到現有耐高溫材料能夠承受的水平. 疏導式防熱結構在使用過程中外形基本保持不變, 具有良好的可重復使用性,最適用于存在局部加熱程度嚴重且相鄰區域較輕的區域, 這些特點使得其在高超聲速飛行器前緣駐點區域的熱防護應用中具有較高的優越性.疏導式防熱結構的核心裝置是高導熱層, 一般包括高溫熱管和高導熱材料兩種. 其中, 使用高溫熱管對高超聲速飛行器的尖銳前緣進行疏導式熱防護開始于70年代 [2]
                      . 1972年, 麥道航空公司(MDAC)對四種航天飛機翼前緣防熱結構設計進行了對比:C/C材料被動式防熱, 鈮合金涂層被動式防熱, 熱燒蝕防熱, 液態金屬/超耐熱材料熱管冷卻 [3]
                      . 1973年, MDAC制造了一個半尺寸熱管冷卻航天飛機翼前緣模型用以進行驗證試驗 [4]
                      . 1979年, MDAC對一種單級入軌飛行器熱管冷卻翼前緣進行了優化, 發現通過采用更為有效的結構設計 [5] 可以使熱管冷卻式航天飛機翼前緣的結構質量降低40% 多
                      . 1988年, 波音公司設計并測試了一種D 形截面熱管, 其長11.8英寸(0.3 m), 壁厚0.03英寸(0.076 m), 殼體采用海納25鈷鉻鎢鎳耐熱合金, 工質為金屬鈉, 采用燒結式金屬吸液芯[6].
                      . 1997年, Glass開始使用鉬錸合金作為殼體, 金屬鋰作為工質, 應用了難熔的碳-碳以及碳-碳化硅復合材料作為包覆結構, 研究結果表明該熱管冷卻前緣結構能相比于主動冷卻前緣結構減少了50% 的質量, 無需主動冷卻輔助, 有損壞保護和冗余備份的潛力 [7]. 2007年, Steeves等[8] 對馬赫7飛行器尖銳前緣使用金屬熱管結構所采用的材料進行研究, 發現以鈮合金(Cb-752)為殼體, 鈉為工質的熱管可以有效地進行疏導式熱防護, 將嚴重加熱的駐點處的熱流疏導到相對低溫的大輻射面積, 增大了翼面表面積的輻射能力, 降低了溫度和熱流梯度. 國內陳連忠等 [9] 將包裹了高溫熱管的碳復合材料柱形體放在電弧風洞中, 驗證了高溫熱管具有較好的降溫效果. 劉冬歡等 [10] 研究了接觸熱阻對內置高溫熱管疏導式熱防護效果的影響. Luo等[11] 對微小槽道內的熱管工作介質的相變換熱模型進行了理論分析. 馬坤全等 [12] 對納米金屬流體熱管的可行性和其對導熱性的增強作用進行了分析. 對于高導熱材料的研究主要體現在理論分析上, 其中姜貴慶等[13] 分析了二維固體材料的導熱性能, 提出表面降溫系數和背面升溫系數用以評價固體材料的疏導性能. 李同起等 [14] 對定向高導熱碳材料的導熱機理和導熱特性進行了研究. 保文星等 [15] 對碳納米管的熱傳導性能進行了研究, 給出了以分子動力學為基礎的熱導率計算方法. 顧長志等 [16] 分析了高導熱金剛石熱導率的主要影響因素, 優化工藝條件制備出具有較高導熱率的金剛石膜.
                      飛行器前緣疏導式熱防護結構的研究在國內才剛剛起步, 多處于理論分析階段. 本文針對內嵌高導熱率材料前緣結構, 設計了銅材料嵌入鋼質前緣的實驗件; 針對現有前緣內嵌高溫熱管容易出現的問題, 提出一種一體化前緣層板熱管結構, 并設計相應的實驗件. 將前緣疏導式防熱結構與無熱防護的前緣結構放在同一高溫輻射燈下照射, 對比前緣駐點區域以及尾部翼面區的溫度變化, 用以驗證前緣疏導結構的防熱效果.
                       
                      2 疏導式防熱結構的實驗系統
                      飛行器前緣疏導式結構防熱實驗結構如圖 1 .采用球形短弧氙燈系統作為輻射加熱源, 分別對鋼質前緣、內嵌銅材料的鋼質前緣、層板式鋼質前緣以及一體化層板式熱管前緣進行加熱, 測量前緣駐點區域和尾部翼面的內表面溫度變化. 其中, 測控系統主要由可編程邏輯控制器、閥門驅動電路、保護電路和控制指示電路四部分組成; 球形短弧氙燈輻射加熱系統包括球形短弧氙燈、球形短弧氙燈觸發器、球形短弧氙燈電源以及球形短弧氙燈電源電控調光系統; 溫度傳感器采用鎳鉻鎳硅的K型熱電偶, 測溫范圍為?40 ?C—1200 ?C.
                       
                      3 飛行器前緣疏導式結構的實驗件與實驗方案
                      本文設計的疏導式實驗件模型包括內嵌銅材料的鋼質前緣結構以及一體化層板式熱管前緣結構兩種, 用于驗證前緣疏導式結構具有的防熱特性.
                      3.1 實驗件
                      內嵌高導熱率材料的前緣結構, 根據研究內容本文首先設計了內嵌高導熱率材料的前緣對比實驗, 實驗件如圖 2所示, (a)為純鋼質前緣, (b) 為內嵌銅材料的鋼質前緣. 其中, 前緣外形結構參數一致, 即外徑R = 18 mm; 內徑r = 13 mm; 厚度d = 5 mm; 半錐角為30?; 展向長度為80 mm; 弦向長度為110 mm.
                      在內嵌銅條的鋼質前緣實驗件的制作中, 為了固定銅材料的位置使其保持與鋼材表面良好的接觸性, 對銅材料采用梯形截面設計, 即將銅條的橫截面制作成梯形, 將其長底與側邊緊貼鋼質前緣,這樣不僅有利于銅條位置的固定以免出現滑移造成銅與鋼質前緣產生縫隙影響疏導效果, 還可以加大銅材料與鋼質前緣的接觸面增強前緣熱量的傳導. 在制作梯形銅條時, 長底應略小于設計長度,高度則略大于設計長度, 將銅條安裝后利用銅材料的柔軟性, 在外側施加力, 使銅條充滿設計槽道, 達到良好接觸的目的, 內嵌銅材料的鋼質前緣截面具體結構參數如圖3 .
                      一體化層板式熱管前緣結構:高溫熱管作為前緣疏導式熱防護結構的關鍵部件已經得到廣泛研究, 其中關于使用難熔復合材料/難熔金屬材料熱管冷卻高超聲速飛行器前緣的研究主要在于先進高溫材料、涂層、創新熱結構的成型技術之間的組合問題. 現有的結構多采用中間層以減小熱應力和可移動性, 微凸面以保證良好接觸等. 即現有的模式是將常規的金屬熱管彎曲成前緣構型, 并將其內嵌至前緣結構中以發揮其高導熱性, 但這樣的結構會使得前緣表面展向溫度分布不均勻, 熱管壁面與飛行器表面的接觸問題嚴重影響結構的疏導防熱效果, 而內置高溫熱管結構內部的復雜性也使得其可靠性下降. 隨著工業制造技術的發展, 一體化前緣熱管結構成為可能.
                      本文設計了鋼質前緣與一體化層板式熱管前緣對比實驗, 實驗件如圖 4所示. 前緣外徑R = 6.5mm; 內徑r = 2.5 mm; 厚度d = 4 mm; 半錐角為15?
                      ; 展向寬80 mm; 弦向長110 mm. 一體化層板式熱管前緣結構如圖5 , 其由三塊平板(外層包覆板、流道控制板和內層包覆板)通過擴散焊接而成,其中流道控制板可與單層包覆板合并, 即在一塊層板片上刻上控制流道但不鏤空, 此時一體化層板式熱管前緣結構則變成由包含流道的包覆板與普通包覆板兩部分組成. 流道控制板的結構參數如圖 6 , 工作液注入口寬5 mm, 主流道寬10 mm, 主流道在前緣頭部相互連接且寬10 mm, 為了提供足夠的毛細力, 各流道邊緣均保留微小圓角.
                       
                      為實驗件制作所采用的真空擴散焊爐,
                      圖8 為真空擴散焊爐內部實驗件焊接的位置布局,最上面與最下面均為加力柱, 為實現擴散焊接時的高壓力, 兩柱均提供2000 N的壓力; 加力柱后連接的是夾具, 目的是為了固定中間焊接件, 確保焊接件在橫向不發生位移; 上下兩層夾具連接有所不同, 上夾具連接的是傳接件, 由于焊接件縱向較小, 加力柱無法觸及到焊接件, 壓力無法直接施加在焊接件的表面上, 因此選用傳接件將壓力傳給焊接件; 傳接件的下表面和下夾具的上表面裝有脫膜層, 它的作用是保證焊接件與傳接件或夾具發生焊接的情況; 最中間的就是實驗的焊接件, 層板A是刻有槽道的包覆層板片, 層板B是普通包覆層板片.
                      實驗件真空擴散焊時應注意: 1)傳接件應與焊接件尺寸相一致, 不然當傳接件較大時, 高壓作用下會使得傳接件變形, 施加到焊接件上的壓力也就不均勻, 而當傳接件較小時, 焊接件一部分表面暴露在真空中, 接受不到加力柱的壓力; 2)脫模層應在真空擴散焊接過程中保持焊接件與結構件相隔離, 避免焊接件與結構件的連接, 并在焊接結束后可以輕易取出焊接件; 3)壓力裝置應在真空爐內溫度下降至常溫或較低水平之前一直保持壓力, 這是由于物體的熱膨脹特性, 在高溫時撤去壓力可能導致焊接件變形, 因此要在溫度較低結構達到塑形后撤去壓力.
                      圖9 為真空擴散焊后的板件, 長度為400 mm,寬度為300 mm, 厚度為5 mm. 由圖可看出板件內部流道清晰可見, 槽道邊緣均留有圓角, 且板件平整度較好. 圖10 為真空擴散焊后板件的打磨, 由于焊接時采用厚度較大的板件, 此時為使其達到厚度要求以及達到表面光潔度而對其進行打磨. 打磨后的板件進過彎曲得到設計的前緣外形, 一塊板件可制成4個一體化層板式熱管前緣結構.
                      本文涉及的一體化層板式熱管前緣內部以蒸餾水為工作介質, 采用以下方法保證工質的純凈:首先, 對熱管前緣結構抽真空并加滿蒸餾水, 記錄蒸餾水總重量, 并對前緣進行加熱; 待有水蒸氣溢出后將進口封死得到工質較為純凈的熱管前緣結構實驗件, 待前緣結構冷卻后稱量結構的重量, 前緣內部蒸餾水質量約為前緣能容納總水量的80%.
                      3.2 實驗方案
                      采用球形短弧氙燈系統作為輻射加熱源, 分別對鋼質前緣、內嵌銅材料的鋼質前緣、層板式鋼質前緣以及一體化層板式熱管前緣進行加熱, 測量前緣駐點區域和尾部翼面區的表面溫度變化. 對于內嵌銅材料的鋼質前緣對比實驗, 由于球形短弧氙燈系統的加熱功率可變(0—7 kW), 因此選擇不同的加熱功率對前緣進行輻射加熱, 進而分析加熱量對疏導結構防熱效果的影響; 對于一體化層板式熱管前緣, 先在低熱流范圍內實驗驗證其疏導效果, 再選用高熱流對其做一組破壞性試驗. 兩類對比實驗的前緣加熱功率如表1 .
                       
                      4 實驗結果與誤差分析
                      采用球形短弧氙燈系統作為輻射加熱源, 對飛行器前緣疏導式結構實驗件進行加熱. 圖 11為正在進行輻射加熱實驗的前緣結構, 將兩類實驗件在各自對應的加熱熱流條件下進行照射。
                       
                      4.1 內嵌銅材料的鋼質前緣的對比實驗
                      圖12 和圖 13 分別為輻射加熱功率3.5 kW和4.375 kW時, 鋼質前緣和內嵌銅材料前緣的測試點平均溫度隨加熱時間的變化. 輻射加熱功率為
                      3.5 kW、加熱時間600 s時, 內嵌銅材料前緣相比鋼質前緣的最高溫度下降了約164 ?C, 最低溫度上升了約156 ?C; 輻射加熱功率為4.375 kW、加熱時間600 s時, 內嵌銅材料前緣相比鋼質前緣的最高溫度下降了約197 ?C, 最低溫度上升了約186 ?C. 可見, 內嵌銅材料的前緣能夠有效的降低前緣駐點區域的溫度, 提高前緣的尾部大面積低溫區的溫度,實現對前緣的熱防護; 而內嵌銅前緣溫度分度達到穩態時間比純鋼前緣長; 隨輻射熱流的增加, 內嵌銅結構前緣最高溫度的下降和最低溫度的上升都更多, 證明疏導結構的熱防護效果隨熱流的增大而增強.
                       
                      4.2 一體化層板式熱管前緣的對比實驗
                      為輻射加熱功率2.625 kW時, 鋼質前緣和一體化層板式熱管前緣的溫度隨加熱時間的變化. 可見當加熱時間為1000 s時, 一體化層板式熱管前緣相比鋼質前緣的最高溫度下降了約65 ?C,最低溫度上升了約32 ?C. 證明一體化層板式熱管前緣結構中熱管部分起到轉移前緣頭部熱量的作用, 該結構能夠降低前緣駐點區域的溫度, 提高前緣的尾部大面積低溫區的溫度, 實現對前緣的熱防護.
                      當輻射加熱功率為3.5 kW加熱到200 s左右時, 一體化層板熱管前緣結構頭部駐點區側面開始漏氣, 內部水蒸氣溢出, 實驗件損壞, 重復該條件得到相同結果, 如圖 15 . 原因是以3.5 kW功率加熱到200 s時前緣尾部最低溫度達到270 ?C, 前緣的溫度過高,熱管內部液態水全部蒸發變成蒸汽.表2 為水蒸氣飽和蒸汽壓隨溫度的變化, 可見隨著溫度上升, 水蒸氣的飽和蒸汽壓急劇升高. 若內部蒸汽溫度達到270 ?C, 對應蒸汽的飽和蒸汽壓就為
                      5.5 MPa. 在一體化層板式熱管前緣結構中, 前緣頭部溫度最高, 此處蒸汽的溫度也最高, 相應飽和蒸汽壓力也最大, 而頭部側面擴散焊的位置相對薄弱, 最終水蒸氣沖破該處導致實驗件損壞. 由此可見, 一體化層板熱管前緣結構內部的工作介質對結構防熱效果與應用范圍起到關鍵作用, 應該選用吸熱性能好、飽和蒸汽壓較小且隨工作溫度變化不劇烈的工質.
                       
                      5 結 論
                      1.內嵌銅條的前緣疏導結構相比鋼質前緣能夠降低駐點區的溫度, 提高尾部低溫區的溫度, 實現熱量由高溫區向低溫區的轉移, 達到對前緣結構的熱防護的目的, 并且隨著輻射熱流密度的增大,前緣疏導結構效果增強;
                      2.以蒸餾水作為工質一體化層板式熱管前緣結構在低熱流條件下也能夠實現前緣高溫區向低溫區熱量的轉移, 以達到對前緣駐點區熱防護的目的, 但在較高熱流條件下, 水蒸氣壓力過大使得前緣層板結構發生破壞, 因此在選擇熱管工質時應選用吸熱性能好、飽和蒸汽壓較小且隨溫度變化不劇烈的工質;
                      3.由于材料限制, 本文實驗采用的輻射熱流并不大, 但同比仍能反映出疏導結構的適用性和有效性, 研究表明, 飛行器前緣疏導式防熱結構能夠在不改變外形的條件下提供良好而又穩定的防熱效果, 適用長時間工作、熱環境差異較大的飛行器前緣的熱防護.

                       

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