王振峰，高 揚，徐曉亮，曹占偉，宮釔成，塵 軍

(空間物理重點實驗室，北京 100076)

0 引 言

航天器在大氣層內(nèi)飛行時面臨氣動加熱，無論是再入彈頭、滑翔與巡航飛行器、載人飛船，其不同艙段間、窗口、控制面縫隙，均存在熱密封問題[1-2]。航天器的熱密封是一項極富挑戰(zhàn)性的課題。NASA 的 GRC 研究中心在上世紀 80 年代末到 90 年代初開始高溫熱密封結(jié)構(gòu)研究，也是美國國家航空航天計劃的一部分。目前，利用現(xiàn)有試驗技術(shù)水平，可以通過高溫壓縮試驗、高溫磨損試驗以及常溫流動試驗對新型的密封設(shè)計進行評價[3]。傳統(tǒng)采用填隙式密封結(jié)構(gòu)的熱密封措施[4]應(yīng)用在航天飛機上，耐溫通常在1000 ℃以下，不能滿足更長時間更高溫度的使用需求。針對未來可重復(fù)使用/再入飛行器的控制面熱密封需求[5]，文獻[6-8]提出一種改進的熱密封材料，它采用較好回彈性的彈簧管和填充物來適應(yīng)高溫環(huán)境，其在X-38飛行器上得到應(yīng)用。另一類熱密封設(shè)計是在熱密封件后部(而不是在內(nèi)部)安置彈簧實現(xiàn)預(yù)加載[9]，這種設(shè)計雖然提高了熱密封組合件的回彈性，但由于預(yù)加載彈簧暴露在高溫環(huán)境中，因此這種熱密封組合件的耐溫性能有所下降。還有一種雙纏繞熱密封材料，兩個或更多熱密封材料纏繞在一起形成性能更好的熱密封件。陶瓷片熱密封也被作為控制面密封材料，這種密封材料的泄漏率較纏繞類密封材料低一個數(shù)量級，它更適應(yīng)類似陶瓷基復(fù)合材料控制面粗糙表面帶來的摩擦損傷環(huán)境[10-11]。依據(jù)飛行器應(yīng)用，密封件在無主動冷卻措施下耐溫在1300 K～1500 K左右，低泄漏對應(yīng)的壓差為2.6 kPa。密封材料必須承受氧環(huán)境，以及耐受在粗糙平面(約13.1 μm～14.6 μm)上的磨損[12]。熱密封設(shè)計是高超聲速飛行器所面臨的短板，目前國內(nèi)外可查的專利和文章均較少，特別是分析評價方法匱乏。文獻[13]提出了采用耦合計算方法進行密封結(jié)構(gòu)的傳熱傳質(zhì)特性分析，但其復(fù)雜度難以應(yīng)用到工程設(shè)計中。目前熱密封設(shè)計仍以經(jīng)驗設(shè)計為主，缺乏有效的設(shè)計規(guī)范和分析方法指導(dǎo)。本文重點從基本原理、設(shè)計流程、關(guān)鍵要素、設(shè)計分析方法和試驗評價幾方面進行系統(tǒng)研究，旨在為航天器高溫熱密封設(shè)計及性能評價提供理論基礎(chǔ)與試驗數(shù)據(jù)支撐。

1 熱密封設(shè)計基本原理及流程

密封就是采用緊密接觸的手段，最大限度阻止內(nèi)部氣體的泄漏或外部氣體的滲入。密封機理是利用密封材料的回彈特性通過螺栓、法蘭部件施加的壓力使其變形后將界面的間隙填充，以使兩個接觸面通過彈性材料處于緊密接觸狀態(tài)(如圖1、圖2所示)。

飛行器熱密封設(shè)計工作主要圍繞飛行器不同部位的連接縫隙開展，包括艙段間的縫隙，操作口蓋、天線窗口與艙體的縫隙，以及活動部件與艙體的縫隙等。飛行器熱密封設(shè)計流程見圖3。具體步驟如下：

a) 通過計算分析獲得飛行器不同連接部位(包括靜連接和動連接)的熱環(huán)境條件和初步力學(xué)環(huán)境條件；

b) 針對擬采取熱密封措施的連接縫隙位置，進行連接界面熱密封初步結(jié)構(gòu)設(shè)計，確定實施熱密封的具體位置、熱密封件限位結(jié)構(gòu)形式、尺寸、數(shù)量等；

c) 根據(jù)熱環(huán)境條件選擇對應(yīng)耐溫等級、抗氧化性能的熱密封材料；

d) 依據(jù)連接部位結(jié)構(gòu)形式及力學(xué)環(huán)境選擇對應(yīng)彈性模量及回彈性的熱密封材料；

e) 對熱密封效果進行綜合評估，優(yōu)化熱密封設(shè)計，形成滿足要求的熱密封設(shè)計方案。

2 熱密封關(guān)鍵要素

2.1 熱密封材料的主要性能

a)使用溫度：密封間隙由于輻射和對流加熱其溫度較高，且處于氧化氣氛中，因此熱密封材料必須能適應(yīng)高溫氧化環(huán)境；

b)高溫回彈性：航天器再入過程中，加熱循環(huán)過程和控制翼面的運動將導(dǎo)致密封間隙發(fā)生相應(yīng)的改變，具有良好回彈性的動密封結(jié)構(gòu)能在高溫氧化環(huán)境中保持與密封面的良好接觸達到高溫密封效果；

c)氣密性：航天器再入過程中，速度極快，空氣被急劇壓縮，邊界層壓力大于密封結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)壓力，壓力驅(qū)動熱氣流通過密封結(jié)構(gòu)，設(shè)計應(yīng)考慮密封結(jié)構(gòu)在最大壓力條件下的熱氣流質(zhì)量流率，并設(shè)計一個安全的值，防止熱氣流對密封結(jié)構(gòu)內(nèi)部的低溫部件加熱；

d)抗磨損：動密封結(jié)構(gòu)在使用期間要承受循環(huán)摩擦載荷作用，抗磨損性能直接影響密封結(jié)構(gòu)的熱密封性能。若密封結(jié)構(gòu)耐磨損性能較差，密封結(jié)構(gòu)短時間表面會發(fā)生磨損破壞，導(dǎo)致氣流率顯著增加，這樣其熱氣流阻隔性能將會明顯下降。

2.2 熱密封材料性能參數(shù)的定義

密封相關(guān)機械行業(yè)標準提供了一些密封材料性能參數(shù)的定義和測試方法。對于熱密封，部分參數(shù)的定義和測試方法同樣可以借鑒。為方便理解，本文也列舉了部分參數(shù)，如下：

a) 壓縮率、回彈率

壓縮率、回彈率是按照JB T 9141.4-1999規(guī)定的測試方法定義的，將熱密封件按一定載荷進行壓縮，記錄壓縮前后的厚度，表征熱密封件在受壓條件下的變形-載荷關(guān)系和補償變形的能力。分別按照式(1)和式(2)進行計算：

(1)

(2)

式中：C為壓縮率；R為回彈率；t0為初載下試樣厚度，單位mm；t1為終載下試樣厚度，單位mm；t2為卸至初載后試樣厚度，單位mm。

b) 熱失重率定義

熱失重率是按照JB T 9141.7-1999規(guī)定的測試方法定義的，對熱密封件在一定溫度下進行灼燒，記錄灼燒前后的重量，表征熱密封件在高溫條件下保持自身物理化學(xué)特性的穩(wěn)定性的能力。按式(3)計算：

(3)

式中：Wt為t℃時熱失重率；G為灼燒前樣品重，單位g；G1為灼燒后樣品重，單位g。

c) 應(yīng)力松弛率定義

應(yīng)力松弛率是按照JB T7758.7-2008規(guī)定的測試方法定義的，對法蘭-螺栓壓緊的熱密封件進行熱處理，記錄熱處理前后螺栓的伸長量，作為表征熱密封件在熱循環(huán)過程中的應(yīng)力松弛率。按式(4)計算：

(4)

式中：D0為熱處理前螺栓的伸長量，單位mm；

D1為熱處理并冷卻后螺栓的伸長量，單位mm。

3 熱密封關(guān)鍵性能參數(shù)測試實驗

熱密封關(guān)鍵性能參數(shù)包括熱物理性能、壓縮—回彈性能、氣密性、抗磨損性能等。對于熱物理性能，如導(dǎo)熱率、比熱等的測試方法，本文不再作詳細敘述，下面重點介紹其它性能的測試方法。

3.1 壓縮—回彈性能測試

回彈力主要由彈性元件提供，其使用性能受限于材料和結(jié)構(gòu)形式。密封件回彈力用以保證密封結(jié)構(gòu)與密封接觸面之間的良好接觸，此外回彈力的設(shè)計還應(yīng)該考慮以下兩個方面：a)密封件回彈力導(dǎo)致的摩擦阻力不影響活動部件的作動；b)保證作動過程中摩擦力不破壞防熱組件或其表面的防熱涂層。圖4為高溫環(huán)境下的密封材料件典型試驗示意圖。

壓縮回彈試驗裝置可以提供高溫環(huán)境，進行不同溫度下熱密封件的壓縮率、回彈率測試，獲得不同類型彈性元件的壓縮回彈等性能，此外還可以獲得不同高溫環(huán)境中密封件的壓縮率-回彈率的關(guān)系曲線、疲勞破壞時間等對實際工程應(yīng)用具有重要意義的性能數(shù)據(jù)。

3.2 氣密性測試

熱密封件的氣密性測試裝置通過測試熱氣流的通過量(也可以叫做泄漏量、滲透量)考察密封件的熱密封性能。圖5給出了密封件氣密性試驗示意圖，其中圖5 (a)為試驗原理圖，圖5 (b)為試驗件的組裝示意圖，圖5 (c)為實際試驗的橫截面示意圖。如圖5 (c)所示，在試驗中，只需要取一段實際密封材料進行相關(guān)測試，而不需要整圈均取實際密封材料，這已經(jīng)被證明不會影響試驗結(jié)果，同時也可以有效地降低試驗成本。

科左后旗潮海鄉(xiāng)二十家村村民、現(xiàn)年七十歲的趙四說：“早先，沙塵暴襲來，除了屋頂，院落里的石碾、石磙、轆轤，還有鐵锨、鎬頭等農(nóng)具，幾乎都被沙粒子掩埋了?！?/p>

3.3 抗磨損性能測試

抗磨損性能試驗的重要目標是尋找在密封件最佳壓縮率情況下密封件的泄漏率與界面摩擦阻力間的平衡點。通過試驗觀測材料表面的破壞、缺失情況，測量摩擦阻力的變化情況，最終得到磨損情況、摩擦阻力等因素對密封件密封效果的影響程度。

圖6針對X-38飛行器研制的摩擦性能測試平臺。該平臺用于研究立尾和后緣舵之間熱密封件的摩擦磨損問題。利用固定裝置加裝防熱層模擬真實的立尾后緣面，利用搖臂并加裝密封件模擬后緣舵前緣密封面，通過搖臂往復(fù)運動模擬密封件反復(fù)受壓-釋放-受壓的過程，研究和檢驗密封材料在使用工況下的摩擦磨損特性。

圖7為國內(nèi)針對石墨類密封圈的動密封綜合性能測試平臺，通過閥桿對石墨密封圈內(nèi)圈的反復(fù)摩擦運動，測試在不同壓縮率、不同介質(zhì)壓力和不同工作溫度下密封圈的抗摩擦磨損性能，同時可以獲得泄漏率和摩擦力等性能指標。

4 熱密封設(shè)計分析方法

通常熱密封設(shè)計從使用角度上關(guān)心熱密封件的安裝性、對周邊結(jié)構(gòu)的影響，以及最核心的熱密封效果。因此，本文研究了熱密封設(shè)計的評估分析方法，主要包括熱密封方案的結(jié)構(gòu)匹配性分析，以及熱密封性能分析兩類。

4.1 熱密封結(jié)構(gòu)匹配性分析

結(jié)構(gòu)匹配性分析面向熱密封結(jié)構(gòu)，特別是包含基于彈性補償原理的熱密封件的熱密封結(jié)構(gòu)。其目的是評估在設(shè)計的冷態(tài)安裝狀態(tài)和高溫使用條件下，熱密封件能否達到設(shè)計的預(yù)壓縮量，以及評估熱密封件對安裝結(jié)構(gòu)帶來的附加應(yīng)力水平。圖8為結(jié)構(gòu)匹配性分析的流程，通過分析，獲取冷態(tài)安裝狀態(tài)下的評價指標，如預(yù)壓縮量和結(jié)構(gòu)安裝應(yīng)力，以及高溫使用條件下的評價指標，如工作壓縮量和結(jié)構(gòu)使用應(yīng)力水平等。

如圖9所示，以典型復(fù)合材料艙段對接框結(jié)構(gòu)為例開展分析。初始狀態(tài)下，熱密封件保持原高度，螺栓處于松弛狀態(tài)。加載時，首先通過小位移建立端框與密封件的接觸；再通過施加的螺栓力計算安裝狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)應(yīng)力和變形；最后施加力、熱載荷，模擬工作工況。

密封圈應(yīng)力分布如圖10所示。安裝狀態(tài)下，按照現(xiàn)有的螺栓的分布和加載，在30 MPa的許用應(yīng)力下，密封圈的整體受力均勻，密封面的載荷為6 MPa。在施加5×104Nm的彎矩后，密封圈的整體受力狀態(tài)幾乎沒有受到影響。在800 ℃熱工況作用后，密封圈的整體受力狀態(tài)呈現(xiàn)上升的分布趨勢，即在熱工況下密封圈可以保持壓緊的狀態(tài)。從應(yīng)力變化曲線分布趨勢可以看到，密封圈在不同的載荷和外部條件下整體的受力趨勢沒有發(fā)生突變。

如圖11所示，端框在安裝狀態(tài)和彎矩施加狀態(tài)下的應(yīng)力分布主體受力區(qū)間在70 MPa以下，在施加熱工況后，端框的端部(長直邊)處的受力區(qū)間躍升至180 MPa左右，仍能滿足材料強度要求。

如圖12所示，通過FUJI面壓紙(一種壓敏試紙)采集密封條表面應(yīng)力水平，并通過設(shè)備掃描進行應(yīng)力場的還原，得到一定擰緊力矩條件下的實測面壓，與計算結(jié)果對應(yīng)較好。

4.2 熱密封性能評價流程

采用耦合計算方法開展熱密封性能計算分析。如果熱密封結(jié)構(gòu)中包含熱密封件，應(yīng)將熱密封件視為具有一定孔隙率、孔隙當量直徑和滲透率的多孔介質(zhì)。在流體控制方程中，考慮熱密封件對縫隙滲流的阻隔和換熱作用，分別在動量方程和能量方程中添加相應(yīng)源項再進行求解。分步開展松耦合迭代計算，獲取流、固計算域物理場。具體迭代過程為：

a) 確定流固耦合邊界溫度，以定壁溫條件計算流場，收斂后保存所得耦合邊界熱流值；

b) 將步驟a)中所得耦合邊界熱流作為固體溫度場邊界條件，執(zhí)行固體溫度場計算，收斂后將保存耦合邊界溫度值；

c) 將步驟b)得到的耦合邊界溫度值作為流場邊界條件計算流場；

d) 重復(fù)步驟a)至c)，直到達到所要求的計算時間。

e) 提取耦合計算的結(jié)果，包括熱密封結(jié)構(gòu)出口熱力學(xué)參數(shù)、內(nèi)腔溫度、壓力，以及結(jié)構(gòu)和設(shè)備壁面溫度(如果模型包含)，評價是否滿足熱密封指標要求。

5 電弧射流試驗評價

高超聲速導(dǎo)彈受彈筒包絡(luò)限制，采用折疊翼進行彈翼的收束，發(fā)射出筒后再展開彈翼。如圖13所示，內(nèi)外翼折疊面間存在2 mm縫隙，需要對界面處進行熱密封設(shè)計，本文通過電弧射流試驗平臺對縫隙熱密封措施的有效性進行評估。

設(shè)計了平板形狀的試驗?zāi)Ｐ?，包含鈦合金翼芯、樹脂基的防熱套、熱密封條，以及充當試驗件限位作用并用于模擬折疊翼鎖定銷的兩個小金屬柱。模型組成如圖14所示。

圖15為試驗設(shè)備和安裝方式。在試驗件表面通過紅外點溫儀進行溫度測量。金屬芯、定位銷以及背風(fēng)面分別粘貼熱電偶。此外，在背風(fēng)面試驗工裝與試驗件之間懸空布置一個熱電偶測量當?shù)乜諝鉁囟龋铱詹贾靡粋€壓力測點測量當?shù)貧鈮?。所有接觸測量的熱電偶均在焊接或粘接后用耐溫膠布浸502膠覆蓋保護。

試驗狀態(tài)包括高低兩個狀態(tài)，高狀態(tài)表面熱流超過440 kW/m2，低狀態(tài)表面熱流超過200 kW/m2。針對有密封件和無密封件兩種情況分別開展了試驗，有密封件的試驗件完成了全程880 s試驗，無密封件的試驗件開展了兩次試驗，第一次進行了163 s，第二次進行了280 s。試驗過程如圖16所示。

比較有、無密封件兩種試驗件試驗后狀態(tài)可以發(fā)現(xiàn)，880 s試驗后有密封件的試驗件表面形態(tài)完好，熱密封件形貌完整，金屬最高溫度不到170 ℃，背面空氣溫度不足100 ℃。無密封件試驗件因為氣流快速灌入縫隙，在縫隙拐角處有約6 mm嚴重燒蝕，對接縫因嚴重加熱造成內(nèi)部脫粘，280 s試驗，金屬最高溫度達到550 ℃，背面空氣溫度超過350 ℃。通過比較，表明折疊翼熱密封措施的有效性和必要性。圖17和圖18分別給出了有、無熱密封措施的試驗結(jié)果。

6 結(jié)束語

熱密封技術(shù)是關(guān)乎高超聲速飛行器熱設(shè)計成敗的關(guān)鍵，傳統(tǒng)設(shè)計方法大多基于經(jīng)驗設(shè)計，目前在國內(nèi)外文獻報道中也體現(xiàn)出熱密封設(shè)計缺少科學(xué)設(shè)計方法。本文通過熱密封機理研究、設(shè)計流程研究，獲得熱密封設(shè)計的系統(tǒng)解決方案，提出熱密封材料特性試驗方法以及熱密封性能分析方法，并通過電弧射流試驗對某型折疊翼熱密封結(jié)構(gòu)進行試驗驗證。通過系統(tǒng)研究，獲得的熱密封科學(xué)設(shè)計方法可為航天器高溫熱密封設(shè)計提供重要支撐。