一體化防熱系統(tǒng)應(yīng)用進(jìn)展

張新霞 楊志斌

摘? 要：回顧了高速飛行器防熱系統(tǒng)的發(fā)展歷程，闡釋了一體化防熱系統(tǒng)（Integrated Thermal Protection System，ITPS）的概念與特點，總結(jié)了ITPS結(jié)構(gòu)設(shè)計的基本原則，探討了ITPS的發(fā)展方向。

關(guān)鍵詞：防熱系統(tǒng);力熱耦合;一體化設(shè)計;優(yōu)化

中圖分類號：V414? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2019）08-0174-03

Abstract： This paper reviews the development course of high speed aircraft heat protection system， explains the concept and characteristics of integrated thermal protection system （ITPS）， summarizes the basic principles of ITPS structure design， and probes into the development direction of ITPS.

Keywords： thermal protection system; mechanical-thermal coupling; integrated design; optimization

引言

隨著航空航天技術(shù)的進(jìn)步，傳統(tǒng)的防熱系統(tǒng)（Thermal Protection System，TPS）已經(jīng)不適用于現(xiàn)代高速飛行器，取而代之的是在滿足隔熱的同時還能夠具有一定的承載能力的一體化防熱系統(tǒng)（Integrated Thermal Protection System，ITPS）。猶記得2003年2月1日美國東部時間上午9時，哥倫比亞號航天飛機(jī)在得克薩斯州北部上空解體墜毀，泡沫材料撞擊在哥倫比亞號失事中扮演了主要角色。這里提到的泡沫材料就是傳統(tǒng)的防熱材料，其撞擊的位置同樣是防熱材料，由于這種防熱材料僅僅只有隔熱性能而無承載能力，導(dǎo)致哥倫比亞號表面因撞擊形成裂縫，在返回階段進(jìn)入地球大氣層時，因劇烈的空氣摩擦，哥倫比亞號表面產(chǎn)生的熱量高達(dá)1500℃以上，熱量從裂縫傳至機(jī)體內(nèi)部，導(dǎo)致災(zāi)難發(fā)生。

1 國外研究進(jìn)展

陶瓷基復(fù)合材料具有優(yōu)異的耐高溫性能已經(jīng)廣泛應(yīng)用于高速飛行器的防熱系統(tǒng)之中，70年代初期，法國Naslain教授發(fā)明了化學(xué)氣相滲透（Chemical Vapor Infiltra-tion，CVI）技術(shù)，大大推動了陶瓷基復(fù)材（SiC）的研究工作，也為陶瓷基復(fù)材應(yīng)用于高速飛行器的防熱系統(tǒng)奠定了基礎(chǔ)[1];2008年，美國國防部向國會提交的《高超聲速發(fā)展計劃報告》明確指出防熱材料與結(jié)構(gòu)技術(shù)是高速飛行器發(fā)展的重點和難點，提出在2020年左右，由復(fù)材作為高超速飛行器主結(jié)構(gòu)，耐熱樹脂基復(fù)材料為冷結(jié)構(gòu)，發(fā)展到初步實現(xiàn)多功能機(jī)身結(jié)構(gòu)[2]。

降低航天器發(fā)射成本是航天工業(yè)的迫切需要之一。美國航空航天局的目標(biāo)之一就是把飛行器發(fā)送到低地軌道[3]，而其中最為昂貴的系統(tǒng)便是空間飛行器的防熱系統(tǒng)（TPS）[4]，以保護(hù)飛行器從內(nèi)部溫度。因此，降低成本的TPS可以提供顯著降低整體發(fā)射成本。在上升和再入階段，根據(jù)其在飛行器上的位置，TPS必須承受的溫度范圍從380℃到1500℃，由于TPS包裹在飛行器的最外層表面，它在提供足夠的隔熱的前提下，還需要保持飛行器的空氣動力學(xué)形狀。早期的航天飛機(jī)使用的TPS是由不同類型的材料，如瓷磚和隔熱氈，分布在整個航天器表面。這種技術(shù)使空間飛行器的外觀非常脆弱，及易受到?jīng)_擊載荷的損害，并且維護(hù)成本很高。為了克服這些困難，科學(xué)家再開發(fā)了一個具有可操作性、可重復(fù)使用的TPS[5，6];然而，這種TPS的承載能力有限，無法承受大面積的氣動力載荷。目前正在研究使用新近開發(fā)的金屬泡沫夾層材料和桁架結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)能夠顯著降低飛行器的整體重量的同時，還具有隔熱和承載雙重功能（見圖1）。圖1中的夾層結(jié)構(gòu)能夠提供高剛度與相對較輕的重量。由于TPS面板需要承受1500℃以上的溫度，陶瓷基復(fù)合材料作為TPS面板可以滿足要求[7-14];為了進(jìn)一步減輕重量，2015年Blosser[15]介紹了鏤空腹板（圖2）。

2 國內(nèi)研究進(jìn)展

國內(nèi)學(xué)者針對ITPS也進(jìn)行了大量的研究工作。文獻(xiàn)[16]對圖1的典型的金屬防熱系統(tǒng)，采用金屬桁架夾芯板，內(nèi)部填充隔熱材料，對ITPS側(cè)面進(jìn)行絕熱處理，把問題簡化為一維傳熱模型進(jìn)行了尺寸優(yōu)化;文獻(xiàn)[17]分析了圖1結(jié)構(gòu)設(shè)計的基本原則，采用數(shù)值仿真分析了結(jié)構(gòu)參數(shù)對ITPS底面板溫度響應(yīng)，通過試驗考核了ITPS在800℃溫度載荷下的隔熱性能并開展了屈曲性能的力學(xué)試驗研究;文獻(xiàn)[18]對ITPS進(jìn)行隔熱性能分析，通過耦合分析得到ITPS單胞的熱力性能，討論了波紋夾芯結(jié)構(gòu)在力熱載荷下的應(yīng)力場和位移場，最后指出，當(dāng)氣動壓力大于等于15MPa時，結(jié)構(gòu)將發(fā)生破壞;文獻(xiàn)[19]采用數(shù)值分析對ITPS單胞施加位移約束，模擬了彎曲變形時線性獨立的應(yīng)變分量，在計算過程中考慮了溫度對彈性常數(shù)的影響，得到隨溫度變化的宏觀等效彈性常數(shù)，同時對不同溫度下的彎曲響應(yīng)進(jìn)行比較，相對誤差在4%以內(nèi);文獻(xiàn)[20]介紹了ITPS結(jié)構(gòu)特征，分析ITPS熱短路效應(yīng)和結(jié)構(gòu)承載性能，闡述了ITPS等效性能分析與熱力耦合響應(yīng)的高效分析方法;文獻(xiàn)[21]探討了含流道的微桁架夾層面板內(nèi)部復(fù)雜的傳熱機(jī)制，提出一種評估ITPS隔熱性能的解析模型，并建立了含主動冷卻的ITPS隔熱性能快速評估方法，最后通過數(shù)值仿真結(jié)果驗證了評估方法的有效性。

文獻(xiàn)[22]對金屬ITPS進(jìn)行了比較詳細(xì)的研究。金屬ITPS上下面板與腹板是以焊接方式連接的，連接處沒有隔熱材料（這正是ITPS能夠承力的關(guān)鍵所在），使得熱量可以直接由ITPS受熱面以傳導(dǎo)方式快速傳遞到ITPS背面，進(jìn)而傳到機(jī)身內(nèi)部。文獻(xiàn)[22]對圖1進(jìn)行了全參數(shù)化設(shè)計，在壓力載荷與ITPS其它尺寸不變的前提下，改變腹板與ITPS底面板的夾角進(jìn)行數(shù)值仿真。計算結(jié)果表明，當(dāng)腹板與ITPS底板夾角θ為76°時，ITPS的等效應(yīng)力達(dá)到極小值（圖3）。

文獻(xiàn)[23]針對文獻(xiàn)[15]所描述的鏤空腹板達(dá)到減重的方法，建立全參數(shù)化有限元模型，在滿足其承載要求的前提下實現(xiàn)IPTS結(jié)構(gòu)重量的優(yōu)化設(shè)計，探討了腹板鏤空尺寸對IPTS承載能力的影響，進(jìn)而對鏤空腹板設(shè)置不同的倒角半徑，通過數(shù)值仿真得到最佳的鏤空腹板尺寸（圖4，圖5）。

3 結(jié)束語

對國內(nèi)外ITPS的研究可以看出：（1）隨著ITPS結(jié)構(gòu)概念的發(fā)展，提高ITPS承載能力和降低熱短路是其主要發(fā)展方向之一;（2）在滿足承力和防熱的雙重條件下，采用優(yōu)化分析方法進(jìn)行ITPS減重為另一個發(fā)展方向。

參考文獻(xiàn)：

[1]NASLAIN R. Design， preparation and properties of non-oxide CMCs for application in engines and nuclear reactors： an overview [J]. Composites Science and Technology， 2004，64（2）：155-170.

[2]GLASS D E，BELVIN H. Airframe technology development for next generation launch vehicles[J]. Space Technology， 2005，25（3）：163-178.

[3]Blosser， M. L.， "Advanced Metallic Thermal Protection Systems for Reusable Launch Vehicles，" Ph.D. Dissertation， Mechanical and Aerospace Dept.， Univ. of Virginia， Charlottesville， VA， 2000.

[4]Behrens， B.， and Muller， M.， "Technologies for Thermal Protection Systems applied on re-usable launcher，" Acta Astronautica， Vol. 55.

[5]Dorsey， J. T.， Poteet， C. C.， Wurster， K. E.， and Chen， R. R.， "Metallic Thermal Protection System Requirements， Environments， and Integrated Concepts，" Journal of Spacecraft and Rockets， Vol. 41，No. 2， March-April 2004， pp. 162-172.

[6]Blosser， M. L.， "Development of Metallic Thermal Protection Systems for the Reusable Launch Vehicle，" NASA TM-110296， Oct. 1996.

[7]KUMAR S，Diane VILLANUEVA D，SANKAR B V，et al. Optimization of integrated thermal protection system [R]. AIAA 2008-5928，2008.

[8]SHARMA A，SANKAR B V，Raphael T，et al. Multi-fidelity analysis of corrugated-core sandwich panels for integrated thermal protection systems[R]. AIAA 2009-2201，2009.

[9]SOYRIS P，F(xiàn)OUCAULT A，PARENTEAU J M，et al. C/SiC based? rigid external thermal protection system for future reusable launch vehicles：generic shingle，Pre-X/FLP anticipated development test studies [R]. AIAA 2009-7219，2005.

[10]RAVISHANKAR B，SANKAR B V，HAFTKA R T. Homogenization of integrated thermal protection system with rigid insulation bars[R]. AIAA 2010-2687，2010.

[11]SHARMA A，SANKAR B V，HAFTKA R T. Homogeni- zation of Plates with microsctructure and application to corrugated core sandwich panels[R]. AIAA 2010-2706，2010.

[12]VILLANUEVA D，HAFTKA R T， SANKAR B V. Accoun- ting for future redesign in the optimization of an integrated thermal protection system [R]. AIAA 2012-1933，2012.

[13]FISCHER C，GRANDHI R V. Effectiveness of different model-form uncertainty quantification techniques as applied to thermal physics-based simulations[R]. AIAA 2013-1936，2013.

[14]VILLANUEVA D，RICHE R L， Gauthier PICARD，et al. Dynamic design space partitioning for optimization of an integrated thermal protection system[R]. AIAA 2013-1534，2013.

[15]BLOSS M L，DARYABEIGI K，BIRD R K，et al. Transient thermal testing and analysis of a thermally insulating structural sandwich panel：NASA/TM-2015-218701[R]. Washington， USA：Nationl Aeronautics and Administration，2015.

[16]陳立明，戴政，谷宇，等.輕質(zhì)多層熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的一體化優(yōu)化設(shè)計研究[J].力學(xué)學(xué)報，2011，43（2）：289-295.

[17]解維華，霍施宇，楊強(qiáng)，等.新型一體化熱防護(hù)系統(tǒng)熱力分析與試驗研究[J].航空學(xué)報，2013，34（9）：2169-2175.

[18]王琪，吉庭武，謝公南，等.輕質(zhì)熱防護(hù)系統(tǒng)波紋夾芯結(jié)構(gòu)熱力耦合分析[J].應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)，2013，34（2）：172-182.

[19]馮正義，王伊卿，陳旭，等.基于有限元的波紋夾層板彈性和熱性能等效方法研究[J].機(jī)械強(qiáng)度，2013，35（2）：188-193.

[20]孟松鶴，楊強(qiáng)，霍施宇，等.一體化熱防護(hù)技術(shù)現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢[J].宇航學(xué)報，2013，34（10）：289-295.

[21]張南，張永存，陳文炯，等.含流道微桁架夾層面板隔熱性能評估方法[J].復(fù)合材料學(xué)報，2017，34（7）：622-630.

[22]楊志斌，成竹，李麗霞，等.一種一體化熱防護(hù)承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計研究[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報，2018，35（4）：783-789.

[23]秦強(qiáng)，劉曉暉，張肖肖，等.ITPS重量優(yōu)化計算軟件[Z].中國計算機(jī)軟件著作權(quán)，2018SR858189，2018.