黃文宣 邱慧 劉峰 張萃

深空探測器防熱承力一體化大底結構研究

黃文宣 邱慧 劉峰 張萃

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

傳統(tǒng)航天器的承力和熱防護結構分別設計，使得結構質量大且材料間因熱膨脹系數(shù)差異存在相分離風險。文章針對進入艙大底結構提出新型一體化熱防護系統(tǒng)（Integrated Thermal Protection Systems，ITPS）設計方案，以C/C-SiC復合材料作為防熱層，以梯度隔熱材料為隔熱層，采用耐高溫非金屬螺釘機械連接輔以膠接的方式組合各部件。通過對典型大底結構進行力、熱仿真模擬，結果表明：結構背壁溫度、強度滿足使用要求；ITPS設計方案較傳統(tǒng)熱防護系統(tǒng)設計方案質量減小約34%。ITPS在可重復使用航天器、深空探測等領域具有廣闊的應用前景。

材料 設計 一體化熱防護系統(tǒng) 大底 航天器

0 引言

隨著深空探測的發(fā)展，面對多變的星體表面環(huán)境，星球探測器的熱防護系統(tǒng)的設計與制造越來越受到重視，對熱防護系統(tǒng)也提出了輕量化、可重復使用、高可靠性等更高的要求[1-3]。傳統(tǒng)燒蝕防熱材料研究起步早、技術成熟度高，廣泛應用于飛船返回艙[4-8]以及星際探測器[9-10]的熱防護系統(tǒng)中。燒蝕防熱材料受限于力學性能，需與承力結構（加筋殼體、蜂窩夾層板）通過膠接、螺接等形式組合成熱防護系統(tǒng)。這種結構形式質量大，不同材料間需進行熱密封處理，且因熱膨脹系數(shù)差異存在相分離風險。防熱承力一體化設計是當今航天領域防熱結構設計的一大趨勢[11]，一體化熱防護系統(tǒng)設計使熱防護結構兼具防熱性能和承載性能，可大幅縮減結構系統(tǒng)質量。

文獻[12]提出了防熱/隔熱/承力一體化的蓋板式陶瓷基熱防護系統(tǒng)，并開展了1 200℃熱載荷下的瞬態(tài)傳熱分析。文獻[13]提出了波紋管/隔熱夾心一體化熱防護系統(tǒng)，這種結構承載好、質量輕。然而，這種熱防護系統(tǒng)內部結構復雜，在加工工藝、局部連接等問題上還需要深入研究。文獻[14]利用“等效—反等效”法，開展了熱力耦合響應分析，并將仿真結果用于指導結構設計。目前，國內外學者多針對航天飛機的熱流環(huán)境特點開展一體化熱防護系統(tǒng)研究。而火星進入所面臨的熱載荷相對較小，但對熱防護系統(tǒng)輕量化提出更高要求。本文針對火星進入軌道，提出防熱承力一體化大底結構設計方案，通過采用梯度隔熱材料，有效減小結構質量。

本文介紹了一體化熱防護系統(tǒng)組成、材料選型及連接方式，按照火星進入軌道載荷條件，開展力熱仿真分析，驗證了設計方案的指標符合性。

1 設計方案

1.1 研究對象

以大底結構為研究對象。如表1所示，為幾種典型的火星著陸探測器的關鍵系統(tǒng)參數(shù)[1]。選取典型火星進入軌道的熱流環(huán)境進行仿真模擬，要求防熱承力一體化大底結構滿足如下要求：

1）結構厚度<30mm；

2）結構能承受總加熱量36.8MJ/m2、峰值熱流440kW/m2的火星進入軌道熱流環(huán)境；

3）進入過程中，結構背壁溫度<200℃；

4）在20kPa外壓載荷下，結構外壓穩(wěn)定性系數(shù)>0，結構強度安全裕度>0。

表1 典型火星著陸器關鍵系統(tǒng)參數(shù)

Tab.1 Critical parameters of typical Mars lander

1.2 設計思路

大底結構需承受火星進入軌道的熱流環(huán)境和外壓載荷，防熱承力一體化設計要求所使用的外層主結構同時具備優(yōu)異的防熱性能和承載性能，以充分發(fā)揮材料高溫強度潛力。深空探測對結構輕量化提出了苛刻的要求，為滿足背溫小于200℃要求，內層結構應選取適應當?shù)販囟拳h(huán)境，且密度低、隔熱性能好的材料。內外層結構間可通過耐高溫非金屬螺釘及耐高溫膠連接形成整體。

1.3 材料選型

1.3.1 C/C-SiC材料

C/C-SiC復合材料[14-19]作為一種優(yōu)越的熱結構復合材料，材料的強度、模量、熱物理性能具有可設計性；在1 700℃下可以保持高強度；在1 600℃氧化氣氛下，具有很強的抗氧化能力，可以長時間反復使用；密度小，致密的C/C-SiC復合材料密度在1.8~2.2g/cm3之間；硬度高、斷裂韌性高、熱膨脹系數(shù)低、抗熱震性能優(yōu)異。目前，C/C-SiC復合材料已經作為防熱材料在可重復使用飛行器和火箭發(fā)動機系統(tǒng)上使用，如美國X-38關鍵防熱部位等都有應用。表2所示為本文使用的C/C-SiC復合材料相關熱物理性能測試結果。

表2 材料性能測試值

Tab.2 Experimental values of C/C-SiC materials

1.3.2 陶瓷纖維隔熱氈

隔熱材料是由疏松、輕質多孔材料制成，熱輻射在微小氣孔中經過反射、散射和吸收被有效降低。陶瓷纖維隔熱氈的耐高溫性能較好，使用溫度范圍約650℃~1 260℃。本文使用密度為96kg/m3的硅酸鋁陶瓷纖維隔熱氈作為高溫段的間隔層材料，文獻[20]給出了其導熱系數(shù)隨溫度的測量值曲線（見圖1）。

1.3.3 氣凝膠

氣凝膠材料[21-22]中納米級孔隙以及連續(xù)空間網絡結構，使得氣凝膠具有優(yōu)異的絕熱性能。氣凝膠比陶瓷纖維隔熱氈的導熱系數(shù)更低，但其耐溫性能不如后者，因此用于低溫段（溫度小于650℃）。本文使用密度為120kg/m3的氣凝膠作為中低溫段的間隔層材料，文獻[23]給出了其導熱系數(shù)隨溫度的測量值曲線（見圖2）。

圖1 陶瓷纖維隔熱氈導熱系數(shù)測量值

圖2 氣凝膠導熱系數(shù)測量值

1.4 防熱承力一體化大底結構組成

防熱承力一體化大底結構組成見圖3。防熱承力一體化結構總厚23mm，其中C/C-SiC蓋板厚度2mm，在4個凸臺周圍局部加厚為6mm，加強筋高度10mm，寬度10mm。加強筋內填充陶瓷纖維隔熱氈，氈子用RCG高溫膠在1 200℃下加熱進行化學粘接于蓋板上。內層為氣凝膠，厚度11mm。采用SiC螺釘機械連接于C/C-SiC蓋板上，輔助以固化硅膠膠接于加強筋和陶瓷纖維隔熱氈上。

高溫、抗氧化、高輻射率的C/C-SiC復合材料表面可耗散掉更多的熱流，同時低催化效率減少了表面附近的化學能的釋放，進而減少熱壁附近的熱流；梯度隔熱材料既滿足了耐高溫需求，又具有輕量化、高效隔熱作用；熱防護系統(tǒng)采用耐高溫非金屬螺釘機械輔以膠粘的方式將各層相連接。

圖3 一體化熱防護系統(tǒng)組成示意

2 力熱仿真分析

2.1 傳熱性能仿真

2.1.1 傳熱模型

為簡化計算，對于大底結構的傳熱分析做了如下假設：

1）大底結構沿厚度方向的溫度梯度遠大于沿平面內兩個方向；

2）大底結構外表面不發(fā)生燒蝕，僅進行輻射和熱傳導；

3）大底結構層間為膠接，膠層厚度（約0.05mm）相比于C/C-SiC蓋板、陶瓷纖維隔熱氈及氣凝膠層厚度為小量，在建模時不考慮膠接對熱傳導性能影響。

在以上假設基礎上，沿厚度方向建立坐標系，一維傅立葉熱傳導控制方程為

式中為大底結構沿水平方向的厚度；為材料密度；為溫度；為比熱容；為熱傳導系數(shù)；為時間。

2.1.2 計算條件

選取總加熱量36.8MJ/m2、峰值熱流440kW/m2的火星進入軌道熱載荷條件。大底結構各部分厚度、材料物性參數(shù)及質量見表3。由表3可知，大底結構的質量約為85.9kg。而如果利用傳統(tǒng)燒蝕防熱材料加上蜂窩夾層結構承力的設計方式，該大底結構估計需要130kg左右。防熱承力一體化設計方案可減小質量約34%。

表3 一體化熱防護系統(tǒng)各部分主要參數(shù)

Tab.3 Main parameters of each part of the ITPS

2.1.3 結果及分析

利用ANSYS軟件進行傳熱分析。計算得到大底大面積溫度隨時間變化曲線見圖4，虛線為C/C-SiC蓋板表面溫度隨時間變化，實線為背壁溫度隨時間變化?？梢钥闯觯珻/C-SiC蓋板表面溫度峰值為 1 357.3℃，背壁溫度在345s時為138.7℃。計算得到的大底加強肋處的溫度隨時間變化曲線見圖5，C/C-SiC蓋板表面溫度峰值為810.2℃，背壁溫度在345s時為171.6℃。計算結果表明：防熱承力一體化大底結構的背壁溫度滿足不大于200℃要求，且C/C-SiC蓋板表面溫度峰值溫度為1 357.3℃，滿足小于1 600℃的材料使用溫度要求。

圖4 大底大面積溫度分布

圖5 大底加強肋處溫度分布

2.2 力學性能仿真

2.2.1 計算模型

大底承力結構采用C/C-SiC復合材料，利用Abaqus軟件對其進行力學分析，有限元模型見圖6。圖6中，白色部分為局部加厚處，白色加強處和大底結構之間采用綁定建模，整體采用實體單元建立。

圖6 大底結構有限元模型

2.2.2 外壓穩(wěn)定性分析

對大底承力結構進行屈曲分析，固定大底結構4個凸臺的上表面，對大底承力結構的下表面施加垂直于表面的20kPa氣壓。得到大底承力結構的第1階和第2階屈曲見圖7、圖8。由圖7可知，大底承力結構第1階屈曲模態(tài)的特征值（外壓穩(wěn)定性系數(shù)）為4.95，滿足大于零的設計要求。由圖7和圖8可知，大底承力結構第一階和第二階屈曲模態(tài)的特征值（外壓穩(wěn)定性系數(shù)）分別為4.95和5.43，滿足大于零的設計要求。

圖7 第1階特征值（4.95）

圖8 第2階特征值（5.43）

2.2.3 結構強度分析

對大底承力結構的強度進行有限元分析，固定4個凸臺的上表面，對大底承力結構的下表面施加垂直于表面的20kPa的氣壓。得到大底承力結構的應力分布見圖9。由圖9可知，在受到20kPa的壓力下，大底承力結構處所受到的最大應力為78.04MPa。計算得到安全裕度為1.45，滿足安全裕度大于零的強度設計要求。

圖9 大底承力結構應力分布

3 結束語

本文以飛行器大底為研究對象，提出了一體化熱防護系統(tǒng)設計方案，較傳統(tǒng)燒蝕防熱加上蜂窩夾層承力的設計方案質量減小約34%。選取典型火星進入軌道，通過力熱仿真分析，結果表明：在進入過程中，結構背壁溫度<200℃；在20KPa外壓載荷下，結構外壓穩(wěn)定性系數(shù)和結構強度安全裕度均大于零。

一體化熱防護系統(tǒng)設計方案在可重復使用航天器、深空探測等領域都具有廣闊的應用前景。在本文工作基礎上，未來可以圍繞新材料應用、考慮熱短路及層間連接關系的精細化傳熱仿真模擬、熱防護系統(tǒng)結構參數(shù)優(yōu)化設計等方面展開研究。

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Research on Thermal-structural Integrated Heatshield Structure for Deep Space Explorer

HUANG Wenxuan QIU Hui LIU Feng ZHANG Cui

（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China）

Bearing structure and thermal protection structure of traditional spacecraft are designed separately, which makes the structure heavy and there is a risk of separation between materials. This paper proposes a new design of ITPS for entry capsule heatshield. ITPS uses C/C-SiC composites as thermal protection layer, applies high efficiency shaving insulation material as insulation layer. High temperature resistant non-metallic screw and glue are used to assemble the components. The results show that the back wall temperature and structural strength meet the use requirements. Compared with the traditional thermal protection system, ITPS can reduce about 34% weight. ITPS also has broad application prospects in reusable spacecraft and deep space exploration.

material; design; integrated thermal protection systems; heatshield; spacecraft

V423

A

1009-8518(2019)06-0019-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2019.06.003

黃文宣，男，1991年生，2017年獲上海交通大學航空宇航科學與技術碩士學位，工程師。研究方向為航天器結構設計。E-mail：492840948@qq.com。

張萃，女，1985年生，2009年獲北京航空航天大學固體力學碩士學位，工程師。研究方向為航天器防熱結構設計。E-mail：121250001@qq.com。

2019-08-01

國家自然科學基金委員會—中國科學院天文聯(lián)合基金資助（U1731113）

黃文宣, 邱慧, 劉峰, 等. 深空探測器防熱承力一體化大底結構研究[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(6): 19-25.

HUANG Wenxuan, QIU Hui, LIU Feng, et al. Research on Thermal-structural Integrated Heatshield Structure for Deep Space Explorer[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(6): 19-25. (in Chinese)

（編輯：龐冰）