Read 高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展

文章编号: 100020887(2008) 0120047210 Z 应用数学和力学编委会, ISSN 100020887 高超声速飞行器热防护材料与结构 的 研 究 进 展X 杨亚政1, 2, 杨嘉陵1, 方岱宁3 ( 1.北京航空航天大学 固体力学研究所,北京 100083; 2. 中国科学院 力学研究所,北京 100080; 3. 清华大学 航天航空学院 工程力学系,北京 100084) (孟庆国推荐) 摘要: 高超声速飞行器是航空航天的一个重要发展方向, 在未来国防安全中起着重要作用1 高 超声速飞行器热防护材料与结构是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一,它关系到飞行器 的安全1 高超声速飞行器热防护材料与结构主要有金属TPS热防护系统、超高温陶瓷、C/ C复合材 料等1 从材料制备、抗氧化、力学与物理性能表征等方面综述了热防护材料与结构的研究与应用 现状,评述了其发展趋势1 关 键 词: 高超声速飞行器; 高温; 热防护 中图分类号: V250. 1 文献标识码: A 引 言 高超声速( hypersonic)一般指的是流动或飞行的速度超过 5倍声速,即Mach数超过 51 高 超声速飞行器包括弹道导弹、拦截导弹、高超声速巡航导弹、再入飞行器、跨大气层飞行器以及 高超声速飞机等1 以高机动性、远距离精确打击为主要技术特征的高超声速飞行器已成为航 空航天的主要发展方向, 将在未来国家安全中起着重要作用1 与传统飞行器相比,高超声速飞 行器具有极大的优势,可以有效地减少防御响应时间, 增强突防和反防御能力,提高飞行器生 存能力[1] 1 目前,美、俄、法、德、日以及印度等国家都在进行这方面研究,制定了许多发展高超 声速飞行器的计划1 如美国国防高级研究计划局的/可担负得起的快速反应导弹演示0(AR2 RMD)计划,美国空军的HyTech计划,前苏联名为/冷0的高超声速计划, 法国的/普罗米修斯 ( Prometheus)0计划及英国的 ShyFE 计划等1 在这些计划的支持下, 目前已研制成功了许多高 超声速飞行器, 如不死鸟 AIM54C, Mach数接近 5; /隼0高速巡航导弹, Mach 数 5;快速霍克, Mach数 5,等等1 各国正在研制速度在 10 Mach 以上的高超声速飞行器1 随着航天飞行器飞 行速度不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题对飞行器的安全起着越来越重要 的作用1 2003年美国/哥伦比亚0号航天飞机由于防热瓦损坏, 导致航天飞机在返回大气层时 爆炸解体1 因此,关于高超声速飞行器热防护材料与结构的研究具有极其重要意义1 高超声 47 应用数学和力学, 第 29 卷 第 1期 2008 年 1月 15 日出版 Applied Mathematics and Mechanics Vol. 29, No. 1, Jan. 15, 2008 X 收稿日期: 2007210207; 修订日期: 2007210229 作者简介: 杨亚政( 1968) ) ,男, 黑龙江北安人,副编审, 硕士(联系人. Tel: + 86210262559209; Fax: + 862 10262559588; E2mail: yzyang@cstam. org. cn) . Administrator 高亮 Administrator 高亮 速飞行器热防护材料与结构主要有金属TPS 热防护系统、超高温陶瓷、C/ C复合材料等 1 本 文从材料制备、抗氧化、力学与物理性能表征等方面综述了热防护材料与结构的研究与应用现 状,评述了其发展趋势1 1 大面积防热材料 除高超声速飞行器最高温区(头锥、翼缘等)外其它部位热防护材料可采用大面积防热材 料1 传统的大面积防热材料是陶瓷瓦, 然而它却具有脆性大,抗损伤能力差,维护成本高,更换 周期长的缺点1 金属 TPS是现代热防护系统的发展方向1 1. 1 结构设计 20世纪 70年代在美国空军 X220计划资助下[ 2] ,美国兰利( Langley)研究中心开始研究金 属热防护系统1 此后,金属热防护系统结构设计不断改进,由早期的金属支架结构、金属多层 壁结构、高温合金蜂窝夹层结构发展到新型ARMOR热防护结构[ 326] 1 1. 1. 1 金属支架结构 用金属波纹板作为外表面,内部芯子采用多种结构形式,如波纹结构、桁条结构、蜂窝结构 以及格栅结构等(如图 1)1 外表面板边缘用多个固定物来固定热防护板;外部热防护板与内 部结构之间放置绝热物质,但没有采取防潮 措施 《全国民用建筑工程设计技术措施》规划•建筑•景观全国民用建筑工程设计技术措施》规划•建筑•景观软件质量保证措施下载工地伤害及预防措施下载关于贯彻落实的具体措施 1 ( a) 波纹结构 ( b) 桁条结构 ( c) 蜂窝结构 ( d) 格栅结构 图 1 金属支架结构 1. 1. 2 金属多层壁结构 金属多层壁结构由金属箔和合金蜂窝夹层组成(如图 2) , 金属箔与合金蜂窝夹层之间需 通过特殊的焊接工艺连接,所选用的材料主要是钛合金和镍合金1 相对于金属支架结构,钛合 金多层壁结构具有更高耐热能力,但比较重且效率低, 尤其在高温时1 因此, 内部钛合金多层 壁箔状结构被更轻的纤维绝热层代替1 1. 1. 3 高温合金蜂窝夹层结构 高温合金蜂窝夹层热防护结构包括上、下高低温隔热层(分别是 Cerrachrome隔热毡和 Q2 纤维隔热毡) ,其外层高温合金面板及蜂窝夹层材料为 Inconel 617, 内部蜂窝夹层板材料为钛 48 杨 亚 政 杨 嘉 陵 方 岱 宁 Administrator 高亮 Administrator 高亮 Administrator 高亮 Administrator 高亮 Administrator 高亮 合金, 如图 3所示1 改进的高温合金蜂窝夹层热防护结构采用一层轻质的高温隔热材料( Saffil 隔热毡) , 并用薄箔取代底层的钛合金夹层板的中心部分,进一步降低了热防护系统的质量1 图 2 金属多层壁结构 图 3 高温合金蜂窝夹芯结构 1. 1. 4 高温合金蜂窝夹层结构(ARMOR) ARMOR热防护结构即可适应的、耐久的、可操作的、可重复使用的热防护结构1 这种结构 外部蜂窝夹层板是通过金属支架在面板盒的每一个角上与 TPS 支撑结构相连接,压力载荷通 过4个柔性支架与面板盒的桁条结构相互作用1 柔性支架采用镍基合金 Inconel 7181 这种新 型的内部支架在热的外表面和冷的内表面之间提供了载荷释放的途径,既可以避免热短路又 允许外表面的自由热膨胀1 Inconel 617蜂窝夹层面板盒也可以很容易地加厚以满足所需要的 强度要求1 1. 2 性能测试与表征 关于大面积防热材料结构性能的理论及实验研究已经有几十年的历史, Cunnington等人[ 7] 测量了 7种多层隔热结构的有效热传导系数,并进行了理论建模分析1 Keller等人[8]忽略固体 导热,分析了多层隔热结构的辐射换热问题1 Daryabeigi[9213]应用二热流近似方法分析了辐射 换热,建立了多层隔热结构的数值分析模型1 近年来, 美国军方为了解决空天飞机的承载与防 热问题[14223] ,开发了具有承载和隔热双重功能的金属面板TPS防热结构,并对金属面板 TPS 防热结构做了一系列的建模计算和重要测试1 试验包括:内部绝热材料的制备和表征,模拟防 热结构外表面的雨水侵蚀试验,以及面板的低、高速冲击,面板风洞电弧加热射流试验,面板风 洞气动热验证试验, 面板捆在 F215飞机下面所作飞行试验等1 NASA的研究者编制了简化的 一维程序用来设计金属及与之竞争的其他材料的热防护性能,这个程序包含了每种热防护结 构的一维非线性有限元热流近似方法,分析辐射换热, 建立了多层隔热结构数值分析模型1 结果表明,在较高的热载下,先进金属蜂窝热防护结构最轻1 NASA 对绝热材料的研究集中在 49高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展 saffil氧化铝纤维和内部多层隔离绝热结构上1 内部多层隔离绝热结构是夹层结构, 由纤维绝 热材料隔离多层反射屏蔽层构成1 用作反射层的箔片是薄的 C/ SiC复合材料,表面有金或铂 的反射涂层,反射层之间由 saffil氧化铝纤维或石英纤维隔离1 稳态实验结果表明, 内部多层 隔离绝热结构的热导率仅约为等质量 saffil氧化铝纤维的一半1 NASA LaRC还尝试在 saffil氧 化铝纤维表面增加高反射涂层, 并且成功地用溶胶凝胶法制备了几种涂层1 NASA 在模拟的 可重复使用运载器的飞行环境下, 测试了防热结构板的很多性能1 单独对金属面板进行实验, 电弧加热射流试验在风洞中进行, 电弧提供类似运载器再入时承受的高温气流1 试验时将 6 个不同的面板样品放入燃料室中的电弧加热射流环境内, 验证面板飞行时承受的热和结构载 荷,并验证在高温飞行环境中金属面板之间的密封耐久性1 在弗吉尼亚州汉普顿Ma = 8的风 洞进行气动热实验, 面板在风洞中模拟高速飞行时承受的高热和风剪切,在 Ma = 7时面板结 构承受 1 093 e 风1 该设计模拟可重复使用运载器关键的飞行阶段, 验证面板承受高温超声速 流时的耐久性和密封性1 对防热结构建模,由模拟计算也可以得出, 飞行过程中防热结构板的 外表面最高温可达 982 e ~ 1 037 e ,而内层结构的温度最大值仅约为 177 e , 这说明其具有良 好的热防护效果1 先进金属蜂窝面板捆在F215飞机下面作飞行试验,验证在高于声速时材料 的耐雨水侵蚀能力1 试验在Ma = 1. 4、高度在 10 973 m时, 经过高速飞行, 材料没有损伤或 磨损痕迹1 热防护系统整体试验也在为 X233先进技术验证机专门研制的特殊设施及能够模 拟超声速的环境中进行1 金属面板组件承受模拟飞行器经受的热、声、压和振动载荷1 面板承 受相当于 60次飞行任务时间,即 4倍于 X233先进技术验证机飞行的试验时间1 在莱特2普拉 特空军基地,试验设施能模拟飞行器起飞、上升和急剧加热时的温度、振动和噪声, X233先进 技术验证机的面板进行了热、振动和声试验, 验证了面板和密封的耐久性及使用寿命1 2 超高温防热材料 在高超声速飞行器头锥、翼缘等极高温区域热防护结构要采用超高温防热材料1 超高温 防热材料主要有难熔金属、陶瓷复合材料、改性的碳/碳复合材料等1 由于难熔金属具有成本 高、密度大、难以加工和抗氧化性差等缺点,很难将其作为高超声速飞行器热防护材料1 因此, 陶瓷复合材料、碳/碳复合材料是超高温防热材料的发展方向1 2. 1 碳/碳( C/ C)复合材料 碳/碳(C/ C)复合材料是碳纤维增强碳基体的复合材料, 具有高强高模、比重轻、热膨胀系 数小、抗腐蚀、抗热冲击、耐摩擦性能好、化学稳定性好等一系列优异性能, 是一种新型的超高 温复合材料1 C/ C复合材料作为优异的热结构/功能一体化工程材料,自 1958年诞生以来,在 航天航空领域得到了长足的发展, 其中最重要的用途是用于制造导弹的弹头部件、航天飞机防 热结构部件(机翼前缘和鼻锥)以及航空发动机的热端部件[24225] 1 多年来,美、法、英等国研制 开发了2向、3向、4向、7向、13向等多维 C/ C复合材料以及正交细编、细编穿刺、抗氧化、混杂 和多功能等许多种 C/ C复合材料1 虽然 C/ C复合材料具有独特的性能,但由于具有强烈的氧 化敏感性, 温度高于 500 e 时迅速氧化,如不加以保护 C/ C复合材料难以在高温下满足要求1 因此, 关于 C/ C复合材料的研究主要集中在提高材料的抗氧化性能和抑制涂层失效两方面1 P. L. Walker等人[26]提出了碳素材料的氧化机理, 其过程可分为 3个阶段: 1) 低于 600 e 时,氧 化过程由氧气与复合材料表面活性点的化学反应控制; 2) 在 600 e ~ 800 e 范围内, 由化学反 应控制向(氧化气体的)扩散控制转变,转变温度因碳素材料的不同有较大的变化; 3) 高于转 变温度时, 由氧化气体通过边界气体层的速度控制1 提高 C/ C复合材料抗氧化能力有两种途 50 杨 亚 政 杨 嘉 陵 方 岱 宁 Administrator 高亮 径:一是提高C/ C复合材料自身的抗氧化能力,二是在 C/ C复合材料表面施加抗氧化涂层1 C/ C复合材料自身抗氧化能力的提高方法主要是基体浸渍和添加抑制剂[27232] 1 目前, 常用的 抑制剂主要有: B、B2O3、B4C和 ZrB2 等硼化物1 硼氧化后生成粘度较低的 B2O3,因而在 C/ C复 合材料氧化温度下, B2O3 可以在多孔体系的 C/ C复合材料中很容易流动,并填充到复合材料 内的连通孔隙中去, 起到内部涂层作用,既可以起到吸氧剂的作用,阻断氧的继续侵入,又可减 少容易发生氧化反应的敏感部位的表面积,即减少反应活性点1 近年来, C/ C复合材料抗氧化 涂层技术得到很大提高1 开发出了单组分涂层、多组分涂层、复合涂层、复合梯度涂层以及贵 金属涂层等方法[33243] 1 制备工艺有 CVD法、PACVD法、溶胶2凝胶法、液相反应法等1 由于涂 层与 C/ C复合材料热物理性能的差异,产生的热应力必然会引起涂层的开裂和脱落1 因此, 如何对涂层结构进行优化设计,使 C/ C复合材料与基体性能相匹配[44] ,防止材料热失效也是 C/ C复合材料研究的重要方向1 通过几十年的努力, C/ C复合材料性能得到很大的提高, 可以 在1 800 e ~ 2 000 e 长时间使用1 俄罗斯通过多层抗氧化涂层技术,使 C/ C复合材料在 2 000 e 有氧环境下工作1 h不破坏1 美国将耐高温的 C/ C复合材料用在超高速飞行器 X243上, 并进 行了大量的地面和飞行试验1 但到目前为止,能在 2 000 e 以上有氧环境下长时间工作的 C/ C 复合材料还没有突破1 2. 2 超高温陶瓷及其复合材料 超高温陶瓷一类是以 ZrB2、TaC、HfN、HfB2、ZrC等高熔点过渡金属化合物为主的复合陶瓷 体系,在极端的温度环境下( 2 000 e 以上)具有很好的化学和物理稳定性1 目前, 关于超高温 陶瓷材料的研究主要集中在材料的高温氧化和强韧化问题上1 在国外,早在上世纪五、六十年 代就提出了超高温陶瓷体系[45] 1 美国空军(US air force)在不同温度和压力下进行了一系列 ZrB2和 HfB2化合物抗氧化性的实验研究[46250] , 合成物中 SiC的体积含量分别为 5% ~ 50% 1 实验发现,体积含量 20%的 SiC合成物对高超音速飞行器是最佳的1 添加 C可以提高材料抵 抗热应力的能力,但随 C含量的增加材料的抗氧化能力在逐渐降低1 添加 SiC可以提高 ZrB2 和HfB2的抗氧化性1 生成的氧化物最外层是富SiO2 玻璃,内层是HO2氧化物1 由于外层的玻 璃相具有很好的表面浸润性和愈合性能,提高了材料的抗氧化性1 Shaffer[ 51]在 ZrB2 和HfB2化 合物分别添加Ta、Nb、W、Mo、Zr、Mo0. 5Ta0. 5、Mo0. 8Ta0. 2等,发现 ZrB2加入体积含量 20%的MoSi2 抗氧化性最好1 Pastor和Meyer等人[52253]分别研究了添加物对 ZrB2 化合物抗氧化性的影响1 Kuriakose等人[54257]研究了 ZrB2 质量变化与环境温度的关系, 并推广了氧化动力学方法的应 用1 一些学者[ 58261]研究了ZrC和HfC陶瓷材料的抗氧化性,发现其在1 800 e 以下就发生氧化 反应, 限制了它们在高超音速飞行器上的应用1 70年代初期,多数学者逐渐认识到 ZrB2 和 HfB2化合物最有希望应用到 2 700 e 的高温环境中[62]的热防护材料1 为了在飞行中保持高超 声速飞行器锐形头锥和前缘, 满足高超声速飞行器的防热要求, 美国实施了 SHARP 计划, NASA Sandia国家实验室研制出了 ZrB2 和 HfB2 体系的超高温陶瓷, 致密度达 98% 1 NASA Ames研究中心对C/ C复合材料和 ZrB2基陶瓷材料进行了烧蚀对比1 结果表明, 在相同情况 下,增强 C/ C材料烧蚀量是超高温陶瓷的 131倍1 加利福尼亚空军基地进行了超高温陶瓷的 飞行试验,他们发射了3枚民兵Ó导弹,尖锐弹头由超高温陶瓷制成,在23 min亚轨道飞行中, 导弹弹头承受 2 760 e 1 回收弹头完整无缺、形状良好, 表明这种材料具有极好的抗烧蚀性1 NASA Lewis研究中心对超高温陶瓷材料在极端环境下的氧化、烧蚀行为进行了研究1 在电弧 风洞烧蚀测试中, ZrB2基陶瓷材料表现出了良好的抗氧化和抗热冲击性能1 在 1 800 e 、300 s 51高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展 Administrator 高亮 的环境下仅在材料表面形成一层非常薄的氧化层1 NASA Glenn 实验室通过不同温度循环加 热方法研究了 3种ZrB2 基陶瓷材料的抗氧化性能,采用电弧热冲击方法测试了材料的抗热震 性能1 在微结构控制方面, 美国宇航局研究了由 Zr、C、SiB4 原位反应制备的超高温材料1 Stanley等人[63]研究了 3 种UHTCs材料的强度、断裂韧性、热震性能1 Monteverde[64]通过控制 SiC颗粒的尺寸和均匀度可以有效提高 ZrB2 陶瓷的强度,制备的 ZrB2+ SiC陶瓷材料其强度大 于1 000 MPa1 Monteverde 分析了两种二硼化物的热力学和抗氧化性能, 发现当温度高于 1 400 e 时添加SiC会明显提高陶瓷的抗氧化性能1 文献[ 65]研究了HfB22SiC陶瓷烧结工艺、材 料微结构与力学性能的关系1 此外,Monteverde用热压法和等离子烧结法制备HfB22SiC高温陶 瓷,实验发现采用热压法制备的陶瓷高温强度比室温下的强度有显著降低,而采用等离子烧结 法制备的陶瓷高温下的强度和断裂韧性与室温条件下基本相同1 超高温陶瓷另一类是 C/ SiC复合材料, C/ SiC复合材料具有低密度、高强度、耐高温、抗烧 蚀和抗冲击等优点, 其抗氧化性能也优于 C/ C复合材料1 20世纪 70年代美国 Oak Ridge 实验 室、法国 SEP 公司、德国Karslure大学开展了 C/ SiC复合材料的研究工作1 欧洲 Hermes飞船的 面板、小翼、升降副翼和机舱舱门, 英国Hotel航天飞机和法国 Sanger的热防护系统都有 C/ SiC 复合材料的应用1 西北工业大学等单位研制的 C/SiC陶瓷复合材料在 1 650 e 的氧化环境中 能够长时间工作,室温抗弯强度和断裂韧性分别达到 700 MPa以上和 19~ 20MPa#m1/ 2,并通过 了大量的模拟环境和热试车考核1 关于 C/ SiC复合材料的研究主要集中在材料的制备方法和 强韧化问题上1 C/ SiC复合材料制备方法有反应熔体浸渗法(RMI)、液态聚合物浸渗法( LPI) 和化学气相渗透法(CVI) 1 Bertrand等人[66]采用等温化学气相渗透法( I2CVI)制备了具有微米 级和纳米级多层界面的 C/ SiC复合材料1 Boitier等人[67268]对 2. 5D C/ SiC复合材料的拉伸蠕变 性能进行测试和研究1 Dalmaz等人[ 69270]对 2. 5D C/ SiC复合材料的循环疲劳性能和弹性模量 进行研究和分析1 Halbig等人[71272]研究了 C/ SiC复合材料在静态拉应力条件下的氧化问题1 Kiyoshis等人[73275]研究了 C/ SiC复合材料自愈合与强韧化机理,有效提高复合材料寿命, 阻止 氧化介质进入材料内部而损伤界面和纤维1 西北工业大学对制备工艺、物理和力学性能进行 了大量、系统的研究工作[76277] 1 3 结 束语 高超声速飞行器热防护材料与结构是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一, 它关 系到飞行器的安全1 由于服役环境的恶劣和复杂,使得关于高超声速飞行器热防护材料的研 究非常困难,是一项极富挑战性的前沿课题1 经过几十年的不懈努力,在高超声速飞行器热防 护材料与结构的制备方法、抗氧化、服役环境的模拟、力学和热物理性能表征方面都取得了突 破性进展1 但随着飞行器Mach数不断提高,现有的热防护材料与结构还难以满足要求, 特别 能够在高温长时间氧化条件下应用的热防护材料还有待进一步研究开发1 我们认为需要在以 下方面进一步加强研究: 1) 气动热力学的理论模型与实质模拟方法; 2) 服役环境下热防护材料性能测试方法; 3) 超高温陶瓷材料氧化机理与微结构设计; 4) 超高温陶瓷材料强韧化与抗热震途径; 5) 热防护材料抗氧化/承载/抗热震一体化设计方法1 52 杨 亚 政 杨 嘉 陵 方 岱 宁 Administrator 高亮 Administrator 高亮 [参 考 文 献] [1] Moses Paul L, Rausch Vincent L, Nguyen Luat T, et al . 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