高超声速飞行器结构材料与热防护系统

本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师

高超声速飞行器结构材料与热防护系统

郭朝邦

李文杰

图1　挂载在B 252H 机翼的X 251A

摘　要　随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。

关键词　X 251A X 243A 结构材料 热防护

系统 飞行器 高超

引　言

随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。1　X 251A 高超声速飞行器1.1　项目概况

X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司

和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力

的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使

用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞

行条件,释放X 251A 进行飞行试验。图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。美国空军在2003年开始研

制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。2009年12月9日在加利福尼亚州爱德华兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验,X 251A 挂载在B 252H 重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬升至15.24km 高空,随后该机携载X 251A 做了较柔和的机动动作。按计划,X 251A 将于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。1.2　结构材料与热防护系统1.2.1　总体结构

X 251A 整个飞行器长7.62m ,质量1780kg,

图3　X 251A

的材料分布图

图2　X 251A 高超声速飞行器

最大宽度为584.2mm ,由巡航导弹、级间以及推进器三部分组成,其中巡航导弹部分长4.27m ,质量671kg,如图2所示。

X 251A 的主体部分用金属材料制造,基本结构

外覆盖烧蚀泡沫FRSI 与热障陶瓷BR I 216。为阻止热量传导到飞行器的其余部分,弹头与弹体的过渡部分采用铬镍铁合金制造。巡航弹体部分的框架、板壁以及导弹弹体与级间部分的蒙皮、包括推进器的四个全动尾翼均为铝制。级间部分的一些结构和推进器的尾锥上使用钛金属材料,推进器的外表面

用钢制造,如图3所示。1.2.2　机翼结构

X 251A 的机翼结构与X 243A 机翼方式类似,巡航导弹的四个可动弹翼使用铬镍铁合金制成,机翼缘采用碳/碳复合热结构材料,为了在推进段保持稳定,X 251A 飞行器的推进器上还安装了两个由铝制造的水平尾翼。1.2.3　机身前缘结构

X 251A 飞行器为了承受巡航导弹头部高强度的气动热载荷,实现纵向配平,以保证导弹的纵向稳定性,飞行器前鼻端使用金属钨制造,外覆二氧化硅(Si O 2)隔热涂层。1.2.4　发动机热防护结构

X 251A 飞行器的超燃冲压发动机使用常规燃料JP 27作为冷却剂。发动机进气道入口之前的斜面上涂覆二氧化硅(Si O 2)陶瓷瓦,超燃冲压发动机的舱壁用铬镍铁

合金板制成,发动机舱内部装有柔性可重复使用的表面隔热(Flexible Reusable Surface I nsula 2ti on,FRSI )材料,以阻隔发动机对弹体的热辐射。1.2.5　飞行器热防护系统

X 251A 飞行器采用被动热防护系统,热防护材

料主要为泡沫和陶瓷瓦。陶瓷瓦是波音公司研制的

表1　X243A各部位的尺寸及设计要求

飞行器部位尺寸/c m最高承受的温度/℃机身前缘45.72×12.7×1.522093

机身边条45.72×10.16×7.62704

水平尾翼83.82×12.7×1.521760

垂直尾翼35.56×12.7×1.78(上)

20.32×12.7×1.52(下)

1537

可重复使用隔热陶瓷瓦BR I216,陶瓷瓦用在机体脊部需要尖锐前缘的部分和进气道斜面上。陶瓷瓦粘贴到变形隔离垫上,变形隔离垫会吸收因陶瓷瓦和下面铝蒙皮膨胀率差异而引起的变形。飞行器的上表面(大面积区域)采用FRSI进行热防护,FRSI上面覆盖着一层由波音公司研制的轻质变厚度烧蚀(BLA2S)泡沫。

2　X243A高超声速飞行器

2.1　项目概况

X243A是NAS A Hyper2X试验计划中的一部分,用来验证超燃冲压发动机作为高超声速飞行器动力的可行性。2002年,该计划纳入下一代发射技术(NCLT)计划中。2006年之后,随着NAS A高超声速飞行器的发展战略的调整,研究工作开始转向基础技术,不再进行飞行试验。2001—2004年之间,X243A共进行了三次飞行试验,第一次飞行试验以失败告终,第二次实现了M a=7飞行,第三次X243A创造了M a=9.8的纪录。

2.2　结构材料与热防护系统

2.2.1　总体结构

X243A总质量为1359kg,翼展为1.53m,机长3.66m,如图4所示。采用超燃冲压发动机,燃料为氢,发动机与飞行器采用一体化设计。其主体结构件为钢梁、钢和铝合金蒙皮、后隔板。后隔板基于热防护要求用钛制成。飞行器上下表面采用厚度大约为1.3c m的氧化铝增强热障陶瓷热防护。热防护陶瓷在飞行器机身安装后再加工其外表面,表面含纤维增韧涂层,在整体加工完成后再涂覆,不用烘焙。表1列出了X243A高超声速飞行器的各部位尺寸及设计要求。

2.2.2　机翼结构

X243A水平和垂直机翼主体结构使用Haynes

230合金(镍基合金)制备,机翼前缘使用碳/碳复合材料制备。马赫数为7的飞行器的水平机翼前缘采用类似各向同性的K321纤维碳/碳热防护材料,表面再涂覆一层碳化硅材料;机翼的边条使用针状碳/碳聚丙烯腈基纤维碳/碳热防护材料制做,并覆盖一层碳化硅。马赫数为10的飞行器水平和垂直机翼表面都采用碳2碳热防护材料,并在其表面涂覆碳化硅。机翼通过一根主轴连接飞行器制动器,如图5所示。制动器可对机翼进行大约5.08c m的小范围摇摆控制。另外,控制面各部分采用组合式焊接结构连接。

2.2.3　机身前缘结构

机身前缘采用被动散热方案,其整体结构是约392kg的楔形钨合金结构,钨表面包覆一层碳/碳复合材料,具有很好的导热性。马赫数为7的飞行器前缘使用的碳/碳材料比例为4∶1,再在其上涂覆