高超声速飞行器结构材料与热防护系统
高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展
文章编号:1000-0887(2008)01-0047-10Z 应用数学和力学编委会,ISSN 1000-0887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(AR -RMD)计划,美国空军的Hy Tech 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AI M54C,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10Mach 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: 2007-10-07;修订日期: 2007-10-29作者简介: 杨亚政(1968)),男,黑龙江北安人,副编审,硕士(联系人.Tel:+86-10-62559209;Fax:+86-10-62559588;E -mail:yzyang@).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11 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11.1 结构设计20世纪70年代在美国空军X -20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[3-6]11.1.1 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11.1.3 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Q -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)AR MOR 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11.2 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 [9-13]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[14-23],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F -15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50杨亚政杨嘉陵方岱宁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1NASA 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1NASA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1093e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982e~1037e,而内层结构的温度最大值仅约为177e,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F-15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10973m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X-33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X-33先进技术验证机飞行的试验时间1在莱特-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,X-33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12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12.1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1C/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[24-25]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500e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600e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600e~800e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1C/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[27-32]1 目前,常用的抑制剂主要有:B 、B 2O 3、B 4C 和ZrB 2等硼化物1 硼氧化后生成粘度较低的B 2O 3,因而在C/C 复合材料氧化温度下,B 2O 3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[33-43]1 制备工艺有CVD 法、PAC VD 法、溶胶-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1800e ~2000e 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2000e 有氧环境下工作1h 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X -43上,并进行了大量的地面和飞行试验1 但到目前为止,能在2000e 以上有氧环境下长时间工作的C/C 复合材料还没有突破12.2 超高温陶瓷及其复合材料超高温陶瓷一类是以ZrB 2、TaC 、HfN 、HfB 2、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(2000e 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ZrB 2和HfB 2化合物抗氧化性的实验研究[46-50],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ZrB 2和HfB 2的抗氧化性1 生成的氧化物最外层是富SiO 2玻璃,内层是HO 2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ZrB 2和HfB 2化合物分别添加Ta 、Nb 、W 、Mo 、Zr 、Mo 0.5Ta 0.5、Mo 0.8Ta 0.2等,发现ZrB 2加入体积含量20%的MoSi 2抗氧化性最好1 Pastor 和Meyer 等人[52-53]分别研究了添加物对ZrB 2化合物抗氧化性的影响1Kuriakose 等人[54-57]研究了ZrB 2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[58-61]研究了ZrC 和HfC 陶瓷材料的抗氧化性,发现其在1800e 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ZrB 2和HfB 2化合物最有希望应用到2700e 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ZrB 2和HfB 2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ZrB 2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23min 亚轨道飞行中,导弹弹头承受2760e 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 Le wis 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,ZrB 2基陶瓷材料表现出了良好的抗氧化和抗热冲击性能1 在1800e 、300s 51高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展52杨亚政杨嘉陵方岱宁的环境下仅在材料表面形成一层非常薄的氧化层1NASA 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1Monteverde[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1000MPa1Monteverde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 400e时添加SiC会明显提高陶瓷的抗氧化性能1文献[65]研究了HfB2-SiC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HfB2-SiC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120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1650e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700MPa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1C/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)1Bertrand等人[66]采用等温化学气相渗透法(I-C VI)制备了具有微米级和纳米级多层界面的C/SiC复合材料1Boitier等人[67-68]对2.5D C/SiC复合材料的拉伸蠕变性能进行测试和研究1Dalmaz等人[69-70]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1Halbig等人[71-72]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[73-75]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[76-77]13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[参 考 文 献][1]Moses Paul L,Rausc h Vinc ent L,Nguyen Luat T,et al .NASA hypersonic flight demonstrators -ove rview,status and future plans[J].Acta Astr ona utica ,2004,55(3/4):619-630.[2]Jay Miller.The X -planes X -1to X -29[J].Specialty Pr ess ,Mar ine on St Cr oix ,MN ,1983,(4):10-13.[3]Bohon H L,Shideler J L.Radioactive me tallic thermal protection systems:a status report[J].J our-nal of Spacecr aft an d 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高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器是指飞行速度超过马赫数5（6175千米/小时）的飞行器，由于自身飞行速度非常快，会产生极高的气动热和气动压力，因此需要使用特殊的热防护材料来保护其结构和乘员。
碳复合材料被广泛应用于高超声速飞行器的热防护。
碳复合材料具有轻质、高强度和优异的热防护性能等特点，可以在高温下保持结构的完整性和稳定性。
研究人员通过掺杂碳纳米管、碳纳米纤维等纳米材料，提高了碳复合材料的导热性能和导电性能，从而使热防护效果进一步提升。
陶瓷材料也被广泛研究用于高超声速飞行器的热防护。
陶瓷材料具有高熔点、高硬度和优异的耐热性能，可以有效抵御高温气流的冲击和侵蚀。
研究人员通过掺杂氧化锆、氧化铝等纳米颗粒，改善了陶瓷材料的断裂和热膨胀性能，提高了其耐热性能和抗击穿性能。
金属材料也是高超声速飞行器热防护的重要材料之一。
金属具有良好的导热性能和可塑性，可以有效将热量分散和传导，提高热防护的效果。
研究人员通过合金化、表面涂层等方式，改善了金属材料的高温强度和耐热性能，使其能够在高超声速飞行器的极端环境下发挥良好的防护作用。
研究人员还在探索新型的热防护材料，如复合材料、金属间化合物等。
这些新型材料在结构设计和材料制备方面具有重要的应用前景，可以进一步提高高超声速飞行器的热防护性能。
高超声速飞行器的热防护材料研究已经取得了一些进展，碳复合材料、陶瓷材料和金属材料被广泛应用于高超声速飞行器的热防护。
随着科学技术的不断进步，新型热防护材料的研发和应用将进一步提高高超声速飞行器的安全性和可靠性。
高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展
研究现状和存在的问题
目前，高超声速飞行器陶瓷复合材料与热结构技术的研究已经取得了一定的 进展。一些研究者通过优化材料成分、制备工艺和结构设计等手段，提高了材料 的热力学性能和结构稳定性。例如，利用纳米陶瓷增强金属基体，可以显著提高 材料的抗氧化性能和高温强度。然而，该领域仍存在一些问题，如材料制备难度 大、成本高，材料的力学性能和热稳定性有待进一步提高。
高超声速飞行器热防护材料与结构 的研究进展
01 一、材料选择
目录
02 二、结构设计
03 三、实验验证
04 四、结论与展望
05 参考内容
随着科技的不断进步，高超声速飞行器已经成为了研究的热点领域。然而， 在高温环境下，飞行器的热防护材料与结构面临着严峻的挑战。为了解决这一问 题，本次演示将介绍高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展。
结论
高超声速飞行器的结构材料与热防护系统是关系到其性能和安全的关键因素。 本次演示对高超声速飞行器的结构材料和热防护系统进行了详细的分析和介绍， 并探讨了未来的发展趋势和应用前景。目前，高超声速飞行器在结构材料和热防 护系统等方面已取得了一定的成果，
但仍存在诸多挑战和问题需要进一步研究和解决。未来，需要进一步拓展新 材料的应用范围，提升热防护系统的性能和效率，以推动高超声速飞行器技术的 快速发展。
3、结构优化：针对高超声速飞行器的特定需求，对陶瓷复合材料进行结构 优化，提高其承载能力和热稳定性。
4、热力学分析：采用数值模拟和理论分析方法，对高超声速飞行器的热结 构进行优化设计，降低热负荷对结构的影响。
谢谢观看
结构材料
高超声速飞行器的结构材料需要具备轻质、高强度、抗高温、抗冲击等特点。 目前，常用的结构材料包括陶瓷、复合材料、金属材料等。
高超声速飞行器的材料热防护技术研究
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陶瓷基复合材料在高超声速飞行器热防护系统中的应用
陶瓷基复合材料在高超声速飞行器热防护系统中的应用图1 新材料对新型飞行器的促进 摘 要 主要介绍了陶瓷基复合材料制成的热防护系统及热结构在吸气式高超声速飞行器不同部位(包括前缘、机身大面积区域和控制面)上的应用,并指出了存在的问题和面临的技术挑战。
关键词 高超声速飞行器 热防护系统 热结构陶瓷基复合材料引 言当吸气式飞行器在大气层内高速飞行时,强烈的气动加热会给结构强度带来严重的问题,因此,必须要由一个性能良好的热防护系统(TPS)对结构提供保护,使飞行器底层主体结构维持在所允许的温度范围内。
吸气式高超声速飞行器的结构设计面临严峻的技术挑战,其中之一来自于大的温度梯度。
例如,飞行器液氢燃料贮罐中液氢温度低达-253℃,而TPS外表面的温度高达1100℃～1650℃,在如此大的温度梯度下,将热胀冷缩不一致的各种组件(储罐、隔热层、结构以及TPS等)组合装配起来,是一个很大的技术挑战。
在吸气式高超声速飞行器的某些结构中,为减小阻力一般采用厚度很薄的剖面,这些结构往往要承受很高的温度载荷和机械载荷,但为了不影响飞行,必须维持其气动外形,因此,其TPS不允许采用烧蚀材料。
飞行器在高速飞行时,为确保头锥前缘产生所需的激波,以使超燃冲压发动机捕获的空气流量最大化,这些部位也不允许线性烧蚀。
除以上问题以外,飞行器迎风面存在的台阶会导致局部过热点,其外表面存在的缝隙会导致高温等离子体渗入到结构中。
此外,推进系统与机身连接时的热膨胀不匹配、TPS全寿命周期成本等也是必须解决的技术问题。
要解决上述所有问题,需要采用一种不同于航天飞机机身TPS的新型热防护和热结构方案。
1 陶瓷基复合材料历史表明新材料的应用使得新型飞行器成为可能(如图1所示)。
对于吸气式高超声速飞行器而言,其TPS所需的材料必须同时具备耐高温(1100℃～2200℃)、高强度、高韧性、轻质和环境稳定性等特性。
图2给出了不同材料的比强度(强度与密度之比)随温度的变化。
X-51及高超声速飞行器简介
美国X-51A飞行器及总体设计及其关键技术简介Xxx摘要：从计划的背景、飞行器的构造、热防护材料研发测试以及实际飞行试验等方面对X-51A 的发展计划作了较为详细的介绍,并据此对美国发展高超声速飞行技术的研究流程和理念有个一定的了解与认识。
关键词：X-51A 高超声速导弹热防护系统结构材料飞行器引言：美国自二十世纪九十年代启动“全球敏捷打击”计划以来，一直处于低速发展过程中，该计划近期开始迅速升级，从改造“三叉戟”导弹开始，美国正推出一系列先进攻击武器概念，包括飞机、无人机和导弹。
其中，X-51高超声速巡航导弹是美国武器库目前速度最快的全球打击武器，可以在一小时内攻击地球上任一目标。
1项目概况巡航导弹在美国武器系统中具有特殊的地位，在未来信息化战争中，巡航导弹不要要成为首选的打击武器，也是美军实行远程军事打击的必备武器。
美国于20世纪90年代启动的“全球敏捷打击”计划自推出以来一直处于低速发展过程中,直至近年该计划开始迅速发展。
美国从改造三叉戟导弹开始,陆续推出一系列的先进攻击武器概念,包括新一代的飞机、无人机和导弹。
X-51A计划是由美国空军研究试验室(AFRL)、国防高级研究计划局(DARPA)、NASA、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1 h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。
X-51A于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。
X-51A的首飞创造了又一个人类历史记录———超燃冲压发动机推进的历时最长的高超声速飞行,刷新了X2 43创造的12 s的记录。
X2 51A首飞的成功意味着, 超燃冲压发动机将提供一种全新的快速全球打击能力。
据称,该高超声速导弹将能够在60 min内实施全球打击。
美国国防部/NASA的X2 51A项目则是这一新型武器系统方案的关键部分。
X2 51A 的飞行试验对于空间进入、侦察、打击、全球到达以及商业运输等都有重要意义。
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展高超声速飞行器是一种能够以超过音速5倍以上的速度飞行的飞行器，它具有很高的速度和高超声速的飞行特性，然而也面临着飞行过程中需要承受极高温的挑战。
在高超声速飞行器的飞行过程中，由于空气摩擦和推进剂燃烧产生的高温，飞行器表面所受到的热负荷非常巨大，因此对其热防护材料的研究显得尤为重要。
本文将对高超声速飞行器热防护材料的研究进展进行探讨。
目前，针对高超声速飞行器热防护材料的研究主要集中在以下几个方面：1. 高温耐烧蚀材料：高超声速飞行器在飞行过程中会受到高速空气和燃烧产物的冲击，因此需要具备良好的抗烧蚀性能。
目前研究者们主要关注碳/碳复合材料、碳/碳-钛复合材料等具有优异抗烧蚀性能的材料。
这些材料能够有效地减缓飞行器表面的热腐蚀和烧蚀，保护飞行器结构不受损坏。
2. 高温陶瓷复合材料：高温陶瓷复合材料是一种具有优异高温抗氧化和热稳定性能的材料，目前被广泛应用于高超声速飞行器的热防护结构中。
这些材料具有轻质、高强度和高温稳定性等优点，能够有效地抵御高温气流和燃烧产物的侵蚀，同时降低飞行器表面的温度。
3. 先进涂层技术：先进的涂层技术可以有效地提高热防护材料的抗氧化和热隔离性能。
目前，研究人员通过开发新型的高性能涂层材料，如氧化铝、硅酸盐、碳化硅等，实现了高超声速飞行器热防护材料的改性和功能增强。
这些涂层能够形成保护层，有效地隔离燃烧产物和高温气流，延缓热腐蚀和烧蚀的发生。
4. 纳米复合材料：纳米复合材料是一种具有微观结构特殊性的材料，具有优异的抗热腐蚀性能和热导率。
研究人员正在探索纳米复合材料在高超声速飞行器热防护中的应用潜力，通过调控纳米颗粒的尺寸和形貌等特性，实现材料的全方位性能改善，提高热防护材料的整体性能。
高超声速飞行器热防护材料的研究进展取得了显著的成果，但与此同时还存在着一些挑战。
热防护材料的热稳定性和耐烧蚀性能需要进一步提升；热防护结构的设计和制备技术还需要不断改进。
高超声速飞行器气动热环境与防护研究
高超声速飞行器气动热环境与防护研究高超声速飞行器是一种飞行速度超过5马赫（约6147 km/h）的飞行器，其在大气层中会面临极端的气动热环境。
由于高速飞行时会产生大量热能，高超声速飞行器需要在高温、高速飞行环境下保持稳定性以及飞行器结构的完整性。
高超声速飞行器的气动热环境主要包括两个方面：气动力和热环境。
在高速飞行过程中，气体会因空气动力学效应产生巨大的气动力，而高速飞行所产生的气动力会给飞行器结构带来巨大的振动和应力。
同时，由于高超声速飞行器在高速飞行过程中会面临高温环境，飞行器表面温度会升高，导致飞行器结构的热胀冷缩问题，从而对飞行器的结构完整性和飞行性能产生不利影响。
为了研究高超声速飞行器的气动热环境和制定相应的防护措施，科学家们进行了大量的实验和数值模拟。
通过实验方法，可以测量飞行器模型在高超声速飞行时所受到的气动力和热负荷，了解其荷载特征和分布情况。
同时，实验还可以通过测量飞行器表面的温度分布，了解其热胀冷缩情况，验证数值模拟结果的准确性。
在数值模拟方面，研究人员通常使用计算流体力学（CFD）方法来模拟高超声速飞行器的气动热环境。
CFD方法可以通过数值计算飞行器周围流场中的气动力和热传输过程，得到飞行器表面的温度分布和流场压力分布等关键参数。
通过数值模拟可以快速获得大量的数据，加深对高超声速飞行器气动热环境特性的理解，并为制定相应的防护措施提供支持。
基于对高超声速飞行器气动热环境的研究，科学家们提出了一系列的防护措施，以确保飞行器在高速飞行过程中的安全性和稳定性。
其中包括以下几个方面：首先，飞行器的结构设计必须能够承受高速飞行带来的巨大气动力。
科学家们通过优化飞行器的外形和减小飞行器的质量，降低飞行器受到的气动力，从而减小飞行器的振动和应力。
此外，还可以采用结构材料的高温耐受性更高的材料，提高飞行器的整体热稳定性。
其次，通过对飞行器进行热防护，降低其表面温度。
研究人员提出了多种热防护材料，例如陶瓷材料、热隔离涂层等，可以有效地减少表面温度的升高，减轻飞行器的热胀冷缩问题。
高超声速飞行器的材料热防护技术研究
高超声速飞行器的材料热防护技术研究高超声速飞行器的材料热防护技术研究随着人类对太空探索的日益深入，高超声速飞行器的研究和发展成为一个重要的课题。
高超声速飞行器指的是飞行速度超过马赫数5（五倍音速）的飞行器，其速度甚至可以达到马赫数25（二十五倍音速）。
高速飞行所面临的一个主要问题是飞行器材料的热防护。
高超声速飞行器的飞行速度极快，大大超过常规飞机的速度。
在这样高速的状态下，飞行器会经历巨大的气动热负荷，因为高速飞行时大气摩擦会导致飞行器表面温度迅速升高。
这种高温情况下，如果没有有效的材料热防护技术，飞行器可能会遭受热应力导致结构破坏，甚至完全失去控制。
因此，高超声速飞行器的研究中，材料热防护技术显得尤为重要。
材料热防护技术的目标是使飞行器能够在高温环境中维持结构的完整性和机能，保护飞行器内部的设备和航空器的飞行性能。
为了解决高超声速飞行器热防护的问题，科学家和工程师提出了多种热防护材料和技术。
热防护材料需要具备良好的热稳定性、高温强度、耐压、隔热、抗光腐蚀和抗氧化等特性。
目前常见的热防护材料包括陶瓷复合材料、碳纤维复合材料、金属合金等。
这些材料都能够承受高温环境中的巨大热应力，并且具有较好的耐火性能。
陶瓷复合材料是一种广泛运用于高温环境中的热防护材料。
它由陶瓷纤维、陶瓷基体以及一些增强材料组成。
陶瓷纤维具有低热传导性能，可以提供良好的隔热效果；陶瓷基体则能够承受高温环境中的热应力。
而添加在陶瓷基体中的增强材料可以提高陶瓷的强度和硬度，防止材料的破裂和剥落。
碳纤维复合材料也是一种常见的高超声速飞行器热防护材料。
碳纤维具有高强度、高刚度和低密度等优点，同时也具备较好的隔热性能。
在高温环境下，碳纤维可以有效地承受热应力，并且不易发生氧化和腐蚀。
因此，碳纤维复合材料被广泛应用于高超声速飞行器的热防护。
此外，金属合金也是高超声速飞行器热防护材料中的重要成员。
金属合金具有较好的导热性，可以迅速将飞行器表面的热量导出，从而保持飞行器内部的温度相对稳定。
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展随着高超声速飞行器技术的不断发展，热防护材料的研究和应用成为其关键之一。
高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高温高速气流的侵蚀和冲击，因此需要采用能够抵抗高温、高压力和高速气流的热防护材料。
近年来，热防护材料研究的主要方向是在材料的结构和组成，以及制备和加工工艺等方面进行改进和优化。
本文将重点介绍高超声速飞行器热防护材料研究的进展和应用情况。
1、碳-碳复合材料碳-碳复合材料因其良好的高温抗氧化和抗腐蚀性能以及高度定向的纤维结构和良好的机械性能等优点而成为高超声速飞行器热防护材料的重要选择。
它的制备过程是在高温下进行的，其板材通过了特殊的炭化处理，从而获得良好的耐高温、耐氧化和耐腐蚀性能。
碳-碳复合材料的制备工艺和性能控制是目前研究的关键之一。
在碳/碳复合材料的制备过程中，需要考虑原料、纤维制备、预浸料处理和成型、炭化等方面；在碳/碳复合材料的性能方面，需要考虑纤维、矩阵和界面的性能、板材制备工艺、成型工艺，以及优化硅/碳和碳/碳结构等方面。
2、先进陶瓷材料先进陶瓷材料因其稳定、耐高温、耐腐蚀等性能，被广泛应用于高超声速飞行器热防护材料领域。
目前，采用的主要先进陶瓷材料包括SiC、Si3N4和ZrO2等。
SiC以其高温、耐腐蚀、高硬度等优点，成为热防护材料的重要选择。
同时，通过气相沉积法、微波感应等制备方法，制备出了SiC/SiC复合材料，其耐高温、耐热冲击性能远远超出传统热辐射屏蔽材料，成为广泛关注的热防护材料。
Si3N4是一种具有优良性能的先进陶瓷材料，在超声速飞行器热防护材料中得到广泛的应用。
利用Si3N4的成熟制备技术制备Si3N4单晶和复合材料，能够有效地解决高温气流冲击所引起的表面损坏和内部破坏问题。
ZrO2是一种具有良好的高温耐腐蚀性能和热稳定性的先进陶瓷材料。
通过改变ZrO2的晶相结构，可以有效地提高其抗热冲击性能和热阻性能，成为高超声速飞行器热防护材料的有力选择。
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展高超声速飞行器是一种能以超过5马赫速度进行飞行的飞行器，目前已成为各国军事和航天领域的研究热点。
高超声速飞行器在进行高速飞行时会受到严重的热载荷和气动热流的影响，对飞行器的热防护材料提出了极高的要求。
高超声速飞行器热防护材料的研究已成为近年来国际上的一个热门研究课题。
在本文中，我们将介绍一些与高超声速飞行器热防护材料研究相关的最新进展和成果。
高超声速飞行器经常需要在极高速度下从大气中进入大气层，这会导致飞行器表面受到极高的热载荷和气动热流的影响，温度甚至可能高达数千摄氏度。
而传统的航空材料往往无法满足该温度下的使用要求，因此需要开发新型的高温耐热材料来保护飞行器表面，以确保其安全、可靠地完成飞行任务。
当前，研究人员们主要关注的问题包括高超声速飞行器热防护材料的热稳定性、氧化稳定性、热膨胀系数、导热系数、机械性能等方面的要求。
为了满足这些要求，研究人员们正在积极开展热防护材料的研究，旨在开发出具有优异热防护性能的新型材料，以应对高超声速飞行器面临的极端环境。
研究进展一：陶瓷基复合材料陶瓷基复合材料是一种重要的高超声速飞行器热防护材料，具有优异的耐热性能和氧化稳定性。
近年来，研究人员们在陶瓷基复合材料方面取得了一些重要进展。
他们通过改进纤维增强技术和陶瓷基基体材料，成功地研制出了一系列新型的陶瓷基复合材料，这些材料不仅具有较低的密度和良好的导热性能，还具有较高的抗拉强度和热稳定性，能够在高温下保持较好的力学性能，适用于高超声速飞行器的热防护。
研究人员们还通过控制材料微观结构，成功地调控了材料的热膨胀系数，使其与高超声速飞行器的热膨胀匹配，从而有效地减小了材料因热膨胀而产生的应力和裂纹，提高了热防护材料的使用寿命和可靠性。
研究进展四：新型导热涂层材料导热涂层材料也是高超声速飞行器热防护中的一个重要组成部分。
传统的导热涂层材料由于热膨胀系数和导热系数的不匹配，容易在高温下发生龟裂和剥落，从而影响了热防护的效果。
超高音速飞行器的热防护系统研究
超高音速飞行器的热防护系统研究随着科技的不断发展，人类对于飞行速度的追求也越来越高。
超高音速飞行器的出现给航空领域带来了革命性的变化。
然而，超高音速飞行过程中面临的一个巨大挑战是热防护系统的研究。
本文将探讨超高音速飞行器的热防护系统及其研究。
超高音速飞行器的速度远远超过音速，因此，它所面临的问题是空气的摩擦导致的巨大热量。
这种热量会导致飞行器表面温度迅速升高，甚至达到数千摄氏度。
而这种高温有可能对飞行器本身造成严重的损坏。
因此，研究超高音速飞行器的热防护系统是非常重要的。
目前，科学家们开展了多种热防护系统的研究。
其中一种常用的方法是采用耐高温复合材料制造飞行器外壳。
这种材料具有优异的导热性能和耐高温性能，可以有效地吸收和传导飞行器表面的热量，降低温度。
除此之外，还可以在外壳表面涂覆一层高温陶瓷材料，以增加外壳的抗高温能力。
这种热防护系统被广泛应用于超高音速飞行器的研究中。
另一种热防护系统的研究方法是采用主动冷却技术。
通过在飞行器表面设置冷却装置，如喷射冷却气体或循环冷却水等，可以使飞行器表面温度保持在可承受范围内。
这种热防护系统可以有效地降低飞行器表面的温度，并且对飞行器本身的损坏也较小。
然而，这种方法需要大量的能源供应和冷却系统的建立，因此还需要进一步的研究和开发。
此外，研究人员还在探索一种被称为纳米涂层的热防护系统。
这种涂层由纳米颗粒组成，具有独特的热防护性能。
它可以在极端温度下形成稳定的氧化层，起到保护的作用。
纳米涂层的研究目前还处于起步阶段，但已经展示出了巨大的应用潜力。
总之，超高音速飞行器的热防护系统是目前航空领域的一大研究重点。
通过采用耐高温复合材料、主动冷却技术和纳米涂层等方法，可以有效地保护飞行器免受高温的侵害。
不过，热防护系统的研究仍然面临许多挑战，如能源供应和系统设计等。
未来，随着科学技术的不断进步，相信超高音速飞行器的热防护系统会取得更大的突破。
高超声速飞行器热防护系统研究概况
高超声速飞行器热防护系统研究概况摘要：随着飞行器飞行速度的不断提高，将面临严酷的气动加热环境，对弹体的热防护系统设计要求更加严格。
热防护技术是高超声速飞行器设计的关键技术之一，对高超声速飞行器热防护系统进行介绍，热防护方式由被动式热防护向主动热防护方式过渡。
从环境与热防护材料的耦合作用出发，介绍了新型热防护机制的原理和进展。
关键词：高超声速，热防护1引言飞行器以高超声速飞行时，由于激波压缩、粘性摩擦等作用，造成壁面附近气温升高。
高温空气不断向低温壁面传热，引起强烈的气动加热。
同时，由于翼、舵等部件的存在，会出现激波干扰流动、分离流动等复杂气动现象，导致气动热环境十分复杂而严酷，飞行器在临近空间的飞行马赫数为8时，头锥温度可高达1800℃，翼面前缘温度在1500℃左右，必须进行有效的防热设计[1]。
随着飞行器性能指标的不断提升，高超声速飞行器热防护方式由被动向主动、单一防热功能向多功能一体化热防护技术以及新型材料的引入等发展新方向，为解决高超声速飞行器热防护问题提供了新的途径。
本文对热防护技术相关研究进行了综述。
2传统热防护机制热防护系统是高超声速防空导弹设计中的重要分系统之一，在防空导弹飞行过程中，它能够阻挡气动热向弹体内部坏境的传递，将温度维持在电子设备的正常工作范围内，确保结构及设备的安全可靠，不受气动加热的影响。
根据作战任务需求的差异性，防空导弹飞行过程中承受的飞行热环境差别较大，因此热防护结构的设计也存在较大的差异。
目前，热防护系统根据工作原理的不同，可以分为三类：被动式热防护系统、半主动式热防护系统和主动式热防护系统[2]，如表1所示。
表1 热防护系统及其应用环境2.1被动式热防护系统被动防热系统依靠其自身结构和材料，将热量吸收或辐射出去，不需要工质来排走热量，即通过辐射带走一部分热量后，余下热量依靠自身吸收储存、结构材料耐温或隔热层阻挡。
简而言之，飞行器被动防热系统主要依靠耐高温材料选型和飞行器整体结构设计的统筹运行，常见的方案有陶瓷瓦、柔性毡和金属盖板式防热3种[3]。
高超声速飞行器的气动热防护技术研究与优化
高超声速飞行器的气动热防护技术研究与优化高超声速飞行器是指飞行速度超过5马赫（即每秒约6150公里）的飞行器。
由于高超声速飞行器在飞行过程中会遭受到极高的空气动力和热力负荷，因此研究和优化其气动热防护技术至关重要。
本文将讨论高超声速飞行器的气动热防护技术研究与优化。
高超声速飞行器的气动热防护技术主要包括材料选择、热保护涂层和结构设计等方面。
首先，材料选择是气动热防护技术的关键。
由于高超声速飞行器在飞行过程中会面临超高温，因此需要选用能够承受高温的材料，如碳-碳复合材料、陶瓷材料和高温合金等。
这些材料具有较高的熔点和热传导性能，能够有效抵御空气动力和热力负荷。
其次，热保护涂层是高超声速飞行器气动热防护技术中的重要组成部分。
热保护涂层能够提供降低表面温度、减少热流传导和辐射的效果。
目前常用的热保护涂层主要包括炭化硅和氧化锆等。
这些涂层具有优异的热稳定性和高温抗氧化性能，能够在极端高温条件下保护飞行器的结构材料。
最后，结构设计也对高超声速飞行器的气动热防护技术起着重要作用。
结构设计需考虑到飞行器的热导性、热膨胀系数和传热路径等因素。
一种常见的结构设计方法是利用多层结构来增强热防护性能。
多层结构中，外层主要承受飞行器受热的热力负荷，内层则起到隔热的作用。
此外，还可采用冷却系统来减少飞行器的表面温度，从而减小热流传导和辐射。
为了优化高超声速飞行器的气动热防护技术，需要进行系统的研究和验证。
首先，需要通过实验室测试和数值模拟来评估材料和热保护涂层的性能。
实验室测试可以通过高温和高速风洞来模拟高超声速飞行器的飞行环境，评估材料和涂层的热性能和机械性能。
数值模拟则可基于流体力学和热传导学原理，计算出高超声速飞行器在不同飞行条件下的温度分布和热流传递。
其次，需要从结构设计的角度考虑气动热防护技术的优化。
可以通过优化多层结构的厚度和材料参数，来实现更好的热防护性能。
此外，还可以通过引入新型结构设计和材料，如纳米材料和复合材料，来提高热防护技术的效果。
高超声速飞行器的气动热防护技术研究
高超声速飞行器的气动热防护技术研究在现代航空航天领域，高超声速飞行器的发展成为了各国关注的焦点。
高超声速飞行器具有极高的飞行速度，这使得其在飞行过程中面临着极其严峻的气动热问题。
气动热防护技术的研究对于保障高超声速飞行器的安全可靠运行至关重要。
高超声速飞行器在飞行时，由于与大气的剧烈摩擦，其表面会产生大量的热量。
这种高热量会导致飞行器表面温度急剧升高，如果不采取有效的防护措施，不仅会影响飞行器的结构强度和性能，甚至可能会引发灾难性的后果。
因此，研究高效可靠的气动热防护技术是高超声速飞行器发展的关键之一。
目前，常见的气动热防护技术主要包括热防护材料、热结构设计和主动冷却系统等方面。
热防护材料是气动热防护的基础。
目前，一些先进的耐高温材料，如陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等，展现出了良好的性能。
陶瓷基复合材料具有优异的耐高温性能和抗氧化性能，能够在高温环境下保持较好的力学性能。
碳/碳复合材料则具有低密度、高强度和高导热性等优点，在高超声速飞行器的热防护中也有着广泛的应用前景。
热结构设计也是重要的一环。
合理的热结构设计可以有效地降低飞行器表面的温度梯度，减少热应力，提高飞行器的热防护性能。
例如，采用多层隔热结构，通过不同材料的组合和层次的设计，能够有效地阻挡热量的传递。
主动冷却系统则是一种更为先进的防护手段。
它通过在飞行器内部循环冷却剂，将热量带走，从而降低飞行器表面的温度。
常见的主动冷却系统包括液体冷却系统和气体冷却系统。
液体冷却系统的冷却效率较高，但系统较为复杂；气体冷却系统相对简单，但冷却效果可能稍逊一筹。
在实际应用中，这些气动热防护技术往往不是单独使用，而是相互结合、协同作用。
例如，在飞行器的关键部位，可能会同时采用高性能的热防护材料和主动冷却系统，以确保足够的热防护能力。
然而，高超声速飞行器的气动热防护技术研究仍然面临着诸多挑战。
首先，高超声速飞行环境极其复杂，对于热防护技术的性能要求极高。
高超声速飞行器的热防护技术
高超声速飞行器的热防护技术在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展正成为各国竞相追逐的焦点。
然而，要实现高超声速飞行，面临着诸多严峻的挑战，其中热防护技术无疑是至关重要的一环。
高超声速飞行器在飞行过程中，由于与大气的剧烈摩擦，表面会产生极高的温度，若不采取有效的热防护措施，飞行器的结构和设备将受到严重的损坏，甚至可能导致飞行任务的失败。
高超声速飞行器在大气层中高速飞行时，其表面与空气的摩擦会产生大量的热量。
随着飞行速度的不断提高，这种热量的产生呈指数级增长。
在马赫数 5 以上的高超声速条件下，飞行器表面的温度可能会超过数千摄氏度。
如此极端的高温环境对飞行器的材料和结构提出了苛刻的要求。
为了应对这一挑战，科学家们研发了多种热防护技术。
其中，隔热材料的应用是最为常见的一种方式。
隔热材料通常具有低导热系数和高耐热性能，能够有效地阻止热量向飞行器内部传递。
常见的隔热材料包括陶瓷纤维、气凝胶等。
陶瓷纤维具有良好的耐高温性能和机械强度，能够在高温环境下保持稳定的结构。
气凝胶则是一种具有超低密度和高孔隙率的材料，其隔热性能极为出色，能够有效地减少热量的传导。
热结构设计也是热防护技术中的重要手段之一。
通过合理的结构设计，可以减少飞行器表面的热流密度，降低热量的输入。
例如，采用钝头外形可以减小气动加热的强度；优化飞行器的外形和表面粗糙度，能够降低空气摩擦产生的热量。
此外，采用内部冷却通道的设计，让冷却液在飞行器内部循环流动，带走热量，也是一种有效的热防护方法。
烧蚀热防护技术在高超声速飞行器中也发挥着重要作用。
烧蚀材料在高温下会发生分解、蒸发等物理化学变化，吸收大量的热量，同时形成一层隔热的炭化层，阻止热量进一步向内传递。
常见的烧蚀材料有碳/碳复合材料、树脂基复合材料等。
然而，烧蚀防护技术也存在一定的局限性，例如烧蚀过程会导致飞行器外形的改变，影响其气动性能。
主动冷却技术是一种更为先进和复杂的热防护方法。
它通过在飞行器表面或内部设置冷却系统，主动地将热量带走。
高超声速飞行器的热防护技术研究
高超声速飞行器的热防护技术研究在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展成为了一个备受瞩目的焦点。
高超声速飞行器以其极高的飞行速度，带来了一系列前所未有的技术挑战，其中热防护技术就是至关重要的一项。
高超声速飞行时，飞行器会面临极其恶劣的热环境。
当飞行器在大气中以数倍音速飞行时，其表面与空气之间的剧烈摩擦会产生大量的热量，导致表面温度急剧升高。
这种高温可能会达到数千摄氏度，远远超过了传统飞行器材料所能承受的极限。
如果不能有效地解决热防护问题，飞行器的结构将受到严重破坏，甚至可能导致整个飞行任务的失败。
为了应对这一挑战，科研人员们开展了深入的研究，并提出了多种热防护技术。
其中，热障涂层技术是一种常见的方法。
热障涂层通常由陶瓷材料制成，如氧化锆等。
这些陶瓷材料具有良好的耐高温性能，可以有效地减少热量向飞行器内部传递。
在制备热障涂层时，需要考虑涂层与基体材料之间的结合强度、涂层的微观结构以及热循环稳定性等因素，以确保涂层在高超声速飞行条件下能够长期可靠地工作。
主动冷却技术也是热防护的重要手段之一。
这种技术通过在飞行器内部设置冷却通道，将冷却液（如燃料等）引入其中，从而带走飞行器表面产生的热量。
主动冷却系统的设计需要综合考虑冷却效果、系统重量和复杂度等多方面因素。
一方面，要确保足够的冷却能力以应对极端高温；另一方面，又要避免系统过于复杂和沉重，影响飞行器的整体性能。
隔热材料的研发也是热防护技术的关键。
新型隔热材料如气凝胶、碳泡沫等具有极低的热导率和良好的隔热性能。
气凝胶是一种由纳米级颗粒构成的多孔材料，其内部充满了大量的微小孔隙，能够有效地阻止热量的传递。
碳泡沫则具有良好的机械性能和热稳定性，在高超声速飞行器的热防护中具有广阔的应用前景。
然而，这些新型隔热材料在实际应用中还面临着一些问题，如成本较高、制备工艺复杂等，需要进一步的研究和改进。
除了上述技术外，防热结构设计也是热防护的重要环节。
合理的结构设计可以减少热量的集中和传递，提高飞行器的整体热防护性能。
高超声速飞行器的气动热防护技术研究与分析
高超声速飞行器的气动热防护技术研究与分析在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展备受瞩目。
然而，要实现高超声速飞行，面临着诸多技术挑战，其中气动热防护技术是至关重要的一环。
高超声速飞行时，飞行器与空气之间的剧烈摩擦会产生大量的热量，使得飞行器表面温度急剧升高。
这种极端的热环境对飞行器的结构和材料提出了极高的要求，如果不能有效地进行热防护，飞行器可能会因高温而受损甚至解体。
为了应对这一挑战，科研人员们开展了广泛而深入的研究，探索出了多种气动热防护技术。
一种常见的技术是热防护材料的应用。
例如，陶瓷基复合材料具有优异的耐高温性能，能够在高温下保持结构的稳定性。
这类材料的研发和改进是一个持续的过程，需要不断优化其成分和微观结构，以提高其热防护性能。
隔热瓦也是一种常用的热防护手段。
它能够有效地阻挡热量向飞行器内部传递，起到隔热的作用。
然而，隔热瓦存在着容易脱落和破损的问题，这就需要在其安装和维护方面下功夫，确保其在飞行过程中的可靠性。
主动冷却技术也是研究的重点之一。
通过在飞行器内部设置冷却通道，让冷却液循环流动，带走表面产生的热量。
这种技术的难点在于冷却系统的设计和优化，要保证冷却效果的同时，不能增加飞行器过多的重量和复杂性。
除了材料和冷却技术，外形设计也对气动热防护起着重要作用。
合理的外形可以减少空气阻力，降低热量的产生。
例如，采用尖锐的头部和流线型的机身能够有效地减小激波的强度，从而降低气动加热的程度。
在实际应用中，往往需要综合运用多种热防护技术，以达到最佳的防护效果。
这就需要对各种技术进行系统的集成和优化。
然而，高超声速飞行器气动热防护技术的研究还面临着一些困难和挑战。
首先，高超声速飞行条件下的热环境极其复杂，难以准确模拟和预测。
这就给热防护设计带来了很大的不确定性。
其次，新的材料和技术在实际应用中还需要经过大量的试验验证，成本高昂且周期长。
此外，热防护系统的可靠性和可维护性也是需要重点考虑的问题，要确保在长期的飞行过程中能够稳定运行。
高超声速飞行器的热防护技术
高超声速飞行器的热防护技术在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展正成为各国竞相追逐的焦点。
高超声速飞行器具有极高的飞行速度，能够在短时间内快速抵达目标区域，这使得其在军事、民用等多个领域都具有广阔的应用前景。
然而，伴随着高超声速飞行所带来的巨大挑战之一，便是飞行器在高速飞行过程中所面临的极端热环境，这就对热防护技术提出了极为严苛的要求。
高超声速飞行时，飞行器表面与空气之间的强烈摩擦会产生大量的热量，使得飞行器表面温度急剧升高。
在这样的高温条件下，传统的材料和防护技术往往难以承受，若不能有效地解决热防护问题，飞行器的结构完整性将受到严重威胁，甚至可能导致飞行任务的失败。
为了应对这一挑战，科研人员们提出并发展了多种热防护技术。
其中，热障涂层技术是一种常见且有效的方法。
热障涂层通常由陶瓷材料制成，如氧化锆等。
这些陶瓷材料具有良好的耐高温性能和较低的热导率，能够有效地阻隔热量向飞行器内部传递。
通过在飞行器表面涂覆一层合适的热障涂层，可以显著降低飞行器表面的温度，从而保护其内部结构和设备。
隔热材料的应用也是热防护技术中的重要一环。
常见的隔热材料包括气凝胶、陶瓷纤维复合材料等。
气凝胶是一种具有极低密度和极高孔隙率的材料，其热导率非常低，能够有效地阻止热量的传递。
陶瓷纤维复合材料则具有良好的高温稳定性和隔热性能，可以在高温环境下保持其结构和性能的稳定。
主动冷却技术是一种更为先进和复杂的热防护手段。
这种技术通过在飞行器内部设置冷却通道，利用冷却液（如液氮、液氢等）的循环流动来带走热量。
主动冷却技术能够实现对飞行器表面温度的精确控制，但同时也增加了飞行器系统的复杂性和重量。
在高超声速飞行器的热防护设计中，外形优化也是一个不可忽视的方面。
合理的外形设计可以减少空气阻力，降低飞行器表面的热流密度，从而减轻热防护的压力。
例如，采用尖锐的头部和光滑的表面可以有效地减少气流的分离和漩涡的产生，降低摩擦阻力和热生成。
此外，热防护系统的可靠性和耐久性也是至关重要的。
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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Haynes230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,再在其上涂覆一层由K321纤维制备的材料,最终碳2碳比例为5∶1。
由于碳2碳复合材料最高只能承受1649℃,所以,还在碳2碳材料表面涂覆一层碳化硅涂层。
因为机身前缘的曲率半径非常小,表面涂敷碳化硅涂层制造难度非常大,所以当马赫数为7和10时,分别使用了不同的前缘。
X243A结构与X251A飞行器类似,图6为X251A飞行器与X243A飞行器的机身前缘比较图。
X243A研究小组试验了13种不同的耐高温材料来解决X243A机身前缘热防护问题,其试验样品如图8所示,宽4.83c m,长10.16c m,头部厚度0.08c m。
涉及的材料和成型工艺如下:基底材料:碳/碳材料(5∶1,K321纤维,P230X纤维),功能增强材料(5∶1,K321纤维),含1%镧的合金(W21%La),钽锆钼合金(TZ M),硼化锆/20%碳化硅(Zr B2/20%Si C);蒙皮组成:碳化铪(Hf C),氧化铪(Hf O2),硼化铪(Hf B2),碳化锆(Zr C),硼化锆(Zr B2),碳化硅(Si C),氮化硅(Si3N4),硅化钼(MoSi2),铱(Ir),铼(Re),碳化锆/铼(Zr C/W2Re);成型工艺:化学气相渗透(CV I),化学气相沉积(CVD),化学气相反应(CVR),高温烧结,热压成型,等离子体喷涂,涂漆,熔融浴。
在阿诺德工程与发展中心X243A进行了地面模拟试验,模拟飞行环境为:飞行速度为M a=10,飞行高度为32k m,高温热流为1.47×107J/m2・s,喷射时间为130s,喷射温度可达到2204℃,喷射试验过程如图8所示。
其中,右上图为试验成功样品,下图为失败样品,从图中看出,失败的样品包覆层已脱落,并且碳/碳复合材料结构已经被氧化。
通过反复试验,最终确定X243A的蒙皮组成及成型工艺如下:首先,通过化学气相沉积法将碳化硅沉积到碳/碳基材料表面上,然后,再通过化学沉积法在碳化硅上沉积一层薄的碳化铪,最终形成一种具有三层结构的热防护结构。
有学者认为,当X243A以M a=10的高速飞行表2 X 251A 与X 243A 飞行器热防护材料和热防护方案飞行器名称超高温热防护材料大面积热防护材料热防护方案X 251ASi O 2碳/碳(C /C )钨(W )BR I 216FRSI BLA 2S被动热防护X 243A 碳化硅(Si C )碳/碳(C /C )钨(W )AET B被动热防护图9 X 243A 前缘的高热压分析图时,其前缘大温梯度会产生高温热压,使机身前缘会向翼展方向发生形变,如图9所示。
美国斯坦福大学的一个研究小组对机身前缘的碳2碳材料进行了两次4点拉伸试验,试验温度分别为1649℃和2093℃。
试验结果表明:碳化铪包覆的碳2碳材料与未包覆的碳/碳材料相比,碳化铪明显增强了材料的承受能力;试验测得的实际压力强度值比预测值高。
也就是说,当X 243A 以M a =10的速度高速飞行时,其前缘能够承受住高热压导致的形变,而不会损坏。
2.2.4 发动机的热防护结构X 243A 飞行器的发动机采用矩形流路、机身一体化设计,使用气态氢燃料和硅烷点火剂。
该发动机采用Cu /A l 2O 3铜合金制备,整流罩和垂直前缘非常尖锐,在助推段和发动机工作段采用水冷方式进行热防护。
在整流罩前段和整个发动机的关键位置采用氧化锆涂层进行热防护。
2.2.5 飞行器热防护系统X 243A 高超声速飞行器采用的是被动热防护方案。
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瓦(AET B )热防护。