转贴(科普):漫谈高超声速飞行器的热防护问题

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漫谈高超声速飞行器的热防护问题

飞行速度超过5倍声音速度的飞行器叫做“高超声速飞行器”。高超声速飞行器有两大类,一类是在稠密大气层中较长时间飞行的“高超声速巡航飞行器”,主要有目前尚在研究发展阶段的,以超声速燃烧冲压发动机为动力的“空天飞机”和“高超声速巡航导弹”等;另一类是由火箭发动机发射到外层空间再返回地球的“再入航天器”(包括弹道式中远程导弹弹头,返回式卫星,宇宙飞船和航天飞机等)。

在高超声速飞行器研发过程中遇到的一大技术难题叫“热障”,它是飞行器飞行时由于激波和粘性的作用,其周围空气温度急剧升高(可达几千摄氏度),形成严酷的气动加热环境,使一般飞行器结构无法承受而形成的。

为克服“热障”,科技工作者首先精心设计飞行器的飞行轨道和气动外形,使其在不影响或少影响飞行器性能的情况下,尽可能降低进入飞行器的气动加热率(热流)。以再入航天器为例。不同类型和用途的飞行器,其飞行轨道和气动外形有很大的不同:弹道式中远程导弹弹头,因其主要性能要求之一是以最快的速度命中敌方目标,于是采用小钝头细长形气动外形(尖头外形不行,因为不管用甚么材料制造都将很快被烧钝)以减小阻力和速度损失;采用与地平面很大夹角(再入角)的飞行轨道以缩短再入航程。但这样一来,它们就可能要承受最为严酷的短时间高热流的气动加热环境。而返回式卫星或宇宙飞船,返回时间长短不是其主要性能指标,于是,采用小再入角飞行,缓慢减速的轨道以及大钝头体的飞行器外形以降低加热率(因为,加热率与头部曲率半径的平方根成反比),从而形成低热流长时间的气动加热环境。当然,这样做的另一考虑是,不使飞行器的过载超过宇航员(如果有的话)所能承受的程度(一般认为不应超过五倍的重力加速度,即5g)。

克服“热障”更主要的手段是对飞行器进行热防护,希冀以最小的代价保证飞行器及其有效载荷(战斗部或乘员)的安全。

热防护的方法按其防热机理划分有:热沉(热汇)防热;辐射防热;发汗冷却防热和烧蚀防热。

热沉(热汇)防热主要利用材料的热容量(热容量等于材料的比热与温度的乘积)来吸收热量。任何材料都有热容量,但作为防热材料(此处为热沉材料)使用时自有其特殊要求。首先,要有大的比热,这样,单位重量的材料才能吸收更多的热量;其次,要有高的导热率,因为只有这样才能使热沉材料内部的温差不致过大,不然,受热面已接近或达到材料的破坏温度,而其余部分的温度还较低,就不能充分发挥材料大比热即大热容量的潜力。由于热沉材料的破坏温度一般不是很高(例如,铜的熔点是1357 K),要想吸收大量的热,就必须大量增加热沉材料的重量,形成很笨重的防热系统。这种防热方案仅在美国早期的洲际导弹弹头上使用过,后来将其弃用了。

辐射防热主要利用材料的辐射特性,将进入表面的气动热再以辐射的形式散发出去。由于辐射热流与表面温度的四次方成正比,因此,选用的辐射防热材料除了要有高辐射特性外,还必需有低导热率和耐高温特性(此两种特性可保证有高的表面温度)。早期,此种防热方案曾在返回式卫星的某些局部使用过。不过最成功的应用还是在美国航天飞机上。对于航天飞机防热,除了机身头部及机翼和尾翼的前缘,因为加热率过大采用烧蚀率极低的碳/碳复合材料防热外,其余的大面积均用一种叫防热瓦的东西来防热,总数有几万块。防热瓦的基体是导热率极低的高温陶瓷,外覆高辐射率的涂层,辐射涂层外还包覆一层透明的玻璃类物质。后者的作用,一为避免涂层因氧化而降低辐射率;二可避免高温气流中的原子和离子在表面的催化作用下产生放热的复合反应,从而增加气动加热率。因为玻璃类材料对复合反应的催化率是极低的。这种防热方案的一大好处是飞行过程中气动外形变化极小,这对于在大气中滑翔很长时间而后着陆的航天飞机而言极为重要;它的另一好处是防热层由几万块防热瓦组成,返航着陆后若发现少量防热瓦有毛病还可以修理或更换,整个防热系统可重复使用。它的致命弱点是陶瓷制的防热瓦较脆而不耐冲击。正因为此,2003年1月16日,美国哥伦比亚号航天飞机发射升空时,主燃料箱外保温用的泡沫塑料脱落撞在左机翼上,使机翼表面的防热瓦松动或破损形成缝隙,当2003年2月1日返航再入时,炽热的高温气体从这些缝隙进入机体,引发飞机解体爆炸,造成机毁人亡的惨剧。虽然后来有人提出用高温合金代替陶瓷作机体材料制造防热瓦,以增加其耐冲击性,但已于事无补,因为,美国已决定不再研制新的航天飞机了。不过,这一改进想法也许在其它高超声速飞行器热防护设计中有借鉴意义。

发汗冷却防热。顾名思义,与人类通过出汗降低体表温度类似,飞行器通过从多孔表面渗出流体(液体或气体)达到防热的目的。不过,与人类主要靠汗液蒸发降温有所不同,发汗冷却防热则除了有蒸发(渗出物是液体时是这样)吸热外,主要靠专业上称作“热阻塞效应”(或“质量引射效应”)的机理来防热。这说的是,当气体注入飞行器表面气体边界层时,使边界层结构改变,厚度增大,温度梯度降低,从而减小进入飞行器的对流传热。飞行器使用发汗冷却防热在飞行中没有气动外形的变化,但其最大的优点还在于,可以通过控制流体的渗出量来适应不同大小热流的防热需求。虽然这一方案很吸引人,但在工程技术上却极其复杂。首先,多孔介质的防热层(蒙皮)就很难制造;其次,流体的储罐,管道,泵送,分配以及控制系统,不仅复杂笨重而且很不可靠。正是一些难于克服的技术困难,使得这一防热方案虽然各国都做过不少研究和试验,但至今未见在飞行器上实际应用的报道。

薄膜冷却防热在防热机理上与发汗冷却防热基本相同。与人们想象中的通过许多“毛孔”来“发汗”稍有不同的是,薄膜冷却防热依靠为数不多的,在飞行器表面精心布置的小孔喷出液体或气体,在表面形成一层很薄的液膜或气膜,将飞行器表面与高温气体隔开,而后,液体蒸发吸热,气体注入边界层,产生“热阻塞效应”,降低进入飞行器的对流传热。薄膜冷却防热拥有上述发汗冷却防热的所有优缺点,所以很多人把它归入发汗冷却防热中。

烧蚀防热是一种靠牺牲部分防热材料来吸收和耗散热量的防热方法。玻璃纤维增强酚醛塑料(俗称玻璃钢)是第一类实用的烧蚀防热材料,从它们的烧蚀过程可以了解到烧蚀材料是如何防热的。当烧蚀材料受热时,材料先以热容量吸热;由于材料的导热率较低,仅加热表面下的很薄一层受到影响且温升很快,当温度达到600 K左右时,增强塑料中的酚醛树脂开始热分解(吸热反应),释放出热解气体后留下碳渣;碳与玻璃纤维中的二氧化硅可能产生吸热的“碳硅反应”;温度进一步升高(约1200 K),塑料热解残渣中的玻璃纤维开始熔化(实为软化),在表面形成液态层,液态表面层可能有蒸发吸热和辐射散热,并在气动力的作用下流向下游和流失。热解气体,碳硅反应气体,蒸发气体注入气体边界层后产生的“热阻塞效应”(“质量引射效应”)将降低进入烧蚀表面的加热率。其它类型的烧蚀材料其防热机理与此大同小异。例如,碳基烧蚀材料烧蚀时,没有了玻璃纤维熔化(软化)流动,蒸发和碳硅反应,但却有碳的升华,热化学烧蚀及机械剥蚀等。烧蚀热防护由于有效,可靠,自适应,重量轻,工艺简单,便于搬运和储存等优点而得到广泛应用。中远程弹道导弹弹头,返回式卫星,宇宙飞船(包括我国的神舟号飞船),登月飞行返回舱以及航天飞机机头和机翼尾翼前缘,都使用烧蚀防热。经过几十年的研究和实际应用,现已研发成功多种烧蚀材料(有高温烧蚀材料,低温烧蚀材料,特殊用途烧蚀材料等等)和使用技术,供不同用途飞行器和飞行器的不同部位选用。烧蚀防热是目前高超声速飞行器热防护中应用最成功的一种方法。也许是由于其影响过于强大,以致一些正在研发中的热防护新技术也要特别冠上“微烧蚀”或“非烧蚀”加以说明。烧蚀防热的主要缺点是一次性使用,和由于烧蚀材料损失产生的气动外形变化。后者,将影响再入航天器的稳定性,落点精度和再入机动飞行,以及巡航飞行器的升阻力,稳定性和操纵性

我们迄今所遇到的气动加热环境是:低热流长时间(返回式卫星,宇宙飞船和航天飞机一类);高热流短时间(中远程弹道导弹弹头一类)。然而,尚在研发阶段的空天飞机和高超声速巡航导弹,其气动加热环境很可能是高热流和长时间,而且还不允许气动外形在飞行过程中有大的变化,这对于科技工作者而言无疑是一大挑战。


(作者 魏叔如 浦群)

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本文介绍了"热障",几种克服"热障"的可能方法,澄清一些混淆的概念,比如返回式卫星(低热流长时间)和中远程弹道导弹(高热流短时间)所经历"热障"的区别,这是很多人容易混淆的.

本文内容于 2012/4/27 9:04:51 被witten编辑

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