4飞行器的热防护

2020/2/251飞行器的热防护报告人：王云学号：2009310627航天航空学院2020/2/252内容飞行器的热现象及影响热防护结构•热沉（吸热）式防热•辐射防热•烧蚀式防热•发汗冷却防热•表面隔热防热•热管小结参考文献2020/2/2531.飞行器的热现象一、飞行器结构的热问题20世纪40年代末，飞机的速度大幅提高——声障；BellX-11944年，出于研究超声速飞机的需要，NACA（美国国家航空咨询委员会）启动了BellX-1计划；随着超声速现象得到很好的解释，飞行速度进一步提高，气动加热越来越明显——热障；•表面最高温度低于200°F；1.1飞机的高速飞行5329FC说明：华氏温度与摄氏度的关系2020/2/254一、飞行器热问题1947年，BellX-2超声速飞机——第一架为气动加热而设计、飞行速度达到2.5马赫的飞行器；•内部结构为K-镍合金，蒙皮为不锈钢;理论和试验研究促进了高速飞机所需技术发展，可压缩流动、热结构和材料等方面的研究蓬勃开展。BellX-21.1飞机的高速飞行1.飞行器的热现象2020/2/255一、飞行器热问题1952年6月，NACA提出飞行高度12~15里、速度为4~10马赫的有人或无人飞行器研究计划；1954年，NACA的兰利实验室（现在的NASA兰利研究中心）形成了以JohnBecker为主席的高超声速研究团队；•前所未有的气动加热和高温结构问题，以至于他们认为这是高超声速飞行的障碍；NASA发展了一个与X-15最终的实际结构相似的设计。1.1飞机的高速飞行1.飞行器的热现象2020/2/256一、飞行器热问题厚蒙皮（热沉式防热）;受气动加热的表面采用InconelX（镍合金）制造;不受高温作用的内部结构采用钛制造;蒙皮的最大设计温度为1200°F;迄今为止，X-15是唯一的能够在大气层内100,000英尺高度以上，以5M速度飞行的有人飞行器；1959～1968年间，X-15共完成了199次飞行任务；1.1飞机的高速飞行X-15机身表面温度分布(括弧内的数字为以6M飞行时的实测温度无括弧的数字为以8M飞行时的实测温度)说明：1英尺=0.3048米1.飞行器的热现象2020/2/2571.2航天飞机一、飞行器热问题满足20世纪60年代轨道空间站后勤服务的需求；轨道器基本上是常规的蒙皮-骨架结构;防热系统（TPS）的设计要求结构的温度低于350°F；航天飞机外表面温度分布1.飞行器的热现象2020/2/2581.3空天飞机一、飞行器热问题1986年2月，里根宣布要开展国家空天飞机计划(NASP)；RobertL.Williams，计划目标：“发展，然后在一个实验飞行器（X-30）上证明一些必要的技术，使得国家可以发展能够在大气层内持续高超声速飞行或作为航天发射器将有效载荷送入轨道的军民两用飞行器。”NASP在88,000英尺高空以8马赫速度持续飞行时表面平衡温度1.飞行器的热现象2020/2/2591.4在轨飞行器一、飞行器热问题环境热源太阳、地球自身携带热源能源系统、电子设备、散热系统环境加热率太阳热流地球发射的辐射地球反射的辐射（反照）卫星地球太阳（与卫星的具体设计密切相关）1.4.1加热效应加热效应阴影效应1.飞行器的热现象2020/2/2510aqeq一、飞行器热问题在轨热源及几何关系考虑地球轨道上的一个面受到来自太阳和地球辐射的加热；表面上单位面积的加热率是入射热流的大小、表面相对入射热流的方位和表面吸收率的函数；表面吸收率是波长的函数，需要区分来自太阳辐射的吸收率和来自地球辐射的吸收率；saea1.4在轨飞行器1.4.1加热效应1.飞行器的热现象2020/2/2511aqeq一、飞行器热问题在轨热源及几何关系太阳辐射地球轨道的太阳热流大约为1350W/m2，一个表面接收到的太阳加热可表示为1350cosssqa：太阳热流向量与表面法线的夹角1.4在轨飞行器1.4.1加热效应1.飞行器的热现象2020/2/2512aqeq一、飞行器热问题在轨热源及几何关系地球发射的辐射地球发射的辐射可以通过假设地球为温度Te=289K的黑体在辐射来近似：视角因素（也称为形状因素或构型因素），表示离开地球的总辐射能量到达平面的比例F4eeeqTaF1.4在轨飞行器1.4.1加热效应1.飞行器的热现象2020/2/2513一、飞行器热问题aq在轨热源及几何关系地球反射的辐射（反照）地球发射的辐射可以通过假设地球为温度Te=289K的黑体在辐射来近似：太阳反照率定义为到达地球表面的太阳辐射能量被反射回到太空的比例AF1350cosasqAFaF1.4在轨飞行器1.4.1加热效应1.飞行器的热现象2020/2/2514一、飞行器热问题总加热总加热为太阳加热、地球发射辐射加热和反照加热之和，即：seaqqqq轨道加热率，W/m2太阳地球发射反照LEO1240310380GEO1240810表1典型轨道加热率1.4在轨飞行器1.4.1加热效应1.飞行器的热现象2020/2/2515一、飞行器热问题1.5再入弹头1.飞行器的热现象弹头再入大气层时，由于再入飞行速度大，往往高达十几个马赫数，并且又处于稠密大气层中，弹头周围的空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，气流的大部分动能转化为热能，导致空气温度急剧升高，此高温气体与弹头表面之间产生了巨大温差，部分热能迅速向弹头表面传递，促使弹头表面的温度急剧升高。2020/2/2516一、飞行器热问题弹头外形1.5再入弹头1.飞行器的热现象文献[6]中给出了一个弹道导弹弹头再入大气层的热流计算和温度场计算的实例，弹头外形如图所示。2020/2/2517一、飞行器热问题驻点热流随再入时间变化如图所示为驻点热流随时间变化规律，从图上可以看出，热流大小的形状近似为抛物线，在再入时刻30秒左右出现峰值点，高达5×107W/m2。1.5再入弹头1.飞行器的热现象2020/2/2518一、飞行器热问题驻点温度随再入时间变化如图所示为驻点温度随时间的变化曲线，在整个的再入过程中驻点的温度最高达到7500K左右，可见驻点受热最为严重。1.5再入弹头1.飞行器的热现象2020/2/25192.热现象的影响一、飞行器热问题材料的熔点有限铝及合金、镁及合金、钛及合金和钢等金属材料是飞行器的常用材料，这些材料都具有一定的熔点。尤其是铝及合金和镁及合金的熔点较低，当温度大于150℃时，就超过了铝、镁合金的使用温度极限。在航空结构中使用的大多数的有机材料，基本都不能经受100℃以上的温度。当温度超过350℃时，带有填充物的薄板、胶、各种密封材料和织物以及多数的涂料都将被削弱或者完全遭到破坏。2020/2/2520一、飞行器热问题降低材料性能如杨氏模量、许用应力降低，材料的蠕变效应等。低碳钢铬锰合金钢应力维持不变：温度越高，蠕变速率就越大；温度降低，蠕变速率也随之减小。总的趋势，随着温度升高，材料的弹性模量、屈服强度和拉伸强度均降低。2.热现象的影响2020/2/2521一、飞行器热问题热应力再入30s时轴向应力变化2.热现象的影响由于结构温度的升高，结构会产生变形，在约束的作用下会产生热应力。文献[6]中分析了弹道导弹弹头再入时弹头结构的热应力分布，从图中可以看出，驻点的热应力高达300MPa，与一般结构材料的拉升强度相当。2020/2/2522一、飞行器热问题热与结构的耦合——振动哈伯太空望远镜太阳帆板模型随时间的增长，太阳能帆板端部的振动幅度在不断增长。这种不稳定的振动响应最终会导致太阳能帆板的结构破坏。哈伯太空望远镜0.01092Rm纵轴标准化参数：2.热现象的影响2020/2/2523二、热防护结构防热结构吸热（热沉式）防热辐射防热烧蚀式防热发汗冷却防热表面隔热防热热管2020/2/2524二、热防护结构1.热沉(吸热)式防热热沉式防热是选用热容大的材料制成的防热层，能吸收大部分气动加热，使传入结构内部的热量小到使结构及内部仪器设备与舱内气体的温升低于允许值。1.1热沉式防热机理热沉式防热41/ncwswqqiiT从防热层表面传入防热层材料的净热流密度nqcq：表面热力学温度为零时传入的热流密度wisi：为在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值：防热层表面辐射系数：斯忒藩-玻尔兹曼常数wT：表面壁温（热力学温标）2020/2/2525二、热防护结构1.热沉(吸热)式防热1.1热沉式防热机理41/ncwswqqiiT表面温度修正后的气动加热引起的热流密度表面的辐射散热•表面温度不很高，辐射散热项可忽略不计；•防热材料为良导体，全部防热材料立即参与吸热，即表面吸收的热量能很快传到整个防热层厚度。则单位面积防热层材料吸收的最多热量q00pwpwqdCTTwCTT：防热层材料密度d：防热层材料厚度pC：防热层材料的比热容w：防热层材料的面密度0T：防热层材料的初始温度231.380650510/JK2020/2/2526•只在加热时间短、热流密度不太高情况下才可使用，否则防热层太笨重；•防热层材料必须采用比热容大和热导率高的材料，才可减轻防热层质量；•受防热层材料熔点或受氧化破坏的限制，使用温度不高，约600℃~700℃；•防热层表面形状和物理状况不变化，所以可用于要求气动外形不变的航天器，或者防热层可重复使用的航天器二、热防护结构1.热沉(吸热)式防热1.1热沉式防热机理00pwpwqdCTTwCTTwpC0wTT2020/2/2527二、热防护结构1.热沉(吸热)式防热1.2材料吸热性能表7部分吸热材料的性能材料密度kg/m3比热容kJ/(kg·K)热导率W/(m·K)熔点℃热扩散系数10-4m2/s铝26431.0890249.106600.867铍17463.391069.2012840.117氧化铍27752.093017.325490.030铜89390.3852351.2010831.022石墨21941.968072.6637040.168钛45180.544316.9516900.069镁17941.0470103.806510.5522020/2/2528二、热防护结构1.热沉(吸热)式防热1.3应用实例热沉防热的防热效率不高，但简单易行，被早期的导弹与飞船采用。右图所示为美国“双子星座”宇宙飞船的交会与回收/再入控制舱锥段的防热结构图。•为了减小实际进入材料的净热流，铍板表面涂以蓝黑高辐射陶瓷，辐射项增大；•采用7.0mm厚的铍板作吸热层，铍板内表面镀金（镀金面的辐射系数小，向内表面的传热小）；“双子星座”飞船的吸热防热结构2020/2/2529•若辐射散热项中的足够大，在理想情况下可做到进入防热层内的净热流等于零，即气动加热进入表面的热量完全靠表面的辐射散射出去；•组成：直接与高温气流接触的外蒙皮，内部的飞行器承力结构（内蒙皮），内外蒙皮之间的隔热层；二、热防护结构2.辐射式防热辐射防热结构图41/ncwswqqiiT从防热层表面传入防热层材料的净热流密度nqcq：表面热力学温度为零时传入的热流密度wisi：在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值：防热层表面辐射系数：斯忒藩-玻尔兹曼常数wT：表面壁温（热力学温标）2.1辐射式防热机理wT2020/2/2530如果用理想的隔热材料，其热导率二、热防护结构2.辐射式防热2.1辐射式防热机理辐射防热原理图两种条件下能使进入外蒙皮表面的热量完全被辐射散去隔热材料与外蒙皮贴合41/ncwswwTqqiiTkX0k0nq，则，从而从表面的气动加热完全被辐射散热抵消，即41/cwswqiiT2020/2/2531•如果对外蒙皮内表面进行处理，使内表面（向结构内部）的辐射系数时，则向内部结构表面的辐射传热为零。于是，外蒙皮接受的气