劉斌吳儒亮徐緋

（1西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 7 10072）（2西北工業(yè)大學(xué)無人機所，西安 7 10065）

1 引言

用于新一代可重復(fù)使用運載器 （Reusable Launch Vehicle，RLV）[1]——空天飛行器上的非燒蝕耐高溫陶瓷基復(fù)合材料或金屬材料的可重復(fù)使用蓋板式熱防護系統(tǒng)（Thermal Protection System，TPS）[2-3]是各航空航天大國的研究熱點。其中固體連接/支撐結(jié)構(gòu)引起的熱短路問題及表面熱防護單元間縫隙引起的熱短路問題[4]會導(dǎo)致TPS底層被保護機體蒙皮上局部溫度過高。對于結(jié)構(gòu)中局部溫度過高問題，民用產(chǎn)品中有多種散熱方案，其中耗能結(jié)構(gòu)有電子風(fēng)扇強制熱對流[5]、流體冷循環(huán)散熱管[6]等方案；非耗能結(jié)構(gòu)有增加壁面肋片[7]和獨立安裝散熱片結(jié)構(gòu)[8]等方案，較為理想的金屬材料有銀、銅、鋁等，實際中多采用較為便宜的鋁合金。散熱片方案大多是在周圍存在空氣情況下與周圍環(huán)境進行熱交換實現(xiàn)散熱。雖然空天飛行器被動TPS內(nèi)部冷空氣很少，但散熱片能對熱流方向進行控制的設(shè)計思路值得借鑒，通過對TPS內(nèi)部溫度場進行控制，使熱短路問題得以優(yōu)化。

文獻[9]提出了轉(zhuǎn)移表面高溫區(qū)熱量的疏導(dǎo)熱防護思路，文獻[10]也指出高導(dǎo)熱材料對尖化前緣部位最高溫的改善，但兩者都未給出進一步的具體應(yīng)用形式。在ESA的未來空間運輸研究方案（FESTIP）中曾提出過含有散熱片結(jié)構(gòu)的蓋板式TPS概念的設(shè)計思路[11]，地面試驗及FEM分析表明其具有較好的力學(xué)和熱學(xué)性能，未來將進一步在飛行器上進行試驗。國內(nèi)類似散熱片結(jié)構(gòu)對TPS溫度場分布進行主動控制的研究文獻比較少見，這里的散熱片是一種能夠控制熱流走向，將局部高熱量向面內(nèi)四周分散以使溫度更加均勻的薄壁結(jié)構(gòu)，它由高導(dǎo)熱材料制成。本文利用通用有限元軟件ABAQUS對熱短路導(dǎo)致機體局部溫度過高的情形進行了熱分析，研究了熱流控制結(jié)構(gòu)對溫度場的影響，結(jié)果表明散熱片能顯著降低機體局部高溫，為TPS中熱短路問題的優(yōu)化提供了可借鑒的設(shè)計思路。

2 TPS中支架熱短路問題及改進

2.1 支架熱短路問題數(shù)值分析模型

本文中的熱短路問題是指TPS結(jié)構(gòu)中的局部（邊緣、內(nèi)部支架處等）由于不存在隔熱層，導(dǎo)致熱量在此處過快地由高溫區(qū)（面板）向低溫區(qū)（機體）傳遞的現(xiàn)象。蓋板式TPS具有防隔熱及承受外部力學(xué)載荷的能力，典型陶瓷基復(fù)合材料（CMC）蓋板式熱防護結(jié)構(gòu)[12]如圖1所示。該結(jié)構(gòu)底部鋁合金機體與頂部復(fù)合材料面板通過支架結(jié)構(gòu)連接，包括主要承力構(gòu)件中央立柱和四周“Z”字形連接件，連接件具有固定面板、承載及協(xié)調(diào)熱變形功能，這些結(jié)構(gòu)的形狀設(shè)計和分布需綜合考慮熱、力學(xué)性能。支架的熱傳導(dǎo)系數(shù)比周圍填充的隔熱氈大1～2個數(shù)量級，存在熱短路問題。金屬蓋板式TPS中，四角處的螺栓及四周的柔性側(cè)面板也會引起熱短路[13]，另外其支架采用耐高溫金屬材料，熱傳導(dǎo)系數(shù)比低熱導(dǎo)率的復(fù)合材料大得多，熱短路問題會更加嚴重。

圖1 典型復(fù)合材料蓋板式TPS單元結(jié)構(gòu)（隔熱氈未顯示）Fig.1 Typical CMCintegrated TPSunit structure(Insulation removed)

在這類熱短路問題中，支架底部處的機體蒙皮局部溫度過高，而遠離高溫區(qū)的蒙皮溫度相對低得多。為改善這種局部溫度過高問題，可以在TPS底部加入熱流控制結(jié)構(gòu)——散熱片來合理控制熱流流向。

對于散熱片的設(shè)計，由于散熱片將高溫區(qū)與低溫區(qū)“連通”，把熱量從高溫區(qū)傳向低溫區(qū)，所以需根據(jù)蒙皮溫度分布情況確定其形狀和布局。散熱片應(yīng)位于TPS靠近底部的位置，防止過早地將TPS上部高溫區(qū)的熱量傳入底部，具體高度取決于散熱效率，效率高則可適當降低位置，反之則需升高散熱片以保證充足的散熱時間。提高散熱效率可以通過增大散熱片在高、低溫區(qū)接觸面積來改善，在低溫端設(shè)計“U”型支腳便是措施之一。此外，為了防止散熱片對機體輻射過多熱量，在散熱片周圍仍填充隔熱氈，使散熱主要以熱傳導(dǎo)的方式進行。

為了研究支架熱短路問題，分別對無支架、有支架以及含熱流控制結(jié)構(gòu)的TPS進行傳熱分析，其三維幾何模型如圖2所示，幾何尺寸見表1，熱載荷采用圖3所示的航天飛機再入時典型瞬態(tài)溫度載荷。

圖2 TPS模型Fig.2 TPSmodel

圖3 再入段典型溫度載荷曲線Fig.3 Typical temperature load during reentry

表1 TPS模型幾何尺寸Tab.1 Sizesof TPSmodels mm

2.2 計算結(jié)果與分析

通過有限元分析軟件ABAQUS對上述模型進行數(shù)值傳熱分析。在模型中，TPS面板采用耐高溫C/SiC復(fù)合材料，隔熱氈采用密度為48kg/m3的多晶鋁合金纖維材料，散熱片為熱傳導(dǎo)系數(shù)與鋁合金相同的金屬材料，機體蒙皮采用鋁合金材料，均考慮了材料熱學(xué)性能參數(shù)隨溫度的變化。TPS四周側(cè)壁暫不計邊緣縫隙的影響，設(shè)為絕熱邊界，機體的內(nèi)表面通過表面對流換熱模擬實際中蒙皮向較低溫度的機體內(nèi)部傳遞的熱量，面板外表面施加熱載荷，機體表面2500秒時刻的熱流密度分布計算結(jié)果如圖4，溫度響應(yīng)計算結(jié)果如圖5。

圖4 2500時刻機體表面熱流密度分布Fig.4 Distribution of heat flux of the body skin at 2500s

從3種結(jié)構(gòu)的機體表面熱流密度分布情況可以看出，TPS中不含支架時，機體表面熱流密度均勻分布（圖4（a）），支架的加入使得支架底部熱流密度集中嚴重（圖4（b）），產(chǎn)生了嚴重的熱短路問題，而散熱片將支架底部的熱流提前分散（圖4（c）），具有保護支架底部機體的作用。

圖5 機體表面溫度響應(yīng)Fig.5 Temperature response of the body skin

圖5(a)中機體表面溫度響應(yīng)計算結(jié)果顯示，無支架的TPS中，傳熱近似一維，蒙皮表面各處溫度相同，最高溫度為372.84K。加入支架后，中央立柱及“Z”形連接件底部的溫度比其它位置明顯高，其最高溫度分別為520.55K、480.32K，超出了450K的使用溫度限制；機體表面各處最高溫度值相差達124.02K，立柱和支架底部的機體將會發(fā)生局部燒壞。加入散熱片后，機體表面溫度分布比較均勻，蒙皮表面各處最高溫度值的最大差值減小到13.39K（圖5(b)）。原中央立柱底部的機體高溫區(qū)溫度顯著降低，最高溫度值降低90.18K，降幅17.32%（圖5(c)）；“Z”字形連接件底部的最高溫度由原來的480.32K降低了62.31K（圖5(d)）。同時，遠離支架位置由于吸收了來自高溫區(qū)的熱量，溫度有所升高，最高上升32.62K，但未超過450K使用溫度限制（圖5(b)）。由此可見，散熱片的加入使蒙皮的溫度分布更加均勻，TPS中央立柱及邊緣“Z”字形連接件底部熱流密度不再過大，避免蒙皮局部溫度過高，改善了支架熱短路引起的機體局部燒壞問題。

3 TPS縫隙輻射熱短路問題及改進

3.1 TPS縫隙熱短路問題數(shù)值分析模型

由于蓋板式TPS應(yīng)用于飛行器大面積區(qū)時需用拼接的方式鋪設(shè)，熱防護單元之間需留有毫米量級的間隙，以避免蓋板在高溫載荷下由于熱膨脹相互擠壓產(chǎn)生過高應(yīng)力使TPS自身受到破壞。而中空縫隙的存在，使得高溫時面板除了空氣的熱傳導(dǎo)、對流換熱以外，主要通過熱輻射的方式向縫隙底部傳遞熱量，比周圍的隔熱氈傳熱快得多，致使縫隙底部的溫度比其它部位底部溫度高得多，產(chǎn)生了縫隙輻射熱短路問題?？p隙輻射熱短路中，縫隙底部屬于高溫區(qū)，遠離縫隙的對稱面屬于低溫區(qū)，因此可以考慮在TPS底部高低溫區(qū)間加入散熱片，使得縫隙底部過高的熱流分散至低溫區(qū)，進而改善縫隙熱短路問題。

文獻[4]研究了縫隙寬度及輻射率對熱短路的影響。為了進一步探索散熱片對于此種熱短路問題的改善效果，本文對文獻[4]中相同的2維模型及載荷情況進行了復(fù)現(xiàn)，并固定取板間縫隙為3mm，模型中未考慮各處的支架及連接件，然后在此種TPS中加入熱流控制結(jié)構(gòu)。TPS二維模型如圖6所示。

圖6 研究縫隙熱短路的TPS二維模型Fig.6 2-D TPSmodel for researching thermal short-circuit

3.2 計算結(jié)果與分析

由于TPS中的空氣層很薄，數(shù)值傳熱分析時可忽略縫隙中空氣的對流換熱，面板頂部施加熱載荷，兩邊對稱面為絕熱邊界。溫度響應(yīng)計算結(jié)果如圖7。

圖7 二維TPS模型中機體蒙皮溫度響應(yīng)Fig.7 Temperature response of body skin in the 2-D TPSmodel

圖7（a）中X為從縫隙正下方的機體至模型對稱面無量綱化距離。結(jié)果顯示，縫隙正下方氈墊溫度較機體蒙皮其它位置上升快，且最高溫度值也高出150.41K，而機體蒙皮各處溫度基本一致。這是未考慮實際結(jié)構(gòu)中氈墊處短支架的計算結(jié)果，事實上，氈墊處支架熱短路會導(dǎo)致縫隙正下方機體蒙皮溫度顯著增加，由此可以看出縫隙輻射傳熱導(dǎo)致的熱短路問題比較嚴重。在加入散熱片后，圖7（b）顯示縫隙底部隔熱氈最高溫度降低了67.97K，縫隙熱短路帶來的局部溫度過高問題得到了一定改善。圖8為有、無散熱片時溫度場對比，從中也可直觀地看出散熱片對TPS底部溫度場的改善——中央縫隙底部溫度降低，兩側(cè)溫度有所升高，機體表面溫度分布更加均衡。

圖8 散熱片對TPS中溫度場的影響Fig.8 Difference of temperatur efieldsin TPS madeby cooling fins

4 熱流控制結(jié)構(gòu)的應(yīng)用

本文算例中的散熱片厚度為2mm，熱傳導(dǎo)系數(shù)在100～150W/(m·K)之間，由于散熱片位于隔熱氈底部，對材料耐熱性能要求不高，力學(xué)性能要求也不高，只需具有一定剛度保形即可。熱流控制結(jié)構(gòu)的主要功能是控制熱流流向，從而控制熱量分布。材料熱傳導(dǎo)系數(shù)越高越好，尤其是輕質(zhì)高導(dǎo)熱復(fù)材很適合作散熱片選材。例如，高模量碳纖維具有超過0.966×106Mpa的剛度，它的熱傳導(dǎo)系數(shù)為銅的3倍以上，約為1 298W/(m·K)[14]；一種全新的導(dǎo)熱散熱材料制成的石墨散熱片，平面內(nèi)具有150～1 500W/(m·K)范圍內(nèi)的超高導(dǎo)熱性能[15]。倘若采用熱傳導(dǎo)系數(shù)超過1 000W/(m·K)的低密度復(fù)合材料，算例中的散熱片厚度可降至0.3mm以下仍具有同樣的散熱效率，此時散熱片質(zhì)量也會大幅降低。

散熱片并不局限于在本文被動熱防護系統(tǒng)中的應(yīng)用，對于流體介質(zhì)冷循環(huán)熱管一類的主動熱防護系統(tǒng)也有應(yīng)用價值。雖然熱管材料通常使用溫度更高，不存在熱管局部燒壞問題，但對于需冷卻的局部高溫?zé)?/p>

源，散熱片可以提前將溫度均勻化，以增加熱管與高溫?zé)嵩吹膿Q熱時間，提高冷卻效率，因此熱流控制的思路也可用于主動熱防護系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計。

5 結(jié)束語

空天飛行器TPS中的支架及縫隙會產(chǎn)生熱短路問題，導(dǎo)致TPS下方的機體蒙皮局部溫度過高，蒙皮存在局部燒壞的危險。本文利用有限元軟件ABAQUS對熱短路導(dǎo)致機體局部溫度過高的情形進行了熱分析，結(jié)果表明：通過熱流控制結(jié)構(gòu)合理設(shè)計TPS內(nèi)部的熱流走向，可以使熱短路問題得以優(yōu)化，避免機體蒙皮的局部燒壞；輕質(zhì)高導(dǎo)熱復(fù)合材料做成的散熱片將使熱流控制結(jié)構(gòu)效率更高，適合在空天飛行器上應(yīng)用。

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