高家一，杜 濤，＊，沈穎哲，吳義田， 梁 馨，沈 丹

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所，北京 100076）

低密度燒蝕材料在中高熱流環(huán)境應(yīng)用的試驗(yàn)研究和理論預(yù)測(cè)

高家一1，杜 濤1，＊，沈穎哲1，吳義田1， 梁 馨2，沈 丹1

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所，北京 100076）

低密度燒蝕材料是為解決飛船再入過(guò)程中高焓、低熱流長(zhǎng)時(shí)間飛行熱環(huán)境的防熱問題開發(fā)的防熱材料。隨著新工程項(xiàng)目的開展，低密度燒蝕材料被要求應(yīng)用于中高熱流的新環(huán)境下。在電弧風(fēng)洞上開展了低密度燒蝕材料在氣流恢復(fù)焓為18MJ／kg，冷壁熱流為720k W／m2的高焓、中高熱流條件下的防熱性能考核試驗(yàn)。試驗(yàn)中改進(jìn)了傳統(tǒng)的水冷框方式，水冷框與試驗(yàn)件之間增加了高性能隔熱材料，避免了側(cè)向熱泄漏，提高了試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。試驗(yàn)結(jié)果表明低密度燒蝕材料能夠滿足中高熱流的加熱環(huán)境。同時(shí)開展了低密度燒蝕材料的防熱性能計(jì)算研究。低密度燒蝕材料的燒蝕機(jī)理復(fù)雜，根據(jù)低密度燒蝕過(guò)程的本體熱傳導(dǎo)－熱解－炭化機(jī)制，不同區(qū)域和階段分別采用對(duì)應(yīng)的預(yù)測(cè)方法，改進(jìn)了炭化燒蝕的計(jì)算方法。將理論預(yù)測(cè)結(jié)果同風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比研究，結(jié)果表明理論預(yù)測(cè)同風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一致性良好。

低密度燒蝕材料；電弧風(fēng)洞；防熱性能；理論預(yù)測(cè)；中高熱流

0 引 言

低密度燒蝕材料具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高和結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)材料密度可以設(shè)計(jì)，維護(hù)性良好，因此受到了型號(hào)的歡迎，廣泛應(yīng)用于高焓、低熱流長(zhǎng)時(shí)間飛行熱環(huán)境條件［1－3］。

20世紀(jì)60年代初，為了滿足衛(wèi)星、飛船等航天器結(jié)構(gòu)輕量化的要求而研制出低密度燒蝕材料。例如，美國(guó)的“阿波羅”飛船所采用的AVCOAT－5026燒蝕材料就是一種以環(huán)氧改性酚醛為基體、以石英纖維為填充物、以酚醛蜂窩為承載結(jié)構(gòu)的低密度燒蝕材料。“雙子星座”飛船所采用的DC－325燒蝕材料是以甲基硅橡膠為基體、以酚醛蜂窩為承載結(jié)構(gòu)的低密度燒蝕材料［1－2］。

20世紀(jì)60年代末至70年代初，為了適應(yīng)航天器再入時(shí)間長(zhǎng)、高焓、低熱流等特點(diǎn)，美國(guó)洛克希德·馬丁公司開發(fā)出了隔熱性能優(yōu)異的、以硅樹脂為基體、以軟木、硅土和酚醛微球?yàn)樘畛鋭┑牡兔芏葻g材料（SLA），成功應(yīng)用于美國(guó)“海盜號(hào)”火星探測(cè)器［4］。20世紀(jì)90年代，NASA重啟火星及太陽(yáng)系其它行星的探測(cè)計(jì)劃，先進(jìn)的熱防護(hù)材料研究重新受到重視［5］。

我國(guó)在“神舟”飛船研制過(guò)程中，成功開發(fā)出了低密度硅橡膠燒蝕材料。這種低密度燒蝕材料由基體和填料2大組分組成（見圖1）。基體為硅橡膠，填料包括增強(qiáng)纖維、酚醛空心微球和玻璃空心微球。應(yīng)用在飛船大底、倒錐等大面積位置［6－7］，為保障“神舟”飛船的順利返回地面發(fā)揮了重要作用。隨著工程應(yīng)用的發(fā)展，逐步要求低密度燒蝕材料突破飛船再入的低熱流環(huán)境，應(yīng)用在運(yùn)載火箭主動(dòng)段防熱、星際探測(cè)器和返回式航天器等新型中高熱流密度和較長(zhǎng)時(shí)間加熱環(huán)境下。例如探月工程三期返回飛行器使用了低密度防熱材料防護(hù)高熱流飛行環(huán)境［8］。鄧火英［9］等人在電弧風(fēng)洞中完成了低密度燒蝕材料在超過(guò)1000s的長(zhǎng)時(shí)間加熱環(huán)境的考核試驗(yàn)。

圖1 低密度燒蝕材料組成結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 The diagrammatic sketch of the structure of low density ablative material

由于過(guò)去低密度燒蝕材料的應(yīng)用熱環(huán)境比較低，防熱計(jì)算中碳燒蝕的處理比較簡(jiǎn)單，有的只考慮了氧氣的存在，影響因素單一，有的沒有考慮燒蝕動(dòng)力學(xué)過(guò)程的中間產(chǎn)物的影響［10－11］。但是在中高熱流的飛行熱環(huán)境條件下，防熱材料表面溫度比較高，碳的燒蝕在防熱計(jì)算上的影響就比較顯著［12］。為此，本文針對(duì)國(guó)產(chǎn)低密度材料在中高熱流、持續(xù)時(shí)間超過(guò)百秒的熱環(huán)境下的防隔熱性能開展電弧風(fēng)洞考核試驗(yàn)。試驗(yàn)中改進(jìn)傳統(tǒng)的水冷隔熱方式，采用高性能隔熱材料作為隔熱框，并將其放置于水冷框中，降低側(cè)向熱泄漏。同時(shí)開展防熱性能的理論預(yù)測(cè)工作，在表面碳的燒蝕計(jì)算上，考慮空氣組分和碳的燒蝕動(dòng)力學(xué)過(guò)程的多重因素影響。

1 低密度防熱材料的防熱機(jī)理

硅橡膠類型低密度防熱材料的防熱機(jī)理非常復(fù)雜，通過(guò)自身的分解、熔化、蒸發(fā)和升華等物理化學(xué)變化，在材料表面質(zhì)量消耗的同時(shí)帶走大量的熱，減少熱流傳入飛行器內(nèi)部。材料的燒蝕機(jī)理可以分為以下幾個(gè)階段［11］：材料受熱初期，當(dāng)溫度低于特定溫度時(shí)，不發(fā)生物理狀態(tài)變化，此段的熱現(xiàn)象只有2種：材料的熱容吸熱和向材料內(nèi)部的熱傳導(dǎo)。當(dāng)超過(guò)某個(gè)特定溫度時(shí)候，材料將發(fā)生熱解，一次發(fā)生在500K左右，主要產(chǎn)物為揮發(fā)性硅氧烷；第二次發(fā)生在1000K左右，揮發(fā)性硅氧烷自身熱解，產(chǎn)物為H2、CO2、H2O和SiO2等。分解釋放出大量氣體會(huì)吸收一部分熱量，經(jīng)過(guò)炭化層時(shí)還要帶走一部分熱量，該區(qū)域稱為熱解區(qū)。當(dāng)表面溫度升高至SiO2熔化時(shí)，形成密實(shí)的炭層，阻礙氣體向外逸出，氣體留在炭化層內(nèi)部引起膨脹，形成密度很低的區(qū)域，再向材料內(nèi)部方向的是由增強(qiáng)石英纖維和未熔化的玻璃微球與酚醛微球組成的熱導(dǎo)率很低的隔熱層，以上因素共同作用起到外部材料受熱分解帶走熱量、內(nèi)部材料隔熱的作用。

當(dāng)防熱材料的表面溫度進(jìn)一步上升，發(fā)生炭化過(guò)程。材料熱解后生成的炭化層密度很高，具有較高的輻射系數(shù)，在隔熱同時(shí)，還以輻射的形式向外輻射大量的熱量。發(fā)生在炭化層表面的熱現(xiàn)象極為復(fù)雜：當(dāng)達(dá)到一定溫度后的高溫碳會(huì)與空氣發(fā)生燃燒反應(yīng)，生成一部分CO2和CO，釋放一部分熱量；大量熱解氣體通過(guò)炭化層會(huì)帶走熱量，并注入附面層產(chǎn)生熱阻塞效應(yīng)；高溫狀態(tài)的碳通過(guò)輻射向周圍空間釋放大量熱量；如果表面溫度超過(guò)3588K，炭化層中的碳直接升華吸熱。

在整個(gè)防熱過(guò)程中，上述過(guò)程是一個(gè)動(dòng)態(tài)過(guò)程，隨著加熱的歷程，炭化層、熱解層和原始材料層界面逐步向材料內(nèi)部推進(jìn)。圖2給出了低密度燒蝕材料燒蝕防熱剖面的示意圖。

圖2 低密度燒蝕材料燒蝕防熱剖面示意圖Fig.2 The diagrammatic sketch of cross－section structure of low density ablative material

2 低密度防熱材料的燒蝕防熱理論預(yù)測(cè)方法

燒蝕防熱材料的熱傳導(dǎo)計(jì)算采用考慮熱解效應(yīng)的傅立葉熱傳導(dǎo)方程，在固定坐標(biāo)系下，防熱材料內(nèi)部一維熱傳導(dǎo)方程為［13－14］：

式中：ρ為材料密度，c為材料熱容，k為材料熱導(dǎo)率，T為溫度，τ為時(shí)間，x為防熱層法向厚度坐標(biāo)。W·g為熱解反應(yīng)速率，可用Arrhenius函數(shù)形式表示，m·g為熱解氣體質(zhì)量流率，ΔHp為熱解熱。在上述各式中，下標(biāo)s代表固體材料，g代表熱解氣體。

對(duì)熱解氣體和固體材料，存在質(zhì)量守恒關(guān)系如下

上述方程是描述熱解區(qū)的控制方程，但是也適用于炭化區(qū)和原始材料區(qū)。對(duì)于炭化區(qū)，材料密度和熱解氣體質(zhì)量流率是定值，同時(shí)熱解反應(yīng)速率W·g＝0。對(duì)于原始材料區(qū)，則W·g＝0和m·g＝0同時(shí)滿足。上述方程的離散求解方式見文獻(xiàn)［13－14］。

為了方程的封閉，還需要補(bǔ)充熱解反應(yīng)速率的計(jì)算方法，以及防熱材料外壁面凈流入熱流的計(jì)算方法。下面介紹熱解反應(yīng)速率和炭化燒蝕的計(jì)算方法。

熱解過(guò)程采用熱解動(dòng)力學(xué)方程描述

式中：ρs為燒蝕材料當(dāng)前密度，ρ0為燒蝕材料原始密度，ρc為燒蝕材料炭化層密度，Tw為外壁面溫度，E為反應(yīng)活化能，R為摩爾氣體常數(shù)，τ為時(shí)間，n為反應(yīng)級(jí)數(shù)。

熱解動(dòng)力學(xué)的參數(shù)可以通過(guò)熱重分析技術(shù)測(cè)量，熱解動(dòng)力學(xué)參數(shù)測(cè)量由中國(guó)科學(xué)院大連化學(xué)物理研究所完成，詳細(xì)測(cè)量方法和結(jié)果可見文獻(xiàn)［15］。

通過(guò)求解熱解方程，可以確定炭化層厚度。以熱解后材料密度的變化作為判據(jù)，當(dāng)材料密度達(dá)到炭層密度98%時(shí)候，認(rèn)定材料熱解完畢進(jìn)入炭化層。

防熱材料外壁面凈流入熱流同碳表面的燒蝕相關(guān)。炭層表面的燒蝕過(guò)程比較復(fù)雜，根據(jù)壁溫不同，計(jì)算模型大體分為3種類型：（1）Tw≤1700K，燒蝕過(guò)程是受化學(xué)動(dòng)力學(xué)和擴(kuò)散共同控制的氧化過(guò)程；（2）1700K≤Tw≤3300K，燒蝕過(guò)程是受擴(kuò)散控制的氧化過(guò)程；（3）Tw＞3300K，燒蝕過(guò)程除氧化反應(yīng)外還出現(xiàn)碳氮反應(yīng)和碳的升華，即升華對(duì)質(zhì)量損失起主要控制作用。下面分別給出其燒蝕計(jì)算方法。

（1）當(dāng)Tw≤1700 K時(shí)，僅考慮碳的燃燒，為1／2級(jí)反應(yīng)。根據(jù)Lewis假設(shè)和擴(kuò)散定律得碳的質(zhì)量損失率：

式中：λ＝Mc／Mo＝0.75，M表示氣體分子量，下標(biāo)表示對(duì)應(yīng)的氣體類型，上標(biāo)“－”表示平均分子量。Pe為來(lái)流靜壓，Le為L(zhǎng)ewis數(shù)，he為來(lái)流恢復(fù)焓，hw為壁焓，qe，net為考慮燒蝕氣體引射效應(yīng)的氣動(dòng)加熱。速率常數(shù)K1由Arrhenius方程近似給出：

表面能量平衡方程為：

式中：ψ是質(zhì)量引射效率因子，同流態(tài)相關(guān)，計(jì)算方法見文獻(xiàn)［13］，q為熱流，qr是表面輻射出的熱量，C為質(zhì)量濃度，ΔHc是碳燃燒釋放熱，σ是黑體輻射常數(shù)，值為5.67×10－8W／（m2·K4）。

（2）當(dāng)1700K≤Tw≤3300 K時(shí)，只考慮碳的燃燒，并認(rèn)為是1級(jí)反應(yīng)。則有

式中：λ＝Mc／Mo＝0.75，速率常數(shù)K2由Arrhenius方程近似給出

表面能量平衡方程與公式（5）相同。

（3）當(dāng)Tw＞3300K時(shí)，主要考慮碳氧燃燒、碳氮化合和固態(tài)碳的升華。燒蝕過(guò)程非常復(fù)雜，計(jì)算難度比較大，實(shí)際上燒蝕防熱材料表面溫度很難達(dá)到如此高的溫度，后續(xù)的試驗(yàn)結(jié)果表明材料表面最高溫度在2000K左右。因此在本文中，不給出壁面溫度超過(guò)3300K的詳細(xì)計(jì)算方法。

3 低密度防熱材料的電弧風(fēng)洞考核試驗(yàn)

考核試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所20MW電弧風(fēng)洞上進(jìn)行。風(fēng)洞工作原理是利用直流電源將弧室中的高壓空氣電離后產(chǎn)生高溫等離子體，達(dá)到預(yù)定的高溫高壓氣體。通過(guò)噴管、擴(kuò)壓器和真空系統(tǒng)等流動(dòng)控制裝置建立高超聲速流場(chǎng)。

圖3 電弧風(fēng)洞試驗(yàn)段Fig.3 The test section in arc heated wind tunnel

圖4 電弧加熱器Fig.4 Heater inarc heated wind tunnel

本次試驗(yàn)的試件尺寸為100mm×100mm，試件厚度有2種，分別為16和12mm。試件密度為718kg／m3，熱導(dǎo)率為0.1214W／（K·m），比熱容為1.675kJ／（kg·K）。傳統(tǒng)試驗(yàn)方式是將試件放置于起固定和支撐作用的水冷模型支架上［16］，待流場(chǎng)建立穩(wěn)定后，傳動(dòng)系統(tǒng)將模型送入，待試驗(yàn)結(jié)束時(shí)，將模型及時(shí)退出。這一試驗(yàn)方案的優(yōu)點(diǎn)是簡(jiǎn)單可靠，缺點(diǎn)是水冷框內(nèi)高壓水的流動(dòng)有強(qiáng)烈的冷卻效應(yīng)，從側(cè)面和背面帶走大量熱，給試驗(yàn)結(jié)果帶來(lái)熱干擾。這一缺點(diǎn)對(duì)小型試件尤其不利。因此在本試驗(yàn)中，對(duì)這一試驗(yàn)方法進(jìn)行了改進(jìn)，采用了低導(dǎo)熱率的高性能陶瓷隔熱瓦材料作為隔熱框，然后將其嵌入水冷框中，如圖5所示。陶瓷隔熱瓦是一種新近開發(fā)的防熱隔熱材料，密度為330kg／m3，常溫?zé)釋?dǎo)率為0.04～0.06W／（m·K），接近空氣的熱導(dǎo)率，隔熱性能良好，且可以在1500K以下熱環(huán)境使用。加熱表面溫度采用紅外非接觸式測(cè)量，背部溫度采用2個(gè)熱電偶測(cè)量。試驗(yàn)條件為氣流恢復(fù)焓18MJ／kg，冷壁熱流720k W／m2，持續(xù)時(shí)間80s。標(biāo)定模型表面安裝有3個(gè)壓力傳感器，實(shí)測(cè)模型表面的壓力中間值為3.6k Pa。低密度防熱材料相對(duì)其它熱防護(hù)材料抗剪切能力相對(duì)不足，文獻(xiàn)［16］中類似試驗(yàn)的表面剪切力為70N／m2，采用該文獻(xiàn)表面剪切力的計(jì)算方法，可以得到本次試驗(yàn)的表面剪切力為106N／m2。

圖5 試驗(yàn)件安裝方式Fig.5 Installation method for test－piece

圖6 給出了試驗(yàn)前后的試件對(duì)比，獲得了預(yù)期的測(cè)量數(shù)據(jù)，試驗(yàn)取得了成功。陶瓷隔熱瓦低熱導(dǎo)率極大降低了水冷框的熱污染問題，同時(shí)陶瓷隔熱瓦本身的燒蝕流動(dòng)，對(duì)防熱件表面的干擾也比較小，從圖7試驗(yàn)后試件的側(cè)面外觀可以看到，陶瓷隔熱瓦的燒蝕流動(dòng)產(chǎn)物只對(duì)試件的前緣有影響，對(duì)核心區(qū)域無(wú)影響。

圖6 試驗(yàn)前后試件狀態(tài)對(duì)比Fig.6 The status before test comparied with that after test

試驗(yàn)后試件結(jié)構(gòu)完整，無(wú)物理?yè)p害，外表面有明顯的黑色炭化層，結(jié)構(gòu)致密，表面燒蝕比較均勻，沒有開裂或是沖刷凹槽，也沒有明顯的剝蝕現(xiàn)象。表明在該試驗(yàn)條件下，材料沒有出現(xiàn)剪切物理破壞。低密度燒蝕材料表面略微膨脹，因?yàn)樵谔嫉臒g過(guò)程中表面炭層會(huì)與固態(tài)的碳熔合在一起形成密實(shí)的外殼，阻止熱解氣體的逸出，因而膨脹形成空腔層，導(dǎo)致炭層表面外移，外移距離遠(yuǎn)大于燒蝕的厚度，使得材料整個(gè)厚度增加。燒蝕前試件的質(zhì)量為115.2g，燒蝕后質(zhì)量為97.2g，質(zhì)量損失18.0g。

圖7 試件燒蝕后側(cè)面外觀Fig.7 The side view of ablated test－piece

需要指出的是，這一試驗(yàn)方案的應(yīng)用需要充分考慮試件材料和陶瓷隔熱瓦的熱匹配性。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，PQ酚醛類材料由于與陶瓷隔熱瓦膨脹不匹配，試驗(yàn)中兩者不能緊密貼合，熱氣從兩者邊沿滲入，導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。

4 試驗(yàn)與理論預(yù)測(cè)結(jié)果比較

試驗(yàn)的外界大氣環(huán)境溫度為302 K，圖8給出了試件表面的升溫比較。試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果都表明試驗(yàn)開始后，材料外表面溫度迅速升高，很快升溫超過(guò)1500K，然后表面溫度緩慢升溫達(dá)到1600K。這是由于溫度達(dá)到1700K之后，材料表面開始發(fā)生燒蝕，通過(guò)燒蝕帶走大量熱量，材料表面溫度趨于穩(wěn)定。

對(duì)于材料外表面的升溫，試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果很接近，相差不超過(guò)100K，表明碳燒蝕計(jì)算是正確的。

圖9給出了試件內(nèi)表面的升溫情況。16mm厚度的試件，內(nèi)表面幾乎沒有升溫，在80s時(shí)刻，預(yù)測(cè)和試驗(yàn)結(jié)果均不超過(guò)2K。而12mm厚度試件的試驗(yàn)結(jié)果為內(nèi)表面溫度升高20K，理論預(yù)測(cè)結(jié)果為98K。差異來(lái)源于非金屬防熱材料的防熱性能存在一個(gè)散度范圍，每一批次的性能參數(shù)均有差異，理論計(jì)算選擇了性能參數(shù)最差的邊界，因此計(jì)算結(jié)果偏惡劣。針對(duì)非金屬防熱材料的這一問題，在工程實(shí)踐上，每一批次的防熱產(chǎn)品，均會(huì)要求開展隨批次的防熱性能的考核試驗(yàn)，作為該批次防熱產(chǎn)品是否合格的依據(jù)。

圖8 外表面升溫比較Fig.8 The rise in temperature for outside surface

圖9 背部升溫比較Fig.9 The rise in temperature for inside surface

表1給出了材料炭化層厚度的試驗(yàn)結(jié)果和理論預(yù)測(cè)結(jié)果。通過(guò)上述比較，可以看到理論預(yù)測(cè)結(jié)果同試驗(yàn)結(jié)果一致性良好，表明理論預(yù)測(cè)方法是可信的。

表1 炭化層厚度比較Table 1 Comparison of carburization zone thickness

5 結(jié) 論

低密度燒蝕材料最早應(yīng)用于飛船再入過(guò)程中高焓、低熱流長(zhǎng)時(shí)間飛行熱環(huán)境條件下。隨著新型工程項(xiàng)目的需要，逐步提出了低密度燒蝕防熱材料在新環(huán)境下應(yīng)用的問題。為此，在電弧風(fēng)洞上開展了低密度燒蝕材料在高焓、中高熱流（720k W／m2）條件下的防熱性能考核試驗(yàn)。針對(duì)傳統(tǒng)試驗(yàn)水冷框?qū)υ嚰臒嵛廴締栴}，通過(guò)水冷框與試驗(yàn)件之間增加了新型陶瓷隔熱瓦的高性能隔熱材料，有效降低了試件側(cè)向熱泄漏問題。試驗(yàn)結(jié)果顯示低密度燒蝕防熱材料能夠適應(yīng)中高熱流環(huán)境，未出現(xiàn)剪切破壞問題。同時(shí)開展了防熱性能的理論計(jì)算工作，根據(jù)低密度燒蝕過(guò)程的本體熱傳導(dǎo)－熱解－炭化機(jī)制，不同區(qū)域和階段分別采用對(duì)應(yīng)的預(yù)測(cè)方法，并改進(jìn)了炭化燒蝕的計(jì)算方法，考慮了空氣組分的影響。理論預(yù)測(cè)取得了同風(fēng)洞試驗(yàn)一致的結(jié)果。

［1］胡良全.輕質(zhì)防／隔熱功能材料現(xiàn)狀與發(fā)展［J］.功能材料信息，2010，7（2）：19－23.Hu L Q.Study of a long－time thermal protection materials：present status and development［J］.Functional Materials Information，2010，7（2）：19－23.

［2］吳曉宏，陸小龍，李濤，等.輕質(zhì)燒蝕材料研究綜述［J］.航天器環(huán)境工程，2011，28（4）：313－317.Wu X H，Lu X L，Li T，et al.A review of researches of lightweight ablators［J］.Spacecraft Environment Engineering，2011，28（4）：313－317.

［3］王希季.航天器進(jìn)入與返回技術(shù)［M］.北京：中國(guó)宇航出版社，2005.Wang X J.Spacecraft enter and return［M］.Beijing：China Aerospace Press，2005.

［4］Tran H K，Johnson C E，Rasky D J，et al.Silicone impregnated reusable ceramic ablators for Mars followon missions［R］.AIAA－1996－1819，1996.

［5］Edquist K T，Hollis B R，Dyakonov A A，et al.Mars Science Laboratory entry capsule aerothermodynamics and thermal protection system［C］.Proceedings of the IEEE Aerospace Conference，2007.

［6］王春明，梁馨，孫寶崗，等.低密度燒蝕材料在神舟飛船上的應(yīng)用［J］.宇航材料工藝，2011，2（41）：5－8.Wang C M，Liang X，Sun B G，et al.Application of low density ablative material on Shenzhou Spacecraft［J］.Aerospace Maetriasl ＆Technology，2011，2（41）：5－8.

［7］吳國(guó)庭.神舟飛船防熱結(jié)構(gòu)的研制［J］.航天器工程，2004，3（13）：14－19.Wu G T.Development of the Shenzhou spacecraft thermal structure［J］.Spacecraft Engineering，2004，3（13）：14－19.

［8］董彥芝，劉峰，楊昌昊，等.探月工程三期月地高速再入返回飛行器防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證［J］.中國(guó)科學(xué)：技術(shù)科學(xué)，2015，45：151－159.Dong Y Z，Liu F，Yang C H，et al.Design and verification of the TPS of the circumlunar free return and reentry flight vehicle for the 3rd phase of Chinese lunar exploration program［J］.Sci Sin Tech，2015，45：151－159.

［9］鄧火英，譚玨，譚朝元，等.適用于長(zhǎng)時(shí)間燒蝕防熱的蜂窩增強(qiáng)低密度材料［J］.宇航材料工藝，2014，1：89－91.Deng H Y，Tan J，Tan C Y，et al.The Low density materials reinforced by honeycomb for long time ablation and thermal protection［J］.Aerospace Materials ＆Technology，2014，1：89－91.

［10］王淑華，張亮，張友華.低密度材料防熱機(jī)理及熱響應(yīng)數(shù)值模擬［J］.宇航材料工藝，2009：12－15.Wang S H，Zhang L，Zhang Y H.Thermal protection mechanism and numerical simulation of thermal response for low density materials［J］.Aerospace Materials ＆Technology，2009，39（5）：12－15.

［11］邢連群.低密度硅基材料燒蝕機(jī)理分析與工程計(jì)算［J］.航天器工程，2001，10（2）：8－15.Xing L Q.Analysis of ablation mechanism and engineering calculation of low density silica－reinforced composites［J］.Spacecraft Engineering，2001，10（2）：8－15.

［12］國(guó)義軍.炭化材料燒蝕防熱的理論分析與工程應(yīng)用［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，1994，12（1）：94－99.Guo Y J.An analysis of charring ablative thermal protection system with its engineering application［J］.Acta Aerodynamica Sinica，1994，12（1）：94－99.

［13］張志成，高超聲速氣動(dòng)熱和熱防護(hù)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2003.Zhang Z C.Hypersonic aerothermodynamics and thermal protection［M］.Beijing：National Defence Industry Press，2003.

［14］楊德軍，李旭東.防熱復(fù)合材料高溫炭化燒蝕過(guò)程的數(shù)值分析［J］.功能材料，2013，44（4）：544－547.Yang D J，LI X D.Numerical simulation of high－temperature carbonized ablation processes for thermal protective composites［J］.Journal of Functional Materials，2013，44（4）：544－547.

［15］李莉，譚志誠(chéng)，孟霜鶴.燒蝕材料的熱分解動(dòng)力學(xué)研究［J］.空間科學(xué)學(xué)報(bào)，1999，19（4）：247－252.Li L，Tan Z C，Meng S H.Decomposition kinetics of three kinds of ablative materials［J］.Chinese Journal of Space Science，1999，19（4）：247－252.

［16］張友華，陳連忠，曲德軍，等.低密度燒蝕材料高溫氣動(dòng)剪切試驗(yàn)研究［J］.宇航材料工藝，2009，6：74－76.Zhang Y H，Chen L Z，Qu D J，et al.Aerodynamic shear tests on low density ablation materials under high temperature［J］.Aerospace Materials ＆Technology，2009，6：74－76.

Predication and wind tunnel experimental verification of thermal protection performance for low density ablative material in medium thermal environment

Gao Jiayi1，Du Tao1，＊，Shen Yingzhe1，Wu Yitian1，Liang Xin2，Shen Dan1
（1.Beijing Institute of Astronautical System Engineering，Beijing 100076，China；2.Aerospace Research Institute Materials ＆Processing，Beijing 100076，China）

Low density ablative material is developed to shield the spaceship from the highenthalpy，low heating rate thermal environment during re－entry.As new vehicle projects develop，the low density ablative material is required to be able to work in the new medium thermal flux environment.In this paper，material test pieces are evaluated in the arc heated wind tunnel with high－enthalpy，medium thermal condition.In the experiment，high－performance insulation material is installed between the water－cooled frame and test pieces，which avoids lateral thermal leaking and improves the accuracy of the experiment.It shows the competence of the low density ablative material under the new thermal condition in experiments.At the same time，the calculation is carried out to evaluate the thermal protection performance of this material.The ablative mechanism of the low density ablative material is very complicated.In this paper，the computation method for carbonization ablation is improved by making use of different predication methods in different regions，based on the heat conduction－pyrogenation－carbonization mechanism of the low density ablative material.The theoretical prediction is compared with the data from wind tunnel experiments，showing that the prediction is consistent with the wind tunnel result.

low density ablative material；arc heated wind tunnel；thermal protection performance；medium high thermal environment

V211.73

A

（編輯：李金勇）

1672－9897（2016）06－0037－06

10.11729／syltlx20160015

2016－01－17；

2016－09－20

＊通信作者E－mail：dutao－calt＠yahoo.com

Gao J Y，Du T，Shen Y Z，et al.Predication and wind tunnel experimental verification of thermal protection performance for low density ablative material in medium thermal environment.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（6）：37－42.高家一，杜 濤，沈穎哲，等.低密度燒蝕材料在中高熱流環(huán)境應(yīng)用的試驗(yàn)研究和理論預(yù)測(cè).實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（6）：37－42.

高家一（1971－），男，天津靜海人，高級(jí)工程師，工程碩士。研究方向：運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。通信地址：北京9200信箱10分箱18號(hào)（100076）。E－mail：gao7132＠sina.com