陳彥飛，艾士剛，何汝杰，成夙，徐寶升

（1.北京理工大學(xué)，北京 100081；2. 哈爾濱理工大學(xué)，哈爾濱 150080）

為了實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器在大氣中加速飛行，尖銳的前緣結(jié)構(gòu)（如鼻錐、翼前緣、舵前緣以及發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道口前緣等部件）有利于保證高升力、低阻力的氣動特性。同時(shí)，當(dāng)飛行器快速通過大氣層時(shí)，嚴(yán)重的氣動摩擦加熱作用下，尖銳前緣面臨的熱流密度和表面溫度非常高，前緣溫度高達(dá)1500 ℃以上。過高的溫度使得表面材料發(fā)生熱燒蝕、熱分解以及應(yīng)變失配引起的熱損傷效應(yīng)，因此，迫切需要探索更先進(jìn)的前緣結(jié)構(gòu)材料以及熱防護(hù)方式。

目前前緣材料主要是高溫難熔合金、碳基復(fù)合材料以及陶瓷基復(fù)合材料（CMC）。難熔合金最高服役溫度為1150 ℃，而碳基復(fù)合材料在高溫環(huán)境下容易氧化。由于具有優(yōu)秀的高比剛度/強(qiáng)度、抗氧化性、抗燒蝕能力以及較高等損傷容限等性能，CMC是未來超高聲速飛行器前緣結(jié)構(gòu)的首選材料。C/SiC復(fù)合材料由于具有穩(wěn)定的高強(qiáng)度C 纖維，又具有高模量和抗氧化性能優(yōu)良的SiC 基體，再加上纖維和基體之間的熱解碳界面層可以保證材料在多重?fù)p傷機(jī)制下表現(xiàn)出良好的韌性破壞，使其成為了最典型的連續(xù)纖維增韌非氧化物陶瓷基復(fù)合材料的代表。C/SiC 復(fù)合材料因其具有高比剛度、比強(qiáng)度，良好的耐高溫、耐腐蝕等特點(diǎn)，在航天航空領(lǐng)域具有廣闊的發(fā)展前景，主要應(yīng)用于發(fā)動機(jī)燃燒室、導(dǎo)向葉片、尾噴管和航天發(fā)動機(jī)燃燒室、噴管等熱端部件。

輕質(zhì)是航天工程中永恒的追求。針對C/SiC 復(fù)合材料輕量化設(shè)計(jì)，筆者課題組前期開展了一系列的研究工作。陳彥飛等[1-4]研究了C/SiC 點(diǎn)陣在超高溫下四棱錐點(diǎn)陣芯子的壓縮、三點(diǎn)彎曲力學(xué)性能和失效機(jī)理，并且提出結(jié)構(gòu)效率概念用于評價(jià)點(diǎn)陣熱防護(hù)系統(tǒng)熱-力耦合綜合性能。何汝杰等[5]設(shè)計(jì)了在C/SiC 點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)芯子內(nèi)部和底面粘接隔熱材料的熱防護(hù)系統(tǒng)，并開展了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。韋凱等[6-7]通過數(shù)值有限元仿真方法研究了C/SiC 點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)隔熱性能和傳熱機(jī)制。

文中針對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道前緣，創(chuàng)新發(fā)展了C/SiC波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)。通過數(shù)值仿真方法研究進(jìn)氣道前緣的傳熱特性，并對前緣尖端半徑進(jìn)行優(yōu)化。最后根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，制備出C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣，為新一代航天飛行器的主動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)研制提供新途徑。

1 C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣設(shè)計(jì)

經(jīng)典前緣結(jié)構(gòu)主要是高溫合金或者陶瓷基復(fù)合材料楔形結(jié)構(gòu)。金屬前緣結(jié)構(gòu)通過彎曲成形，然而在熱測試過程中，薄壁上由于過熱容易形成缺口，而陶瓷基復(fù)合材料制備的實(shí)心楔形結(jié)構(gòu)質(zhì)量過大。由于C/SiC 復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)具有輕質(zhì)、高比強(qiáng)度、高比剛度以及更高的服役溫度等特點(diǎn)[8-12]，文中在熱管型金屬前緣蒙皮前緣結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，將熱管設(shè)計(jì)為波紋點(diǎn)陣夾芯面板，從而得到了如圖1 所示的波紋點(diǎn)陣進(jìn)氣道前緣結(jié)構(gòu)，是在波紋結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上進(jìn)行切割得到的。C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣的幾何參數(shù)為：L=138.3 mm，H=74.1 mm，W=57.5 mm，α=30 ℃，β=60 ℃，θ=45 ℃，a=17.2 mm，b=18.4 mm，c=8.0 mm，d=10.7 mm，e=4.5 mm，t1=1.0 mm，t2=2.0 mm，t3= 1.0 mm h=14.0 mm。面板厚度和寬度分別為2.0 mm 和57.5 mm，芯子桿厚度和寬度分別為1.0 mm 和4.5 mm。該點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣相對密度約為0.357，點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相對于實(shí)體或者波紋結(jié)構(gòu)具有更輕的質(zhì)量，約為0.13 kg。

圖1 C/SiC 復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣Fig.1 C/SiC composite inlet leading edge with lattice structure： a) the three-dimension view; b) the front view; c) partial side view

2 數(shù)值仿真分析

2.1 有限元模型

進(jìn)氣道前緣的傳熱方式及邊界條件如圖2 所示。傳熱方式包括固體導(dǎo)熱、表面熱輻射以及空腔輻射三種方式。表面侵入熱流一部分通過表面熱輻射傳熱方式輻射熱流，剩下熱流由外面板一部分通過固體導(dǎo)熱方式經(jīng)過點(diǎn)陣芯子到達(dá)內(nèi)面板，另一部分在內(nèi)外面板以及芯子構(gòu)成的開放式空間發(fā)生空腔輻射到達(dá)內(nèi)面板。依據(jù)德國航空中心H2K 超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)室試驗(yàn)的數(shù)據(jù)進(jìn)行反演得到進(jìn)氣道前緣的熱流密度分布加載表面熱流邊界[13]，如圖3 所示。熱流密度分布與位置有關(guān)，越靠近進(jìn)氣道前緣尖端位置，熱流密度越大，遠(yuǎn)離進(jìn)氣道尖端，熱流密度驟降。C/SiC 復(fù)合材料表面發(fā)射率為0.8 W/m2，密度為2.0 g/cm3，比熱容為1420.0 J/(kg·℃)，熱導(dǎo)率見表2[6-7]，與溫度相關(guān)。傳熱過程采用DC3D8 單元。傳熱分析方法采用瞬態(tài)熱分析，計(jì)算時(shí)間為100 s。在進(jìn)行傳熱分析之前，首先進(jìn)行網(wǎng)格收斂性和無關(guān)性研究，以保證網(wǎng)格敏感性和計(jì)算精度，當(dāng)單元大小為1.0 時(shí)，計(jì)算精度達(dá)到要求。

圖2 進(jìn)氣道前緣傳熱方式及邊界條件Fig.2 Heat transfer mode and boundary conditions of the inlet leading edge

圖3 進(jìn)氣道前緣熱流密度分布Fig.3 Heat flux distribution of the inlet leading edge

表2 C/SiC 復(fù)合材料熱導(dǎo)率Tab.2 Thermal conductivity of C/SiC composite

2.2 理論模型

固體導(dǎo)熱過程可以用如下三維瞬態(tài)傳熱方程：

式中：T 為溫度；sρ 、c、Ks分別為C/SiC 復(fù)合材料密度、比熱容以及導(dǎo)熱系數(shù)；τ 為時(shí)間；x、y、z 是卡西坐標(biāo)。對于空腔熱輻射和表面熱輻射，表面i 的熱流密度可以用式（2）計(jì)算得到：

式中：上標(biāo)i 和j 代表不同表面；iε 、jε 和iT 、Tj分別為表面i 和j 的發(fā)射率和溫度。σ 為斯忒藩-玻耳茲曼常數(shù)、zT 是絕對溫度、Fik和Ckj分別為視角因數(shù)矩陣和反射矩陣。

對于對流傳熱方式，熱平衡方程表示為：

式中：T 為積分點(diǎn)的溫度； Tδ 為任意溫度變分；ρ 為流場密度；c 為流場比熱容；k 為流體熱導(dǎo)率；q 為單位體積外部熱流增量；qs為通過單位體積表面的熱流；n 為表面外法向量；x 為空間位置；τ 為時(shí)間。

2.3 傳熱分析結(jié)果

前緣尖端半徑為0.5 mm 的進(jìn)氣道前緣的溫度場分布如圖4 所示。靠近前緣尖端位置的溫度較高，遠(yuǎn)離尖端處，溫度快速下降。最高溫度出現(xiàn)在尖端處，為1807 ℃，而C/SiC 復(fù)合材料的極限溫度為1600 ℃。為了進(jìn)一步降低C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣的最高溫度，設(shè)計(jì)了不同的進(jìn)氣道前緣尖端半徑，分別是R=0.5、1.0、1.5、2.0、2.5 mm。原理是通過保持進(jìn)氣道前緣尖端位置的熱流不變，增大尖端半徑。方法是在不同半徑進(jìn)氣道前緣尖端保持和R=0.5 mm 的前緣尖端半徑一樣的面積，然后求得不同半徑下面積的夾角，在夾角區(qū)域內(nèi)施加和R=0.5 mm進(jìn)氣道前緣一樣的熱流密度，如圖5 所示。

分別計(jì)算了R=0.5、1.0、1.5、2.0、2.5 mm 五種不同尺度下C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣的溫度響應(yīng)，五種不同尺度下的溫度場分布如圖6所示。進(jìn)氣道前緣溫度分布極度不均勻，溫度沿板面 梯度分布。

圖4 進(jìn)氣道前緣溫度場分布（R=0.5 mm）Fig.4 Temperature field distribution on the inlet leading edge (R=0.5 mm)

圖5 不同尖端半徑進(jìn)氣道前緣的設(shè)計(jì)流程Fig.5 Design flow chart of the inlet leading edge with different tip radii

圖6 不同進(jìn)氣道前緣尖端半徑下的溫度場分布Fig.6 Temperature field distribution on the inlet leading edge with different tip radii

進(jìn)氣道前緣最大溫度隨尖端半徑的變化曲線如圖7 所示?？梢钥闯?，隨著尖端半徑的增大，進(jìn)氣道前緣最高溫度明顯降低。進(jìn)氣道尖端半徑＜0.5 mm時(shí)，最高溫度大于1800 ℃，超過C/SiC 復(fù)合材料極限溫度；進(jìn)氣道尖端半徑＞1.0 mm 時(shí)，最高溫度為1520 ℃，低于C/SiC 復(fù)合材料極限溫度，因此認(rèn)為R＞1.0 mm 是較為合適的進(jìn)氣道尖端半徑選擇；進(jìn)氣道尖端半徑＞2.0 mm 時(shí)，增大半徑對降低進(jìn)氣道前緣最高溫度沒有明顯的作用。

圖7 進(jìn)氣道前緣最大溫度隨尖端半徑的變化曲線Fig.7 Curve of the maximum temperature of inlet leading edge versus tip radius

進(jìn)氣道前緣面板溫度隨距離的變化曲線如圖8所示。進(jìn)氣道前緣尖端半徑變化對進(jìn)氣道整體的溫度場分布影響不大，主要區(qū)別在于進(jìn)氣道前緣尖端處溫度不一樣。越靠近進(jìn)氣道前緣尖端處，溫度場溫度梯度分布越明顯。在距離進(jìn)氣道尖端60 mm 后，溫度梯度較小，溫度場分布比較均勻。

圖8 進(jìn)氣道前緣面板溫度隨距離的變化曲線Fig.8 Curve of the temperature versus distance for the inlet leading edge

進(jìn)氣道最高溫度隨時(shí)間的變化曲線如圖9 所示?？梢钥闯?，不同進(jìn)氣道前緣尖端半徑下最高溫度達(dá)到穩(wěn)態(tài)的時(shí)間不一樣。R=0.5 mm 時(shí)，進(jìn)氣道前緣達(dá)到穩(wěn)態(tài)的時(shí)間約為30 s 左右，這與德國航空中心H2K風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間（20～30 s）基本一致。隨著前緣尖端半徑的增大，最高溫度達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)間增加，R=1.0 mm時(shí)，達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)間約為60 s。

圖9 進(jìn)氣道最高溫度隨時(shí)間的變化曲線Fig.9 Curves of the maximum temperature of inlet versus time

3 C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣制備工藝

由上述數(shù)值分析可知，當(dāng)進(jìn)氣道前緣半徑大于2.0 mm 時(shí)，增大半徑對降低進(jìn)氣道前緣最高溫度沒有明顯作用。在表1 幾何參數(shù)基礎(chǔ)上，采用前驅(qū)體浸漬裂解工藝（Polymer Impregnation Pyrolysis，PIP）[3-4]，制備前緣尖端半徑為2.0 mm 的C/SiC 復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣。制備前需使用碳纖維預(yù)浸料進(jìn)行預(yù)成形。首先將一定數(shù)量的預(yù)浸料（厚1.5 mm）疊在一起，之后使用水刀切割成設(shè)計(jì)好的芯子和面板的形狀。根據(jù)芯子折成不同角度后的長度計(jì)算面板尺寸。最后按照設(shè)計(jì)好的厚度將6 層碳纖維預(yù)浸料疊成芯子，8 層碳纖維預(yù)浸料疊成面板，放于重物下壓實(shí)，保證各層預(yù)浸料之間不會出現(xiàn)分層現(xiàn)象。具體過程如下：1）按照設(shè)計(jì)好的形狀切割碳纖維預(yù)浸料；2）將一定層數(shù)的碳纖維預(yù)浸料堆疊、壓緊（芯子部分6 層、面板部分8 層）；3）將疊好的碳纖維預(yù)浸料裝入模具中（先芯子、再上面板、最后下面板）；4）將模具整體放入烘箱中，120 ℃固化1 h，冷卻后取出模具；5）按照PCS（聚碳硅烷）︰DVB（二乙烯基苯）= 2︰1（質(zhì)量百分比）的比例配置浸漬液；6）將固化后的樣品放入浸漬液中，60 ℃下真空浸漬5 h 后，取出晾干；7）將晾干后的樣品放入烘箱中，180 ℃固化1 h，然后將樣品放入真空燒結(jié)爐中，氬氣氣氛下1200 ℃裂解30 min；8）浸漬固化條件不變，裂解溫度改為1600 ℃，浸漬裂解2 周期得到樣品。重復(fù)步驟6）、7）共6 周期，制備完成的樣件如圖10所示。

圖10 C/SiC 波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣樣件Fig.10 Sample of C/SiC inlet leading edge with corrugated lattice structure

4 結(jié)論

文中采用數(shù)值模擬方法對進(jìn)氣道前緣進(jìn)行輕量化設(shè)計(jì)研究，得到如下結(jié)論：

1）進(jìn)氣道前緣最高溫度隨著尖端半徑的增大明顯降低，當(dāng)半徑大于2.0 mm 時(shí)，增大半徑對降低進(jìn)氣道前緣最高溫度沒有明顯的作用。

2）不同進(jìn)氣道前緣尖端半徑下最高溫度達(dá)到穩(wěn)態(tài)的時(shí)間不一樣，隨著前緣尖端半徑增大，最高溫度達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)間增加。尖端半徑為1.0 mm 時(shí)達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)間約為60 s。

3）采用PIP 工藝成功制備出了C/SiC 復(fù)合材料波紋點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道前緣。