陳增奎，周衛(wèi)衛(wèi)，吳曉川

新型TPS截錐式艙段防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計

陳增奎1，周衛(wèi)衛(wèi)2，吳曉川3

（1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076；2.北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，北京 100044；3.北京機(jī)科國創(chuàng)輕量化科學(xué)研究院有限公司，北京 101409）

解決傳統(tǒng)防熱結(jié)構(gòu)成本高、研制周期長、效率低的難題。提出了新型輕質(zhì)化高效夾層式TPS結(jié)構(gòu)設(shè)計方案。采用系統(tǒng)性方法，將TPS結(jié)構(gòu)設(shè)計為截錐式防熱套形式，包括氣動維形結(jié)構(gòu)、防隔熱結(jié)構(gòu)以及開口支撐密封結(jié)構(gòu)。TPS結(jié)構(gòu)整體厚度為7 mm、當(dāng)量密度為1.0 g/cm3，在0.4 MPa的氣動外壓下變形量為0.4 mm，在900 s的熱載荷作用下，模擬艙體的內(nèi)壁溫度小于150 ℃。達(dá)到了輕質(zhì)、高效、低成本的設(shè)計目標(biāo)，為新型飛行器防隔熱設(shè)計提供了可行方案。

防隔熱系統(tǒng)；夾層結(jié)構(gòu)；防熱方案

隨著飛行器飛行速度的不斷提高，由氣動加熱引起的熱環(huán)境變得越來越嚴(yán)酷，主要表現(xiàn)為氣動加熱溫度越來越高，加熱時間更加持久[1-5]。飛行器的氣動熱環(huán)境為低熱焓、低熱流密度和長時間加熱，這就要求防隔熱結(jié)構(gòu)具有良好的抗燒蝕性能和隔熱性能，并且具有較高的力學(xué)性能與較低的密度，以減少防熱結(jié)構(gòu)重量，提高飛行器有效載荷，從而適應(yīng)地面運(yùn)輸起吊、發(fā)射、在軌巡航、再入等各種環(huán)境，特別是最嚴(yán)酷的載荷–溫度耦合工況[6-10]。

目前的艙段殼體多采用高硅氧/酚醛系列防熱套+ 金屬基體的外部防熱結(jié)構(gòu)[11-12]，該種防熱結(jié)構(gòu)僅適用于高熱焓、高熱流密度和短時加熱的飛行熱環(huán)境，且成本較高、研制周期較長，不利于飛行器低成本的工程化應(yīng)用[13-15]。

文中提出了新型輕質(zhì)化高效夾層式TPS（Ther-m-al Protection System）結(jié)構(gòu)設(shè)計方案，首次將TPS結(jié)構(gòu)設(shè)計為截錐式防熱套形式，包括氣動維形結(jié)構(gòu)、防隔熱結(jié)構(gòu)以及開口支撐密封結(jié)構(gòu)，并對設(shè)計方案進(jìn)行了分析和評價。

1 研究分析

1.1 問題分析

目前艙段殼體的防熱結(jié)構(gòu)成本較高、制備周期較長，且當(dāng)量密度和當(dāng)量厚度較大，防隔熱能較低，套裝工藝較為復(fù)雜，難以滿足當(dāng)前飛行器防隔熱結(jié)構(gòu)的低成本設(shè)計需求，具體情況見表1。

1.2 設(shè)計分析

針對上述問題及設(shè)計指標(biāo)，提出了一種全新的產(chǎn)品設(shè)計思路和設(shè)計方案——“TPS截錐式艙段防熱套設(shè)計”方案，即一種在飛行器高速巡航時能夠適應(yīng)復(fù)雜熱環(huán)境的輕質(zhì)、高效、低成本防熱系統(tǒng)。TPS截錐式艙段防熱套為組合式結(jié)構(gòu)，包括氣動維形結(jié)構(gòu)、防隔熱結(jié)構(gòu)以及開口支撐密封結(jié)構(gòu)。

TPS截錐式艙段防熱套的設(shè)計目標(biāo)如下：整體厚度為7 mm，當(dāng)量密度為1.0 g/cm3，在0.40 MPa的氣動外壓下變形量為0.4 mm，在900 s的熱載荷作用下，模擬艙體的內(nèi)壁溫度要小于150 ℃，氣動外形為局部倒臺階，流暢級別要求<0.5 mm，操作時間為12 min。

1.2.1 TPS設(shè)計方案

TPS結(jié)構(gòu)系統(tǒng)主要分為氣動維形結(jié)構(gòu)、防隔熱結(jié)構(gòu)、開口支撐和密封結(jié)構(gòu)，其中氣動維形結(jié)構(gòu)起到保持氣動外形和承載氣動外壓的作用，防隔熱結(jié)構(gòu)起到阻隔熱量向內(nèi)部傳導(dǎo)、降低結(jié)構(gòu)使用溫度的作用，開口支撐和密封結(jié)構(gòu)起到加強(qiáng)操作窗口和上下端面開口，并對防隔熱結(jié)構(gòu)系統(tǒng)進(jìn)行密封的作用。利用FAST法進(jìn)行具體分析，如圖1所示。

表1 防熱結(jié)構(gòu)現(xiàn)狀

Tab.1 The present situation of heat proof structure products

TPS防熱結(jié)構(gòu)主要由隔熱氈、外層結(jié)構(gòu)、內(nèi)層結(jié)構(gòu)組成，隔熱氈選用超級隔熱氈CG600，外層及內(nèi)層結(jié)構(gòu)選用0.5 mm厚的1Cr18Ni9Ti材料，該材料具有良好的力學(xué)性能及加工工藝性能。隔熱氈、內(nèi)外層結(jié)構(gòu)需采用Dq552J–1耐高溫膠黏劑進(jìn)行套裝粘貼固化。TPS防熱結(jié)構(gòu)模型如圖2和3所示。

圖2 結(jié)構(gòu)系統(tǒng)示意圖

圖3 詳細(xì)結(jié)構(gòu)示意圖

1.2.2 Pugh矩陣設(shè)計

針對TPS隔熱氈結(jié)構(gòu)形式，進(jìn)行了Pugh矩陣設(shè)計，設(shè)計了2種結(jié)構(gòu)方案。方案1為整體式TPS隔熱氈結(jié)構(gòu)，采用整體套裝形式，如圖4所示；方案2為貼片式TPS隔熱氈結(jié)構(gòu)，如圖5所示。

圖4 整體式TPS隔熱氈方案

圖5 貼片式TPS隔熱氈方案

通過Pugh矩陣對2種方案進(jìn)行對比評估，選擇現(xiàn)有隔熱氈結(jié)構(gòu)作為評定的基準(zhǔn)，Pugh矩陣分析結(jié)果見表2，?1代表比相應(yīng)的基準(zhǔn)差，0代表比相應(yīng)的基準(zhǔn)接近，1代表比相應(yīng)的基準(zhǔn)好。由打分結(jié)果可知方案1為優(yōu)選方案。

表2 Pugh矩陣分析

Tab.2 Pugh matrix analysis table

1.2.3 零件創(chuàng)意設(shè)計

針對TPS隔熱氈、TPS外層、TPS內(nèi)層結(jié)構(gòu)提出了零件創(chuàng)意，零件設(shè)計創(chuàng)意如表3所示，零件創(chuàng)意選擇如表4所示。

1.2.4 DOE優(yōu)化設(shè)計

TPS艙段防熱套結(jié)構(gòu)的TPS隔熱氈、TPS外層、TPS內(nèi)層需要采用Dq552J–1耐高溫膠黏劑進(jìn)行套裝粘貼固化。Dq552J–123耐高溫特性主要與聚氨酯、熱敏成分、功能填料、輔助填料有關(guān)，為提高Dq552J–123的耐高溫特性，需提高膠層的聚氨酯含量和降低熱敏成分。為了快速有效地確定最優(yōu)方案，選擇熱敏成分（）、功能填料（）、輔助填料（）3種組分為因素，設(shè)計了三因素兩水平的正交試驗。根據(jù)以往經(jīng)驗，當(dāng)?shù)馁|(zhì)量分?jǐn)?shù)為4%～8%、的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為14%～19%、的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為3%～9%時，膠黏劑有較好的導(dǎo)熱系數(shù)。由于組分變化對密度和比熱容影響不大，因此主要考慮導(dǎo)熱系數(shù)的變化。選用L8（27）的正交表，試驗因素水平如表5所示，正交試驗結(jié)果如表6所示。

表3 零件設(shè)計創(chuàng)意

Tab.3 Part design creativity

表4 零件創(chuàng)意選擇

Tab.4 Creative selection of parts

表5 正交試驗因素水平表

Tab.5 Factor level table of orthogonal test wt.%

表6 不同組分比例下的導(dǎo)熱系數(shù)正交試驗表

根據(jù)表6分析可知，對于材料導(dǎo)熱系數(shù)，熱敏成分的影響最為顯著，功能填料和輔助填料對導(dǎo)熱系數(shù)的影響次之。最佳組合為121，即熱敏成分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為4%，功能填料的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為19%，輔助填料的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為3%。

1.2.5 FMEA分析

對各個系統(tǒng)進(jìn)行詳細(xì)FMEA（Failure Mode and Effects Analysis）分析，對風(fēng)險順序數(shù)（RPN值）大于100的失效風(fēng)險進(jìn)行分析，并提出相應(yīng)措施，如表7所示。

2 設(shè)計驗證

通過仿真分析和三維裝配，驗證TPS艙段防熱套的防熱性能，測量TPS艙段防熱套的當(dāng)量密度、結(jié)構(gòu)厚度是否滿足設(shè)計要求，驗證TPS艙段防熱套設(shè)計的合理性。

表7 FMEA失效模式及影響分析

Tab.7 FMEA failure mode and effect analysis

2.1 承載能力

對TPS艙段防熱套進(jìn)行了三維建模、承載仿真分析計算，如圖9所示。根據(jù)有限元計算結(jié)果可知，隔熱氈厚度為6 mm，密度為0.18 g/cm3，承受0.40 MPa的氣動外壓下，TPS艙段防熱套的最大應(yīng)力值和最大變形量分別為185 MPa和0.4 mm，結(jié)構(gòu)承載能力滿足要求。

圖9 承載能力分析

2.2 防熱能力

采用“虛擬試驗”的仿真分析方法，模擬TPS艙段防熱套的防熱能力。按照“虛擬試驗”的邊界和試驗條件建立仿真模型。

TPS艙段（TPS艙段防熱套與模擬艙完成套裝連接后）通過8個M8的螺栓與上轉(zhuǎn)接環(huán)連接，通過8個M10的螺栓與下轉(zhuǎn)接環(huán)連接，石英燈加熱環(huán)布置在TPS艙段周圍，TPS艙段上下端面采用高溫隔熱棉密封，防止對流影響。采用石英燈加熱，加熱時長為900 s，試驗條件如圖10所示。

“虛擬試驗”的仿真分析與實物試驗對比表明，TPS艙段在熱載荷的作用下，模擬艙內(nèi)的最大溫度為142 ℃，出現(xiàn)在操作窗口附近，最小溫度為128 ℃，出現(xiàn)在模擬艙內(nèi)部的環(huán)筋附近。TPS艙段的防熱性能滿足設(shè)計要求。

圖10 虛擬熱試驗條件

2.3 密度與厚度

TPS艙段防熱套的結(jié)構(gòu)密度與厚度三維模型測量結(jié)果分別為0.98 g/cm3和6.90 mm，滿足不高于1.0 g/cm3和7.0 mm的設(shè)計要求。

2.4 三維模擬模裝

將TPS隔熱氈、TPS外層、TPS內(nèi)層、上口框、下口框、上操作口蓋、下操作口蓋、前底環(huán)、后底環(huán)進(jìn)行三維數(shù)字化模裝，檢查接口匹配性和氣動外形流暢級別情況。

通過模裝試驗可知，各項結(jié)構(gòu)接口關(guān)系匹配良好，接口結(jié)構(gòu)不匹配數(shù)為0，防熱套結(jié)構(gòu)的局部倒臺階<0.5 mm。

2.5 成本評估

對TPS防熱套從原材料、工藝流程、制備周期、套裝總裝等方面進(jìn)行成本評估分析，為了更加清晰對比方案的優(yōu)劣，對其進(jìn)行打分（5分滿分），如表8所示。從評分結(jié)果可以看出，TPS防熱套結(jié)構(gòu)相比傳統(tǒng)的高硅氧/酚醛結(jié)構(gòu)、輕質(zhì)雜化纖維/酚醛結(jié)構(gòu)具有明顯的優(yōu)勢。

表8 成本評估分析

Tab.8 cost evaluation analysis

2.6 接口分析

2.6.1 外部接口

外部接口主要是飛行器艙段對接、儀器設(shè)備的操作窗口等機(jī)械接口。與常規(guī)防熱套相同，TPS防熱套與飛行器艙段套裝后，需要進(jìn)行整體的對接端面加工和儀器設(shè)備操作窗口的配制加工。

TPS防熱套結(jié)構(gòu)可按照總體結(jié)構(gòu)設(shè)計要求進(jìn)行設(shè)計，未引起外部接口結(jié)構(gòu)的任何改變，對外部接口無影響。

2.6.2 內(nèi)部接口

TPS防熱套內(nèi)部接口主要是TPS結(jié)構(gòu)本身的連接接口。TPS隔熱氈、TPS內(nèi)外層、上口框、下口、上操作口蓋、下操作口蓋需采用Dq552J–1耐高溫膠黏劑進(jìn)行套裝粘貼固化。固化之后，采用鉚釘將上口框、下口、上操作口蓋、下操作口蓋與TPS內(nèi)外層進(jìn)行鉚接，形成整體結(jié)構(gòu)后，與飛行器艙段進(jìn)行套裝加工。內(nèi)部接口滿足設(shè)計工藝要求。

3 結(jié)論

提出的新型TPS截錐式艙段防熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計，可有效減輕飛行器重量，增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，提高防隔熱能力，降低成本。將其應(yīng)用于型號產(chǎn)品上，可以實現(xiàn)精確建模、預(yù)測效果、評估風(fēng)險等，從設(shè)計上降低產(chǎn)品成本，全面提升當(dāng)前設(shè)計能力，為新型飛行器的研制奠定了基礎(chǔ)。后續(xù)還可相繼實現(xiàn)TPS截錐式艙段防熱套的貨架化、系列化和通用化，具有良好的應(yīng)用價值和前景。

[1] 張友華, 陳連忠, 張敏莉. 臨近空間高超聲速飛行器防熱材料的發(fā)展[J]. 宇航材料工藝, 2012, 42(6): 12-18.

ZHANG You-hua, CHEN Lian-zhong, ZHANG Min-li. Thermal Protective Materials Development for Hypersonic Vehicles in near Space[J]. Aerospace Materials & Technology, 2012, 42(6): 12-18.

[2] 周立鳴, 周宇衡. 非燒蝕防熱材料在高超聲速飛行器中的發(fā)展[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2018(1): 14-24.

ZHOU Li-ming, ZHOU Yu-heng. Development of Non Ablative Heat Resistant Materials in Hypersonic Vehicles[J]. Flying Missiles, 2018(1): 14-24.

[3] 魏東, 石友安, 楊肖峰, 等. 高超聲速飛行器防熱瓦結(jié)構(gòu)的變厚度輕量化設(shè)計方法[J]. 宇航學(xué)報, 2018, 39(3): 285-291.

WEI Dong, SHI You-an, YANG Xiao-feng, et al. Lightweight Design Method of Thermal Protection Tile for Hypersonic Vehicle Based on Variable Thickness[J]. Journal of Astronautics, 2018, 39(3): 285-291.

[4] 周傳忠, 劉小艷, 吳福迪, 等. 隔熱耐燒蝕硅橡膠防熱套研制[J]. 環(huán)境工程, 2014, 32(S1): 1065-1068.

ZHOU Chuan-zhong, LIU Xiao-yan, WU Fu-di, et al. Development of Thermal Insulation and Antiablation Silicone Rubber Cover[J]. Environmental Engineering, 2014, 32(S1): 1065-1068.

[5] 王思民, 周旭, 何洪慶. 高硅氧/酚醛噴管擴(kuò)張段的溫度場計算與測定[J]. 推進(jìn)技術(shù), 1990, 11(5): 23-29.

WANG Si-min, ZHOU Xu, HE Hong-qing. Calculation and Measurement of Temperature Field in Silica-Phenolics Lining of Divergent Nozzle Section[J]. Journal of Propulsion Technology, 1990, 11(5): 23-29.

[6] SHI Sheng-bo, LIANG Jun. Evaluation of the Effective Properties of High Silica/Phenolic Composite under Volumetric Ablation Condition[C]// Advances in Heterogeneous Material Mechanics, 2011: 687-690.

[7] 張朝暉. ANSYS熱分析教程與實例解析[M]. 北京: 中國鐵道出版社, 2007: 1-5.

ZHANG Chao-hui. ANSYS Thermal Analysis Course and Example Analysis[M]. Beijing: China Railway Press, 2007: 1-5.

[8] 姜貴慶, 劉連元. 高速氣流傳熱與燒蝕熱防護(hù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2003: 52-66.

JIANG Gui-qing, LIU Lian-yuan. Heat Transfor of Hypersonic Gas and Ablation Thermal Protection[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2003: 52-66.

[9] HENDERSON J B, WIECEK T E. A Numerical Study of the Thermally-Induced Response of Decomposing, Expanding Polymer Composites[J]. W?rme-Und Stoffübertragung, 1988, 22(5): 275-284.

[10] 張志成, 潘海林, 劉初平, 等. 高超聲速氣動熱和熱防護(hù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2003: 222-248.

ZHANG Zhi-cheng, PAN Hai-lin, LIU Chu-ping. Hyper-s-onic Aerodynamic Heat and Thermal Protection[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2003: 222-248.

[11] BEECHER N, ROSENSWEIG R E. Ablation Mechanisms in Plastics with Inorganic Reinforcement[J]. ARS Journal, 1961, 31(4): 532-539.

[12] BLUMENTHAL J L, SANTY M J, BURNS E A. Kinetic Studies of High-Temperature Carbon- Silica Reactions in Charred Silica-Reinforced Phenolic Resins[J]. AIAA Journal, 1966, 4(6): 1053-1057.

[13] CAGLIOSTRO D E, GOLDSTEIN H, PARKER J A. Silica Reinforcement and Char Reactions in the Apollo Heat Shield[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1972, 9(5): 346-350.

[14] HUNTER L W, KUTTLER J R. Enthalpy Method for Ablation-Type Moving Boundary Problems[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 1991, 5(2): 240-242.

[15] 曹樹聲, 姜貴慶, 王淑華. 有熱解的軸對稱燒蝕體傳熱有限元計算[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 1991, 9(2): 218-225.

CAO Shu-sheng, JIANG Gui-qing, WANG Shu-hua. The Finite Element Calculation of Heat Transfer in Axisymmetric Ablating Bodies with Pyrolysis[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1991, 9(2): 218-225.

Design of New TPS Truncated Cone Cabin Section Heat Protection Structure

CHEN Zeng-kui1, ZHOU Wei-wei2, WU Xiao-chuan3

(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China; 2. Beijing Institute of Precision Mechatronics and Controls, Beijing 100044, China; 3. Beijing Jike Guochuang Lightweight Science Research Institute Co., Ltd., Beijing 101409, China)

In order to solve the problems of high cost, long development cycle and low efficiency of traditional heat proof structures, a new lightweight and efficient sandwich TPS structure design scheme is proposed in this paper. Using the systematic method, TPS structure is designed as truncated cone heat jacket, including pneumatic dimensional structure, anti-heat insulation structure and open support sealing structure. The design results show that the overall thickness of TPS structure is 7 mm, the equivalent density is 1.0 g/cm3, and the deformation is 0.4 mm under the aerodynamic external pressure of 0.4 MPa. Under the thermal load of 900 s, the inner wall temperature of the simulated cabin is less than 150 ℃ which achieves the design goal of light weight, high efficiency and low cost, and provides a feasible scheme for the anti-heat insulation design of the new type of flying device.

thermal insulation system; sandwich structure; thermal protection scheme

10.3969/j.issn.1674-6457.2022.05.010

TH12

A

1674-6457(2022)05-0061-07

2021–11–21

國家輕量化材料成形技術(shù)及裝備創(chuàng)新中心基金（專項）

陳增奎（1984—），男，碩士，高級工程師，主要研究方向為彈/箭結(jié)構(gòu)設(shè)計與熱防護(hù)設(shè)計。

責(zé)任編輯：蔣紅晨