楊 名

（中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333000）

0 引言

隨著科學技術(shù)的不斷進步，復合材料的研究也取得了舉世矚目的成就，以碳纖維系列產(chǎn)品為代表的具有輕質(zhì)、高強度特性的高性能復合材料在直升機領(lǐng)域備受青睞，并被廣泛應用于直升機結(jié)構(gòu)設(shè)計和制造過程中。當前，基于復合材料設(shè)計的結(jié)構(gòu)形式主要有層合板與蜂窩夾層2種，根據(jù)使用條件和要求，發(fā)動機艙整流罩常常采用蜂窩夾層的結(jié)構(gòu)形式。但發(fā)動機工作期間會產(chǎn)生大量熱量，發(fā)動機艙的溫度會急劇升高，整流罩往往處于高溫的工作環(huán)境，而復合材料在高溫環(huán)境下的強度指標會迅速下降，整流罩甚至會出現(xiàn)焦化分層的現(xiàn)象，不僅難以實現(xiàn)其設(shè)計目標，還會誘發(fā)安全事故。因此，需要對復合材料整流罩采取一些熱防護措施，使整流罩在安全的溫度范圍內(nèi)工作，以滿足相關(guān)設(shè)計需求。該文分析了直升機發(fā)動機艙復合材料整流罩熱防護措施，以期為解決整流罩高溫焦化問題提供一些參考。

1 發(fā)動機艙整流罩分析

發(fā)動機艙整流罩的設(shè)計目標如下：1） 保持直升機優(yōu)良的氣動外形，維持飛行過程中的氣動力平衡。2） 保護發(fā)動機在飛行過程中免受外界環(huán)境的影響。3） 在發(fā)動機及機上設(shè)備系統(tǒng)維護的過程中，發(fā)揮維護通道的作用。當前，發(fā)動機艙復合材料整流罩主要采用蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，即復合材料外面板-蜂窩夾層-復合材料內(nèi)面板的三明治結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)形式有利于增強結(jié)構(gòu)的剛度、減輕結(jié)構(gòu)的質(zhì)量，可以很好地實現(xiàn)整流罩的設(shè)計目標。但在工作過程中，發(fā)動機艙內(nèi)會產(chǎn)生大量的熱量，整流罩處于高溫的工作環(huán)境中，這將會影響整流罩的壽命和直升機的飛行性能，還易引發(fā)安全事故。因此，只有將整流罩的工作環(huán)境溫度控制在合理范圍內(nèi)才能滿足設(shè)計需求，保障直升機的飛行安全。

2 熱防護技術(shù)

在直升機的飛行過程中，發(fā)動機會產(chǎn)生大量的熱量，其表面溫度高達300 ℃，這些熱量會傳遞到發(fā)動機艙復合材料整流罩上，給整流罩帶來了重大的安全隱患。常見的熱能傳遞有熱對流、熱傳導和熱輻射3個基本形式，這也是解決發(fā)動機艙溫度過高問題的3個方向。

2.1 在發(fā)動機艙整流罩上布置冷卻孔

固定翼飛機的發(fā)動機常常懸掛在機翼下方，在飛行過程中可以有效地與周圍環(huán)境進行熱對流散熱。但與固定翼飛機不同的是，需要將發(fā)動機安裝在直升機體內(nèi)部的發(fā)動機艙內(nèi)，這有利于整體布局的合理性，也有利于對發(fā)動機進行維護。但發(fā)動機艙必須考慮熱對流問題，如果發(fā)動機艙內(nèi)始終沒有熱對流散熱，發(fā)動機在工作過程中產(chǎn)生的熱量會一直在發(fā)動機艙內(nèi)淤積，無法排出，必然導致整流罩出現(xiàn)高溫烤壞的問題。因此，通常會在發(fā)動機艙整流罩上布置若干個冷卻孔，以便在飛行過程中引入周圍環(huán)境中的冷空氣，提高發(fā)動機艙內(nèi)的冷-熱空氣交換比率，降低發(fā)動機艙的溫度。

但根據(jù)流體力學的連續(xù)性方程可知，在直升機緩慢飛行或懸停的過程中，冷卻孔處空氣的流動速度非常緩慢，冷空氣的流量會大幅減少。在該種情況下，依靠熱對流來降低發(fā)動機艙的溫度（在復合材料整流罩可接受的安全范圍內(nèi)），就需要擴大冷空氣進氣處的橫截面積，以增大進氣流量，即需要布置很大的或者很多的冷卻孔。如果布置很大的冷卻孔，那么其防護工作會非常困難，同時會影響直升機的氣動外形，增大飛行過程中的阻力；如果布置很多冷卻孔，則會影響整流罩的承載能力，可能會導致整流罩強度不足，甚至會影響直升機的總體布局。

因此只能在直升機發(fā)動機艙整流罩上可以布置少量的冷卻孔，在合理的范圍內(nèi)，通過優(yōu)化整流罩上冷卻孔的大小、形狀和位置，盡可能地降低發(fā)動機艙的溫度。但在有些工況下，發(fā)動機艙的溫度還是很高，難以保證整流罩正常、穩(wěn)定地工作，需要采取其他措施對整流罩進行熱防護。

2.2 在整流罩內(nèi)表面覆蓋隔熱墊

在整流罩內(nèi)表面覆蓋一層隔熱墊可以在發(fā)動機熱源和復合材料整流罩之間形成一層阻抗，降低整流罩內(nèi)表面的溫度。隔熱墊常用的隔熱材料有多孔材料、熱反射材料和真空絕緣材料等。

多孔材料是在材料的孔隙中填充熱導率低的氣體，形成氣-固兩相結(jié)構(gòu)，傳熱形式主要為熱傳導。當熱量來到多孔材料時，先通過固體相進行傳遞，由于孔隙的存在，因此其傳遞路徑更長。然后熱量進入孔隙中，遇到熱導率低的氣體，其傳遞過程存在阻抗，導致熱量損耗增大，傳遞緩慢，從而達到隔熱的目的。

熱反射材料的防護原理是當熱源通過熱輻射的傳遞方式到達熱反射材料表面后，熱反射材料會反射大部分熱量，吸收少部分熱量，最后只有很少的熱量穿透熱反射材料到達復合材料整流罩內(nèi)表面，從而達到隔熱的目的。需要注意的是，熱反射材料反射率會受涂料顏色的干擾，涂料顏色越深，熱反射率越低。因此，熱反射材料的涂料常常使用淺色或者白色。

由于真空中沒有熱量傳遞介質(zhì)，不會發(fā)生需要依靠介質(zhì)傳遞的熱傳導和熱對流，因此其隔熱效果最好。基于此，將真空泡與基體材料結(jié)合到一起可以獲得熱導率非常低并且質(zhì)量更輕的隔熱材料，即真空絕緣材料。但真空度對真空絕緣材料的性能起決定性作用。由于在加工過程中，真空泡很容易損壞，真空度會有所降低，材料的隔熱性能也會降低，因此這也是應用真空絕緣材料的局限。

2.3 在整流罩內(nèi)表面添加熱防護涂層

在復合材料整流罩內(nèi)表面添加熱防護涂層也是一種熱防護的有效方式，常用的是添加吸熱式熱防護涂層。

吸熱式熱防護涂層是由比熱容大、熱導率高的材料制作而成的，例如石墨、鈹及其氧化物等。這種方式是通過涂層吸收熱源輻射的大部分熱量，并將其儲存起來，從而降低整流罩內(nèi)表面溫度，以達到熱防護的目的。這種方法操作非常簡單，為了獲得滿意的隔熱效果，可以增加涂層的厚度。但該方法也存在一定局限性：1） 當涂層吸熱達到上限后，涂層就會失去防護作用，因此持續(xù)使用時間不能太長，否則會限制直升機的續(xù)航能力。2） 當增加涂層厚度后，雖然可以獲得良好的隔熱效果，但是其質(zhì)量成本更高，即隔熱效果的提升是以犧牲質(zhì)量為代價的，而這種犧牲畢竟是有限的。

3 熱防護技術(shù)的應用

要想確保直升機可以穩(wěn)定、可靠地飛行，就必須在安全的溫度范圍內(nèi)使用整流罩，這就不可避免地需要采用熱防護技術(shù)。接下來，該文從發(fā)動機艙熱量傳遞的基礎(chǔ)理論出發(fā)，探索熱防護技術(shù)在復合材料整流罩上的應用。

3.1 建立模型

為了有效應用熱防護技術(shù)控制發(fā)動機艙的溫度，保障直升機的飛行安全，必須對整個熱量傳遞過程進行理論分析，明確發(fā)動機產(chǎn)生的熱量傳遞到整流罩的基本過程及其傳遞形式，建立有效的分析模型。

直升機在飛行過程中，發(fā)動機燃燒燃料為其提供動力輸出，產(chǎn)生大量熱量，發(fā)動機艙溫度會急劇升高。在直升機的總體布局設(shè)計中，通常會針對發(fā)動機艙溫度過高的情況采取一些控制措施，例如設(shè)計滑油散熱系統(tǒng)和滅火系統(tǒng)等。此外，在整流罩上布置冷卻孔，會有一部分冷空氣經(jīng)冷卻孔進入發(fā)動機艙。在不影響直升機總體性能和氣動外形的基礎(chǔ)上，設(shè)法增加發(fā)動機艙的冷空氣流量，提升發(fā)動機艙內(nèi)的熱對流性能，可以有效解決發(fā)動機艙溫度過高的問題，整流罩也不會因高溫而引發(fā)一系列故障。

直升機在懸停的過程中，沒有前飛的速度，發(fā)動機艙內(nèi)的前方進氣來流僅依靠旋翼下洗流，冷空氣流量不足，無法有效進行熱對流散熱。同時，空氣的熱導率很低，跨介質(zhì)的熱量傳導很少，因此，發(fā)動機艙內(nèi)熱量的主要傳遞形式是熱輻射。而此時也是發(fā)動機艙溫度最高時，來自發(fā)動機的熱量源源不斷地向整流罩輻射，使整流罩處在最惡劣的工作環(huán)境中。

發(fā)動機艙整流罩是蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，當熱量輻射到整流罩內(nèi)表面后，接下來的熱量傳遞將在整流罩內(nèi)部進行。由于整流罩內(nèi)部存在溫度梯度差，熱量的主要傳遞形式是熱傳導。當熱量傳遞到整流罩外表面時，整流罩外表面與外界大氣環(huán)境中的冷空氣相接觸，并產(chǎn)生對流傳熱，熱量的傳遞形式是熱對流。

綜上所述，發(fā)動機艙的熱量傳遞過程主要是從發(fā)動機熱源通過熱輻射傳遞到整流罩的內(nèi)表面，再通過熱傳導傳遞到整流罩外表面，最后通過熱對流傳遞到周圍的環(huán)境中?；诖?，可建立發(fā)動機艙簡要的熱量傳遞模型，如圖1所示。在建立傳遞模型的過程中，該文對熱量傳遞過程進行了簡化，因此圖1中的熱量傳遞模型更加保守。

圖1 發(fā)動機艙簡要的熱量傳遞模型

在復合材料整流罩內(nèi)部，其結(jié)構(gòu)形式為復合材料外面板-蜂窩夾層-復合材料內(nèi)面板的三明治結(jié)構(gòu)，在整流罩內(nèi)部也會有多次熱傳導，即內(nèi)面板、蜂窩夾層以及外面板各自厚度方向的熱傳導，最后通過外表面與外界環(huán)境進行熱對流，從而完成熱量傳遞。整流罩的熱量傳遞過程如圖2所示。

在分析發(fā)動機艙的熱量傳遞過程后，可以計算得到發(fā)動機外表面到整流罩內(nèi)表面的輻射熱換量，如公式（1）所示。

式中：q為輻射熱換量；C為溫差換算常數(shù)；T為發(fā)動機表面溫度；T為整流罩內(nèi)面板的溫度；ε為發(fā)動機的表面發(fā)射率；ε為整流罩內(nèi)面板的表面發(fā)射率。

該文描述的整流罩內(nèi)部的熱傳導過程，如公式（2）～公式（4）所示。

圖2 整流罩的熱量傳遞過程示意圖

式中：q、q和q分別為單位時間內(nèi)整流罩外面板、蜂窩夾層、整流罩內(nèi)面板傳遞的熱流量。

該文用公式（5）描述整流罩外表面與外界環(huán)境的熱對流。

式中：h為整流罩外表面的表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)；T為外界環(huán)境的溫度；q為單位時間內(nèi)整流罩外面板到外界環(huán)境傳遞的熱流量。

當發(fā)動機艙的熱量傳遞達到平衡時，如公式（6）所示。

3.2 應用分析

該文在分析發(fā)動機艙的熱能傳遞過程后，構(gòu)建了復合材料整流罩熱量傳遞的數(shù)學模型，從而奠定了對整流罩采取熱防護技術(shù)的理論基礎(chǔ)。由第3.1節(jié)的分析可知，懸停工況下整流罩處在最嚴酷的工作環(huán)境中，為了有效地對整流罩進行熱防護，需要結(jié)合理論分析模型對實際應用情況進行分析。

現(xiàn)假設(shè)發(fā)動機表面的溫度為300 ℃，外界環(huán)境溫度為25 ℃，根據(jù)公式（1）～公式（6）可以獲得懸停狀態(tài)下平衡時整流罩內(nèi)部各區(qū)域的溫度情況。值得注意的是，在推導上述數(shù)學模型的過程中，需要對熱量傳遞過程進行簡化處理。當實際使用時，往往需要結(jié)合已知條件、直升機實際的飛行工況和整流罩的實際使用情況對模型進行修正，獲得更精確的數(shù)學模型，以便更有針對性地應用熱防護技術(shù)。

在實際飛行過程中，常常是在復合材料整流罩內(nèi)表面覆蓋一層隔熱墊進行熱防護，這就需要根據(jù)發(fā)動機艙溫度的實際分布情況選擇合適（種類和規(guī)格）的隔熱墊，將整流罩內(nèi)表面的溫度控制在安全范圍內(nèi)，從而保證直升機的飛行性能。

4 展望

熱防護技術(shù)作為直升機技術(shù)的重要組成部分，主要是采用先進的材料將發(fā)動機艙復合材料整流罩與高溫氣體物理隔離，以保護整流罩免受發(fā)動機艙高溫氣體的影響。但在復合材料整流罩上應用熱防護技術(shù)需要考慮以下3個方面的問題：1） 質(zhì)量方面。當前直升機對輕量化的要求不斷提高，單一形式的熱防護材料質(zhì)量成本過高，可以考慮將各種材料的優(yōu)點結(jié)合起來，揚長避短，研制出更輕便、熱防護性能更好的新材料。2） 維護性方面。在整流罩上應用熱防護技術(shù)時，產(chǎn)品應該便于拆卸、安裝以及日常維護，并可長時間重復使用，這樣不僅節(jié)約成本，還提升了直升機的維護性。3） 將熱防護技術(shù)與復合材料整流罩的設(shè)計相結(jié)合，即在整流罩設(shè)計過程中，將熱防護技術(shù)應用到內(nèi)面板中或者設(shè)計合適的結(jié)構(gòu)形式，將熱防護技術(shù)應用其中，讓整流罩自帶熱防護功能。

5 結(jié)語

該文從直升機發(fā)動機艙復合材料整流罩難以適應高溫工作環(huán)境的問題入手，在分析整流罩功能、結(jié)構(gòu)形式的基礎(chǔ)上闡述了熱防護技術(shù)的相關(guān)內(nèi)容，研究了從發(fā)動機艙到外界環(huán)境的熱能傳遞過程，構(gòu)建了整流罩熱能傳遞的數(shù)學模型，并對其應用場景進行了說明，最后對熱防護技術(shù)的發(fā)展趨勢進行了展望。但在實際應用熱防護技術(shù)時，不僅需要明確整個熱能傳遞過程，還需要了解整流罩的使用情況，對比各種熱防護技術(shù)的優(yōu)缺點，這樣才能高效應用熱防護技術(shù)來保護復合材料整流罩、保護直升機。