周世豪,倪楠楠,2*,劉 彬,王召娣,戴 峰,許亞洪

（1.南京工業(yè)大學(xué) 先進(jìn)輕質(zhì)高性能材料研究中心,南京 210009；2.江蘇三強(qiáng)復(fù)合材料有限公司,江蘇 常州 213127；3.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076）

結(jié)構(gòu)輕量化是各類空天飛行器設(shè)計(jì)和制造者的永恒追求，先進(jìn)高性能復(fù)合材料作為輕質(zhì)高強(qiáng)結(jié)構(gòu)材料在戰(zhàn)機(jī)、火箭、導(dǎo)彈等裝備中應(yīng)用越來(lái)越廣泛。長(zhǎng)期飛行于大氣層或者高速穿越大氣層的各類飛行器，如超音速飛機(jī)、巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛行器、航天飛機(jī)、飛船返回艙等存在著明顯的“熱障”問(wèn)題，這要求結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)除了考慮輕量化外，還要能夠防熱和隔熱，以阻擋嚴(yán)重的氣動(dòng)熱向內(nèi)部傳遞，保證飛行器主結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)儀器的正常工作[1]。圖1 列出三類典型的空天飛行器：可重復(fù)使用軌道機(jī)動(dòng)式(single stage to orbit,SSTO; two stage to orbit,TSTO) 空天飛行器、高超聲速助推滑翔式(hypersonic technology vehicle,HTV) 空天飛行器和高超聲速巡航式(hypersonic cruise vehicle,HCV) 空天飛行器[2]。各類飛行器根據(jù)其工作所處的熱環(huán)境采取不同的熱防護(hù)方式。根據(jù)防熱機(jī)理分為被動(dòng)熱防護(hù)方案、半被動(dòng)熱防護(hù)方案和主動(dòng)熱防護(hù)方案。目前被動(dòng)熱防護(hù)方案在各型號(hào)上應(yīng)用最為廣泛，這種結(jié)構(gòu)中熱量由表面輻射出去，采用3 種不同的防熱結(jié)構(gòu)，依次為熱沉結(jié)構(gòu)、熱結(jié)構(gòu)和隔熱結(jié)構(gòu)。半被動(dòng)防熱方案介于被動(dòng)和主動(dòng)冷卻方案之間，大部分的熱量靠工作流體或空氣流帶走，可采用熱管結(jié)構(gòu)和燒蝕結(jié)構(gòu)兩種結(jié)構(gòu)形式。主動(dòng)熱防護(hù)方案中，熱量全部或絕大部分由工質(zhì)或冷卻流帶走，不會(huì)傳至次層結(jié)構(gòu)，采用三種冷卻方式，即發(fā)汗冷卻、薄膜冷卻和對(duì)流冷卻。表1給出不同種類的熱防護(hù)系統(tǒng)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用案例[3]。

表1 不同種類的熱防護(hù)系統(tǒng)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用案例[3]Table 1 Application cases of different types of thermal protection systems in hypersonic vehicles[3]

圖1 幾類典型的空間飛行器（軌道機(jī)動(dòng)式、高超聲速助推滑翔式和高超聲速巡航式）[2]Fig.1 Several typical aerospace vehicle[2]

同一種飛行器的不同部位根據(jù)熱環(huán)境的差異也通常選用不同的熱防護(hù)材料，以航天飛機(jī)在再入大氣層過(guò)程中表面所能達(dá)到的最高溫度以及各區(qū)域所采用的具體熱防護(hù)方案為例。對(duì)于頭錐和翼前緣等氣動(dòng)加熱較為嚴(yán)重的部位，一般都是采用碳/碳、碳/碳化硅等碳基或陶瓷基復(fù)合材料來(lái)進(jìn)行熱防護(hù)；對(duì)于大面積艙體來(lái)說(shuō)，結(jié)合輕量化要求，一般可以采用樹脂基耐燒蝕復(fù)合材料來(lái)進(jìn)行熱防護(hù)。此外，根據(jù)是否能重復(fù)使用，熱防護(hù)系統(tǒng)可分為燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)和可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)。燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)可以承受高熱流，適應(yīng)性強(qiáng)，安全可靠，但會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)燒蝕變形，僅能一次性使用?？芍貜?fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)本身能起到一定的承載能力，具有一定的抗損傷能力，且在飛行過(guò)程中不會(huì)發(fā)生質(zhì)量的減小，已經(jīng)成為熱防護(hù)系統(tǒng)的主要研究方向?？芍貜?fù)使用的被動(dòng)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)主要有剛性陶瓷隔熱瓦[4]、柔性陶瓷纖維隔熱氈[5]、金屬熱防護(hù)系統(tǒng)[6]和一體化熱防護(hù)系統(tǒng)[7]。其中，柔性防熱結(jié)構(gòu)不存在明顯的熱匹配問(wèn)題，主要用于結(jié)構(gòu)承載較小的較低溫區(qū)，其優(yōu)點(diǎn)是成本低、質(zhì)量輕、耐熱震性好，缺點(diǎn)是不能承受外部載荷。而剛性陶瓷隔熱瓦在高溫環(huán)境下具有穩(wěn)定的形狀和一定的強(qiáng)度，能夠傳遞氣動(dòng)載荷、保持氣動(dòng)外形，可應(yīng)用于飛行器上溫度較高的區(qū)域，但剛性隔熱瓦系統(tǒng)存在很明顯熱匹配問(wèn)題，陶瓷材料與金屬材料的熱膨脹系數(shù)差距較大，熱膨脹時(shí)機(jī)身上的機(jī)械變形容易使結(jié)構(gòu)破壞。陶瓷隔熱瓦的脆性比較大、抗損能力較差、維護(hù)成本高，制約該防熱方案的發(fā)展和應(yīng)用。金屬熱防護(hù)結(jié)構(gòu)由金屬外殼與內(nèi)部的輕質(zhì)陶瓷纖維隔層組成，高溫區(qū)采用耐高溫合金材料，低溫區(qū)使用鈦合金。金屬熱防護(hù)結(jié)構(gòu)有良好的防熱效果，又能傳遞氣動(dòng)載荷，且結(jié)構(gòu)具有良好的抗損傷能力，缺點(diǎn)是需要復(fù)雜的連接結(jié)構(gòu)與機(jī)身進(jìn)行連接。

一體化熱防護(hù)系統(tǒng)是將承載結(jié)構(gòu)與防隔熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行整體設(shè)計(jì)或整體制造，同時(shí)具有良好的防隔熱性能和承載能力。材料上，大大減輕了飛行器的質(zhì)量，并且充分發(fā)揮材料在高溫下的強(qiáng)度潛力，減少了航天器各部分由于溫差引起的熱應(yīng)力；結(jié)構(gòu)上，內(nèi)外層結(jié)構(gòu)連接更加牢固，安全性更高，抵抗空間碎片的沖擊能力得到增強(qiáng)。然而一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)需要把熱防護(hù)功能與承載功能集合在一起，這兩個(gè)功能在結(jié)構(gòu)中存在矛盾：承載能力強(qiáng)的材料，特別是金屬材料通常具有良好的導(dǎo)熱能力，不利于結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)，而輕質(zhì)隔熱材料防隔熱性能優(yōu)異，但力學(xué)性能較差而無(wú)法承載。一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)主要就是圍繞這一矛盾不斷進(jìn)行優(yōu)化調(diào)控。從制造的角度看，為了達(dá)到結(jié)構(gòu)承載和防熱隔熱的雙重目標(biāo)，傳統(tǒng)的研制思路是將承載結(jié)構(gòu)與防隔熱材料分步成型與制備，一般將耐燒蝕材料做成防熱套后通過(guò)套接的方式粘接在承力結(jié)構(gòu)表面，由于是分步成型，不但增加工藝的難度和復(fù)雜性，增大制造成本，而且也降低整體結(jié)構(gòu)的可靠性和生產(chǎn)效率。近年來(lái)，隨著結(jié)構(gòu)防熱[8-11]、結(jié)構(gòu)導(dǎo)電[12-13]、結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱[14]、結(jié)構(gòu)阻尼[15-17]等結(jié)構(gòu)功能一體化技術(shù)的不斷突破和日趨成熟，為進(jìn)一步提高結(jié)構(gòu)效率并兼顧防熱隔熱功能，探索出了一系列新型的集防熱隔熱功能與結(jié)構(gòu)承載于一體的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化系統(tǒng)，不僅充分發(fā)揮了材料的防熱隔熱性能，而且也能夠很好地承受氣動(dòng)載荷和結(jié)構(gòu)載荷，其結(jié)構(gòu)形式簡(jiǎn)潔且結(jié)構(gòu)效率高，有效地減輕飛行器整體的質(zhì)量，使得一體化熱防護(hù)系統(tǒng)成為一種極具發(fā)展前景的熱防護(hù)形式。圖2 是采用碳/碳陶瓷基防熱材料制成的X37B的尾部V形尾翼[2]。

圖2 X37B的V 形尾翼防熱結(jié)構(gòu)材料[2]Fig.2 Thermal-structured materials for the rudder of X37B[2]

本文對(duì)國(guó)內(nèi)外結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化體系的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制備進(jìn)行綜述，期望能為國(guó)內(nèi)結(jié)構(gòu)-熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供一定參考，推動(dòng)這種新型結(jié)構(gòu)功能一體化技術(shù)在航空航天器上的應(yīng)用。

1 結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化復(fù)合材料的設(shè)計(jì)

結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化體系必須根據(jù)飛行器服役環(huán)境進(jìn)行設(shè)計(jì)以達(dá)到最高的結(jié)構(gòu)效率和最佳的功能特性，而服役環(huán)境又隨飛行器上的位置不同而不同，設(shè)計(jì)主要包括結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)和材料選擇兩個(gè)方面。根據(jù)使用環(huán)境要求和輕質(zhì)化的設(shè)計(jì)理念，選用不同材料可設(shè)計(jì)出防隔熱與承力同時(shí)達(dá)到最佳的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化體系。

從結(jié)構(gòu)形式上，目前結(jié)構(gòu)熱防護(hù)復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)形式主要分為：

（1）純高溫合金結(jié)構(gòu)或陶瓷結(jié)構(gòu)。通過(guò)開發(fā)耐高溫的合金材料或向金屬材料、陶瓷材料中添加耐高溫的增強(qiáng)顆粒來(lái)提高其高溫力學(xué)性能。

（2）層合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化復(fù)合材料。通過(guò)將熱防護(hù)材料與基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)材料共固化或原位鋪纏固化獲得。且與傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)分別成型后套接的方案結(jié)構(gòu)形式最接近，這是目前在工程上應(yīng)用研究最多的一種結(jié)構(gòu)形式。

（3）利用具有更加優(yōu)異承載能力的夾芯結(jié)構(gòu)。設(shè)計(jì)其內(nèi)部孔穴率和開孔方式，通過(guò)填充防隔熱材料等實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)功能一體化，這也是當(dāng)今國(guó)際上公認(rèn)的最有前景的先進(jìn)輕質(zhì)結(jié)構(gòu)功能一體化材料。

純高溫合金結(jié)構(gòu)或陶瓷結(jié)構(gòu)最為簡(jiǎn)潔，不存在宏觀的界面，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)效率較低，減重效果較差。層合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化復(fù)合材料與傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)體系基本相同，外部熱防護(hù)層提供防隔熱功能，內(nèi)部結(jié)構(gòu)層起到結(jié)構(gòu)承載的功能，通過(guò)共固化或原位成型固化工藝來(lái)改善其結(jié)構(gòu)層與熱防護(hù)層的界面結(jié)合性能，這種結(jié)構(gòu)形式比較適合燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)。夾芯復(fù)合材料具備開發(fā)結(jié)構(gòu)功能一體化的先天優(yōu)勢(shì)，上下面板提供結(jié)構(gòu)剛度，內(nèi)部夾芯層空腔填充功能型介質(zhì)，需要解決的是如何保證夾芯層與面板的有效連接以及確保外面板的高溫力學(xué)性能，夾芯結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化材料比較適合可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)。從防隔熱功能角度看，可以采用防隔熱層合板或耐高溫合金、陶瓷材料用作夾芯結(jié)構(gòu)的上面板和點(diǎn)陣（三維）、格柵（二維）或波紋板（一維）材料，夾芯層間隙的填充輕質(zhì)隔熱材料以進(jìn)一步提高夾芯復(fù)合材料的防隔熱性能[18]。

在材料選擇上，夾芯結(jié)構(gòu)上面板材料因在高溫下需要承受較高的沖擊載荷，通常選擇具有良好的高溫力學(xué)性能材料，目前能夠在500 ℃以上持續(xù)工作的低膨脹高溫合金主要有高溫鎳合金 GH909、高溫鈦合金 Ti-55、Ti-60等；夾芯層的組成材料不僅要具有良好的高溫力學(xué)性能，同時(shí)熱導(dǎo)率應(yīng)較低，其承力部分不僅連接上下面板并傳遞、分配機(jī)械載荷，承受面內(nèi)剪切載荷，也要將熱短路響應(yīng)降到最低；下面板的材料因需要在相對(duì)較低的溫度下承受較高面內(nèi)載荷，應(yīng)具有較高的熱容和良好的力學(xué)性能[19]。Gogu等[20]采用一種兩級(jí)優(yōu)化的方法對(duì)波紋芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了各部分材料的對(duì)比及優(yōu)選。通過(guò)對(duì)如圖3所示的一體化熱防護(hù)體系的6 個(gè)結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，以背溫不會(huì)超過(guò)450 K和25%安全裕度下最小失穩(wěn)特征值大于1.25 為目標(biāo)進(jìn)行篩選，為了分析不同材料組合對(duì)結(jié)構(gòu)所能承受最高溫度以及質(zhì)量的影響，將材料參數(shù)簡(jiǎn)化為兩個(gè)無(wú)量綱參數(shù)來(lái)更好地對(duì)材料進(jìn)行選擇。最理想的材料組合為：上面板和腹板采用Nextel 720纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，下面板采用金屬鈹，與初始結(jié)構(gòu)方案相比，這種方案的面密度可降低70%。

圖3 一體化熱防護(hù)體系的設(shè)計(jì)參數(shù)[20]Fig.3 Design parameters of integrated thermal protection system（ITPS）[20]

2 夾芯結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化體系

2.1 被動(dòng)或半被動(dòng)熱防護(hù)方案

Satish等[21]2006年首先提出波紋夾芯結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化體系的構(gòu)想，該結(jié)構(gòu)由高溫鈦合金上面板、鈦合金波紋結(jié)構(gòu)的腹板和鋁合金下面板構(gòu)成，傾斜的腹板結(jié)構(gòu)使得截面慣性矩較高，從而使面板整體獲得較高的面內(nèi)和面外剛度，能夠承受較高的面內(nèi)載荷以及氣動(dòng)力載荷，在結(jié)構(gòu)空隙中填充輕質(zhì)隔熱材料氧化鋁纖維，在一定程度上可以將表面的高溫進(jìn)行阻隔耗散；該方案的主要問(wèn)題是腹板處的熱短路效應(yīng)明顯，導(dǎo)致局部隔熱層耗散熱流短路。NASA Langley 研究中心[22]在此基礎(chǔ)上提出了桁架板的改進(jìn)方案，如圖4所示，這種結(jié)構(gòu)方案采用鏤空的腹板以降低熱短路效應(yīng)，并在與腹板相垂直的方向上增加加強(qiáng)筋以保持承載力。這兩方面的改進(jìn)不僅減輕了結(jié)構(gòu)面板的質(zhì)量，同時(shí)在面內(nèi)相互垂直的兩個(gè)方向都具有良好的抗剪切能力。此外，方案將腹板角度、面板厚度、加強(qiáng)筋數(shù)量及其位置、鏤空大小與位置等設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，一方面使得隔熱效果變得更好，但另一方面其結(jié)構(gòu)也變得更加復(fù)雜，各部位的連接存在著較多問(wèn)題，大大增加了結(jié)構(gòu)制備的困難。Joshph等[23]提出了一種更為簡(jiǎn)單高效的桁架板結(jié)構(gòu)，如圖5所示，通過(guò)在波紋板中設(shè)置比較密集的減重孔來(lái)降低結(jié)構(gòu)的熱短路效應(yīng)，同時(shí)減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，但犧牲了部分承載能力。

圖4 桁架板+隔熱夾芯結(jié)構(gòu)一體化熱防護(hù)方案[22]Fig.4 Web-stiffened corrugated-core integrated TPS[22]

圖5 腹板減重波紋夾芯一體化熱防護(hù)方案[23]Fig.5 Corrugated core ITPS with lightening hole[23]

Steeves等[24]提出多層級(jí)結(jié)構(gòu)方案把波紋夾芯結(jié)構(gòu)的波紋狀腹板和下壁板都換成了夾芯板，在各夾芯板中都填充了隔熱材料，使各個(gè)夾芯板各自成為一個(gè)波紋夾芯隔熱結(jié)構(gòu)。這樣的改進(jìn)使結(jié)構(gòu)比原本的波紋板有更高的強(qiáng)度和穩(wěn)定性，而且降低了結(jié)構(gòu)腹板與下壁板的熱導(dǎo)率，使整個(gè)結(jié)構(gòu)具有良好的承載能力和熱防護(hù)能力。夾芯板與其他壁板的連接工藝和連接強(qiáng)度是該方案設(shè)計(jì)的難點(diǎn)，作者創(chuàng)造性提出卯榫的連接形式，且經(jīng)過(guò)有限元分析表明其經(jīng)過(guò)熱循環(huán)后剪切應(yīng)變僅有1.5%。隨后Langley中心與洛克西德?馬丁公司[25]共同開發(fā)了一種新型的剛性隔熱條夾芯一體化防護(hù)體系，采用SiC纖維增強(qiáng)復(fù)合材料包覆氧化鋁增強(qiáng)熱障（AETB）隔熱條，并以正交排列順序疊層形成夾芯結(jié)構(gòu)。剛性包覆層的存在使得夾芯結(jié)構(gòu)具有良好的抗壓與抗剪能力。這種方案的上面板采用SiC/SiC 材料制備，并通過(guò)樹脂浸漬熱解循環(huán)實(shí)現(xiàn)與夾芯的一體化成型，下面板則采用耐熱樹脂基復(fù)合材料制備，通過(guò)粘接方式與夾芯結(jié)構(gòu)連接。對(duì)該種方案的側(cè)向加載測(cè)試表明其面內(nèi)剛度不低于7.55 GPa，最高可承受5.7×105N/m 面內(nèi)載荷，具有良好的承力性能。相比于波紋板+隔熱結(jié)構(gòu)方案，雖然本案中剛性包覆層的熱導(dǎo)率相對(duì)較高，也形成了熱短路路徑，但熱短路傳導(dǎo)路徑較長(zhǎng)，熱量在傳遞過(guò)程中被隔熱材料的吸收量較大。美國(guó)SMARF研究機(jī)構(gòu)[26]提出一種可用于多層級(jí)ITPS的蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，該方案利用陶瓷基復(fù)合材料制備成蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，將不透明隔熱材料體系填充蜂窩空隙以提高蜂窩夾芯板的隔熱性能。實(shí)際中可將這種結(jié)構(gòu)作為傳統(tǒng)隔熱材料的外面板，或替代剛性隔熱條一體化熱防護(hù)中的疊層夾芯，構(gòu)成一種多層級(jí)結(jié)構(gòu)一體化熱防護(hù)。國(guó)內(nèi)高校以及科研院所都在開展熱防護(hù)相關(guān)的研究工作，并取得了大量的研究成果，如熱防護(hù)材料體系豐富和完善、熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制備、傳隔熱機(jī)制、性能測(cè)試評(píng)價(jià)與表征等。目前國(guó)內(nèi)對(duì)結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化的研究起步較晚，前期以模仿驗(yàn)證國(guó)外的研究成果為主，并提出一定的優(yōu)化改進(jìn)設(shè)計(jì)和工藝措施。Yang等[27]針對(duì)波紋芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)存在的熱短路現(xiàn)象提出了兩種改進(jìn)方案，制備相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)件進(jìn)行隔熱與面外壓縮實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，散熱片方案可以降低傳熱速率，熱短路效應(yīng)降低12%，而減重孔方案可以將底板溫度降至比初始方案降低60 K 以上，熱短路效應(yīng)降低73%，隔熱性能明顯改善。為了進(jìn)一步改善力學(xué)性能又設(shè)計(jì)了腹板加筋的方案。腹板加筋方案則在更小的質(zhì)量下，具有更好的承力性能，相比于波紋夾芯方案，變形抗力提高5%，且屈曲載荷提高12%，最后以結(jié)構(gòu)面密度為優(yōu)化目標(biāo)，考慮溫度、應(yīng)力、屈曲等約束對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化，結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕了50%以上，結(jié)構(gòu)效率提高明顯。張棲誠(chéng)[28]對(duì)典型的波紋芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)也提出了類似的壁板加筋改進(jìn)方案，腹板之間的肋板交錯(cuò)布置，并設(shè)置有減重孔以降低結(jié)構(gòu)熱短路效應(yīng)，同時(shí)可以減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提出了結(jié)構(gòu)溫度與局部穩(wěn)定性分析的工程計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)了一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的快速優(yōu)化，并用Abaqus軟件進(jìn)行了瞬態(tài)傳熱分析、靜力分析和屈曲分析，對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行檢驗(yàn)。高溫狀態(tài)下，結(jié)構(gòu)一階失穩(wěn)為上壁板的局部屈曲，失穩(wěn)特征值為1.1873，常溫狀態(tài)下，結(jié)構(gòu)一階屈曲為下壁板局部失穩(wěn)，屈曲半波長(zhǎng)為 L/2 ，屈曲特征值為 1.4321。

Zhou等[29]提出基于V型皺褶芯材夾層板的被動(dòng)隔熱式與主動(dòng)冷卻式一體化熱防護(hù)方案，上面板與皺褶芯材采用鈦合金 Ti-6Al-4V，下面板則采用鈹合金，隔熱層選用密度為 48 kg/m3的SAFFIL隔熱材料，如圖6所示。建立針對(duì) V型皺褶芯材夾層板的等效剛度系數(shù)計(jì)算方法，對(duì)被動(dòng)隔熱式 V型皺褶芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)在典型再入環(huán)境下的熱-力分析建模技術(shù)進(jìn)行研究并優(yōu)化了褶皺芯材胞元的結(jié)構(gòu)參數(shù)。

圖6 V型褶皺芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu) （a）和褶皺芯材胞元示意圖（b）[29]Fig.6 Integral thermal protection structure based on V-pattern folded cores （a） and folded cores cell （b）[29]

Xu等[30]設(shè)計(jì)了一種由碳纖維增強(qiáng)超高溫陶瓷C/SiC 基體復(fù)合材料和鈦合金疊放在一起的格柵夾心結(jié)構(gòu)一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，如圖7所示，與單純的鈦合金格柵夾心結(jié)構(gòu)、單純C/SiC 點(diǎn)陣格柵夾心結(jié)構(gòu)進(jìn)行對(duì)比，該結(jié)構(gòu)具有更好的隔熱性能和力學(xué)承載性能。Zhang等[31]設(shè)計(jì)了一種金字塔型點(diǎn)陣網(wǎng)格結(jié)構(gòu)，如圖8所示，并對(duì)其進(jìn)行性能均一化處理，通過(guò)簡(jiǎn)化有限元模型對(duì)面板材料、底板材料、點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)材料進(jìn)行篩選，確定鎳鉻合金、Nextel 720 增強(qiáng)硅酸鋁復(fù)合材料作為面板，碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂，鈹、鈦合金作為底板，氧化鋯作為晶格材料，并分析了點(diǎn)陣晶格的角度θ、頂板的厚度Tt、底板厚度Tb、連接區(qū)域的厚度b、長(zhǎng)度l、寬度t等因素對(duì)結(jié)構(gòu)熱力學(xué)特性的影響規(guī)律，最后指出不同的材料組合和結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)力學(xué)性能、隔熱性能、結(jié)構(gòu)質(zhì)量不同的優(yōu)化，根據(jù)結(jié)構(gòu)具體的使用環(huán)境進(jìn)行選擇。Wei等[32]在前者基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了一種由輕質(zhì)超高溫陶瓷C/SiC 材料制作的金字塔點(diǎn)陣芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，并進(jìn)行了熱力分析與優(yōu)化，該輕質(zhì)材料的應(yīng)用可大幅提高結(jié)構(gòu)許用溫度到1600 ℃，同時(shí)與傳統(tǒng)金屬網(wǎng)格點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)相比減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量約35%以上。

圖7 三種夾芯板結(jié)構(gòu)的示意圖 （a）和防熱實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比圖（b）[30]Fig.7 Schematic of three kinds of sandwich plates （a） and comparison of thermal protection experiment results （b）[30]

圖8 金字塔夾心一體化熱防護(hù)方案 （a）和芯材胞元示意圖（b）[31]Fig.8 Rigid heat insulation pyramid sandwich integrated thermal protection scheme （a） and pyramid cores cell （b）[31]

陳立明等[33]針對(duì)典型的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)，設(shè)計(jì)了一種輕質(zhì)多層的防隔熱一體化熱防護(hù)系統(tǒng)，并通過(guò)一維傳熱模型建立一體化多層熱防護(hù)材料設(shè)計(jì)的優(yōu)化方法。該模型上面板和側(cè)面板采用高孔隙率點(diǎn)陣桁架結(jié)構(gòu)，材料為鎳基超耐熱合金Inconel 617，內(nèi)部隔熱材料采用兩種不同的纖維，上部為密度較大的Saffil 氧化鋁纖維，最高使用溫度超過(guò)1300 ℃，能夠隔熱和保持熱結(jié)構(gòu)的完整性，下部采用密度更低的超細(xì)玻璃纖維棉，經(jīng)過(guò)兩層隔熱材料，背溫控制在150 ℃以下，下板采用鈦合金。王琪等[34]對(duì)波紋夾芯+隔熱一體化熱防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行了相關(guān)的探究，運(yùn)用傳熱與熱力耦合分析方法，分析波紋夾芯+隔熱一體化熱防護(hù)在不同載荷下的響應(yīng)特性，波紋夾芯+隔熱一體化熱防護(hù)適用于高熱流低壓區(qū)，需要對(duì)其結(jié)構(gòu)方案進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)從而適用于高壓區(qū)。另外，對(duì)內(nèi)部隔熱材料的厚度和質(zhì)量進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過(guò)采用2～3 種隔熱材料混用的方案可以在保障隔熱效率的前提下進(jìn)一步減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量17%左右（圖9）。Yao等 [35]制備了鎳基超合金蜂窩熱防護(hù)系統(tǒng)板，面板由超級(jí)鎳基鋁合金蜂窩組成，內(nèi)部采用隔熱材料，進(jìn)行防熱和承載的測(cè)試，平面拉伸強(qiáng)度大于14.5 MPa,壓縮強(qiáng)度大于6.5 MPa，等效導(dǎo)熱系數(shù)為0.037 W?m?1?K?1，表面溫度超過(guò)650 ℃，30 min 后背溫不超過(guò)150 ℃。

圖9 ITPS 設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)單元[34]Fig.9 A unti-cell of the simplified ITPS design[34]

解維華等[36]發(fā)明了一種熱防護(hù)組件，由帶抗氧化涂層的陶瓷復(fù)合材料梯形蓋板、蓋板支撐、連接組件和隔熱結(jié)構(gòu)組成，隔熱層由第一隔熱層氧化鋁纖維復(fù)合層、第二隔熱層納米氧化硅復(fù)合層、玻璃纖維層和輻射屏蔽層采用黏結(jié)劑和定型膠帶組裝而成。該熱防護(hù)組件具有可重復(fù)使用、結(jié)構(gòu)模塊化、質(zhì)量輕、成本低、易更換的優(yōu)點(diǎn)，在高超聲速飛行器領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景，滿足飛行器同時(shí)對(duì)于防隔熱、輕質(zhì)、承載和抗沖擊性能等方面的嚴(yán)格要求。尹昌平等[37-39]采用縫合-共注射工藝制備防隔熱/承力一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其中承力層使用具有高比強(qiáng)度、高比模量的碳/環(huán)氧材料；隔熱層材料選用高效隔熱的泡沫或氣凝膠，防熱層材料選用碳/酚醛和碳/苯并噁嗪復(fù)合材料。通過(guò)采用共注射工藝將作為承載層基體的環(huán)氧樹脂和作為防熱層基體的酚醛樹脂進(jìn)行共注射，實(shí)現(xiàn)承載隔熱防熱一體化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的一次整體成型，共注射過(guò)程示意圖如圖10所示。時(shí)圣波等[40]利用熱壓制備工藝，制備全復(fù)合材料波紋夾芯一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，同時(shí)進(jìn)行了一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)在臨近空間飛行器機(jī)翼上的應(yīng)用研究，通過(guò)機(jī)翼部位一體化熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及熱力耦合性能預(yù)報(bào)，驗(yàn)證了其設(shè)計(jì)的波紋夾芯防熱/承載一體化結(jié)構(gòu)能夠滿足設(shè)計(jì)要求，是臨近空間飛行器大面積區(qū)域理想的熱防護(hù)系統(tǒng)方案。黃紅巖等[41]提出了一種提高夾層結(jié)構(gòu)防隔熱材料的技術(shù)方法，其夾層結(jié)構(gòu)包括上陶瓷面板、下陶瓷面板和位于中間的氣凝膠隔熱芯板。蘇力軍等[42]申請(qǐng)了一種具有高面板強(qiáng)度的夾層結(jié)構(gòu)熱防護(hù)材料及其制造方法的專利，該方法可實(shí)現(xiàn)纖維束與陶瓷前驅(qū)體的高效復(fù)合，提高面板密度和強(qiáng)度；通過(guò)對(duì)常規(guī)工藝進(jìn)行融合，簡(jiǎn)單易操作，對(duì)比壓力浸漬，氣凝膠不易破壞，提高了質(zhì)量穩(wěn)定性。郭建業(yè)等[43]將沉積有C的2.5D 碳纖維穿刺編織體多層疊加形成上面板和下面板，再將C 基增強(qiáng)的碳纖維氈與上下面板縫合成碳基增強(qiáng)TPS 碳纖維預(yù)制體，在碳基增強(qiáng)TPS 碳纖維預(yù)制體上沉積SiC 后，在該預(yù)制體的上下面板涂覆耐高溫硼酚醛樹脂致密層前驅(qū)體，得到熱防護(hù)基體，最后使用酚醛氣凝膠前驅(qū)體溶液浸漬熱防護(hù)基體，然后使酚醛氣凝膠前驅(qū)體溶液交聯(lián)并膠凝，再經(jīng)過(guò)老化、溶劑置換和干燥，制得碳基增強(qiáng)耐燒蝕酚醛氣凝膠材料。本方法制備的碳基增強(qiáng)耐燒蝕酚醛氣凝膠材料力學(xué)性能好，抗氧化、抗沖刷、耐燒蝕，輕質(zhì)隔熱。裴雨辰等[44]與鈦合金板材進(jìn)行鋪層制得預(yù)制坯，將預(yù)制坯置于真空熱壓爐進(jìn)行高溫高壓處理后并通入氬氣進(jìn)行超塑成形，最后將隔熱材料填充入鈦合金波紋夾層結(jié)中，制得鈦基復(fù)合材料熱防護(hù)蒙皮結(jié)構(gòu)，并申請(qǐng)了專利。周樹平等[45]也發(fā)明了一種用于高超聲速導(dǎo)彈的輕質(zhì)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，由外至內(nèi)依次為耐高溫SiC+MoSi2涂層、高強(qiáng)度陶瓷基復(fù)合材料層、二氧化硅氣凝膠隔熱層和輕質(zhì)鈦合金層；利用高強(qiáng)度復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)支撐，可承受導(dǎo)彈高超聲速飛行產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷；利用耐高溫涂層材料可經(jīng)受高溫?zé)崃?，也能向外輻射部分熱能；隔熱材料能阻滯熱能向彈體內(nèi)部的傳遞，降低高超聲速導(dǎo)彈飛行產(chǎn)生的氣動(dòng)熱對(duì)彈體內(nèi)部載荷的影響；高強(qiáng)度的鈦合金能夠?qū)?dǎo)彈內(nèi)部的零部件起主要支撐作用；本發(fā)明的輕質(zhì)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)可廣泛應(yīng)用于以高速或高超聲速飛行的空空導(dǎo)彈、空地導(dǎo)彈和其他高超聲速飛行器、臨近空間高超聲速飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。劉宇峰等[46]發(fā)明了一種超高溫輕質(zhì)熱防護(hù)材料大梯度過(guò)渡層的制備方法，以氧化防護(hù)碳纖維增強(qiáng)骨架為超高溫輕質(zhì)熱防護(hù)材料，采用液相誘導(dǎo)涂覆浸漬-固化方法將不同膨脹系數(shù)的超高溫陶瓷粉體引入到材料表層的不同深度范圍，通過(guò)不同次數(shù)引入實(shí)現(xiàn)不同深度范圍內(nèi)孔隙填充度的控制以及表層熱膨脹系數(shù)和孔隙填充度的梯度變化，通過(guò)高溫?zé)Y(jié)進(jìn)行陶瓷化，形成大梯度過(guò)渡層制備，實(shí)現(xiàn)了過(guò)渡層與超高溫輕質(zhì)熱防護(hù)材料的一體化，對(duì)超高溫輕質(zhì)熱防護(hù)材料表層力學(xué)性能有良好的增強(qiáng)效果。

圖10 共注射RTM 流動(dòng)示意圖[37]Fig.10 Schematic diagram of unidirectional flow in co-injection RTM process[37]

2.2 主動(dòng)熱防護(hù)方案

高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行速度越快，飛行時(shí)間越長(zhǎng)時(shí)，其所面臨的氣動(dòng)加熱環(huán)境也會(huì)越加惡劣。當(dāng)實(shí)際工作載荷超出了其所能承受的極限熱載荷時(shí)，可以采用主動(dòng)冷卻的方法來(lái)增強(qiáng)其熱量排散的能力。主動(dòng)冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)是解決高超聲速飛行器熱防護(hù)問(wèn)題的有效方法之一，其冷卻能力較強(qiáng)，一方面能夠在現(xiàn)有熱防護(hù)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上提高其許用熱載荷；另一方面在相同熱載荷情況下可降低對(duì)結(jié)構(gòu)和材料的溫度要求。同時(shí)，采用主動(dòng)冷卻易于實(shí)現(xiàn)飛行器結(jié)構(gòu)承載和熱防護(hù)的一體化設(shè)計(jì)。圖11 為典型強(qiáng)迫對(duì)流冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)示意圖。為了實(shí)現(xiàn)冷卻介質(zhì)的流動(dòng)吸熱，需要結(jié)構(gòu)內(nèi)部存在較多的孔隙提供流動(dòng)通道。開孔多孔金屬材料力學(xué)性能優(yōu)異，同時(shí)其金屬骨架材料所具有的高導(dǎo)熱系數(shù)以及結(jié)構(gòu)的高比表面積特征賦予了它在強(qiáng)迫對(duì)流條件下優(yōu)良的散熱性能[47]。因此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)開孔多孔金屬在主動(dòng)冷卻式一體化熱防護(hù)領(lǐng)域的應(yīng)用展開了大量的研究。開孔的多孔金屬結(jié)構(gòu)按其微結(jié)構(gòu)的規(guī)則程度可分為無(wú)序(金屬泡沫)和有序(點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)、金屬絲網(wǎng)篩結(jié)構(gòu)、蜂窩結(jié)構(gòu)等)兩類，如圖12所示[48]。Rakow等[49]對(duì)主動(dòng)冷卻開孔金屬泡沫夾層板進(jìn)行了一系列的研究和改進(jìn)，分別從微觀分析、實(shí)驗(yàn)測(cè)試和數(shù)值仿真方面對(duì)金屬鋁泡沫的剪切響應(yīng)進(jìn)行了分析，設(shè)計(jì)了對(duì)流主動(dòng)冷卻的實(shí)驗(yàn)裝置并進(jìn)行傳熱和結(jié)構(gòu)熱彎曲變形研究，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與理論分析結(jié)果基本一致。高瑩瑩等[50]提出了一種主動(dòng)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，包括熱疏導(dǎo)裝置和耐燒蝕材料。熱疏導(dǎo)裝置包括冷卻面板、脈動(dòng)熱管組和相變蓄冷箱；耐燒蝕材料包覆在熱疏導(dǎo)裝置外圍，由內(nèi)層柔性泡沫和外層高導(dǎo)熱碳/碳外兩層構(gòu)成；作為主動(dòng)熱防護(hù)方式的脈動(dòng)熱管與耐燒蝕材料相結(jié)合、布置在飛行器舵/翼前緣等尖端前緣位置，能夠有效提高熱防護(hù)效果、減小燒蝕帶來(lái)的外形變化。林佳等[51]發(fā)明了一種基于梯度多孔材料的高超聲速飛行器前緣熱防護(hù)方法，如圖13所示。采用耐高溫材料制備出具有梯度孔隙率的多孔前緣，多孔前緣的駐點(diǎn)區(qū)域孔隙率最大，向后孔隙率減?。辉诙嗫浊熬壍暮蟛抗潭ㄟB接有冷卻管道，通過(guò)冷卻管道將冷卻劑注入冷卻腔內(nèi)并噴出前緣表面；冷卻劑在流經(jīng)多孔前緣時(shí)，強(qiáng)制進(jìn)行對(duì)流換熱，降低多孔前緣的溫度，同時(shí)冷卻劑通過(guò)多孔前緣的微孔注入高溫主流中，在多孔前緣的駐點(diǎn)區(qū)域形成一層較厚的氣膜覆蓋層，將多孔前緣與熱流隔開。通過(guò)梯度多孔材料的運(yùn)用對(duì)傳統(tǒng)的發(fā)汗冷卻方式進(jìn)行優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)冷卻劑的高精度定位和定量注射，進(jìn)而達(dá)到理想的熱防護(hù)效果。

圖11 典型主動(dòng)冷卻夾層結(jié)構(gòu)示意圖[47]Fig.11 Schematic of typical actively cooled sandwich panel[47]

圖12 典型的多孔材料夾層結(jié)構(gòu)[48] （a）金屬泡沫材料；（b）金屬網(wǎng)篩材料；（c）點(diǎn)陣材料；（d）蜂窩材料Fig.12 Typical sandwich structure of porous materials （a）metallic foam material；（b）metal mesh sleve material；（c）metallic lattice material；（d）metallic grating material[48]

圖13 具有梯度孔隙率的多孔前緣的結(jié)構(gòu)示意圖[51]Fig.13 Schematic diagram of a porous leading edge with gradient porosity[51]

3 層合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化復(fù)合材料和純陶瓷防熱結(jié)構(gòu)復(fù)合材料

近年來(lái)出現(xiàn)了在鋁合金、碳纖維復(fù)合材料等主承力結(jié)構(gòu)外直接纏繞成型耐燒蝕材料后共固化的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化研制方案，這種方案與傳統(tǒng)的套接方案的工藝綜合對(duì)比情況如表2所示。通過(guò)將熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)材料進(jìn)行共固化成型，一方面提高了結(jié)構(gòu)層與熱防護(hù)層的界面連接性能，減少了脫粘的風(fēng)險(xiǎn)，另一方面，避免了套接過(guò)程硬碰硬的裝配難度，提高產(chǎn)品的成型效率，降低生產(chǎn)成本。隨著飛行器的飛行速度不斷提高和隱身性能要求的不斷提高，其氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)逐漸向不規(guī)則的含負(fù)曲率、復(fù)雜曲率的方向發(fā)展，這限制了纏繞技術(shù)的應(yīng)用，極大增加了制造的難度和可靠性，給傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)體系制備帶來(lái)了極大的挑戰(zhàn)。同時(shí)，對(duì)于存在負(fù)曲率外形的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，外形閉合的防熱層在負(fù)曲率部位沒(méi)有約束力，因此，負(fù)曲率部位各層之間界面最先出現(xiàn)分離；由于承力殼體的熱膨脹比一般防熱層的熱膨脹大，使得防熱層在圓周方向的拉應(yīng)力增加，進(jìn)一步加劇了負(fù)曲率部位各層之間界面的分離。范開春等[52]公開了一種適用于負(fù)曲率外形的防隔熱一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)專利技術(shù)，采用防隔熱一體化熱防護(hù)層并用耐高溫黏結(jié)劑粘接在承力殼體上，可避免飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)負(fù)曲率部位出現(xiàn)界面分離。

表2 結(jié)構(gòu)熱防護(hù)共固化方案與套接方案的對(duì)比Table 2 Comparison between co-curing scheme and socket scheme for thermal protection and structures

江蘇三強(qiáng)復(fù)合材料有限公司提出了將熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)材料通過(guò)預(yù)浸料-RTM 共固化工藝來(lái)制備結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化復(fù)合材料的研制方案，并制備了典型的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化艙段結(jié)構(gòu)，其成型工藝過(guò)程如圖14所示。通過(guò)預(yù)浸料-RTM 共固化工藝，一方面避免了后續(xù)外輪廓的機(jī)加工造成的工藝成本增加，另一方面通過(guò)預(yù)浸料預(yù)制結(jié)構(gòu)件后僅在外層熱防護(hù)的層內(nèi)進(jìn)行RTM 注膠工藝，可以減小樹脂在復(fù)雜結(jié)構(gòu)內(nèi)流道流動(dòng)過(guò)程不容易控制的風(fēng)險(xiǎn)，提高成型工藝的可靠性。

圖14 結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化復(fù)合材料預(yù)浸料-RTM 共固化工藝示意圖Fig.14 Sketch of co-cured RTM process of structural thermal protection composite

除了上述外面防隔熱內(nèi)部承載的布局外，表面采用耐高溫承載面板，內(nèi)部為隔熱材料的一體化復(fù)合材料也得到了廣泛研究。范珊珊等[53]發(fā)明了一種防隔熱一體化復(fù)合材料，采用高溫可陶瓷化的防熱層和低密度的隔熱層共固化一次成型，在高溫下可陶瓷化防熱層發(fā)生陶瓷化反應(yīng)形成致密的陶瓷層，具有耐高溫的特點(diǎn)，同時(shí)起到一定的隔熱作用；低密度隔熱層具有低導(dǎo)熱系數(shù)可以進(jìn)一步阻止熱量向內(nèi)部傳遞，并且可以根據(jù)具體熱載荷對(duì)各層厚度進(jìn)行設(shè)計(jì)來(lái)達(dá)到熱防護(hù)效果。功能層界面采用樹脂的固化工藝共固化一次成型降低了工藝的復(fù)雜程度，并且大大增加了防熱層和隔熱層之間的連接強(qiáng)度，使得材料具有良好的力學(xué)性能。李健等[54]提出了一種由多種功能層材料組成的熱防護(hù)組件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。使用二硅化鉬質(zhì)量分?jǐn)?shù)為10%～20%的陶瓷前軀體溶膠浸漬莫來(lái)石針刺氈，經(jīng)數(shù)次干燥－燒結(jié)－浸漬重復(fù)工藝后獲得致密的耐高溫面板層材料，以二氧化硅氣凝膠為隔熱材料。利用仿真計(jì)算模擬了高溫?zé)岘h(huán)境下由不同厚度的面板層材料與隔熱層材料組成的熱防護(hù)組件的熱響應(yīng)行為，并通過(guò)石英燈加熱考核驗(yàn)證了優(yōu)化設(shè)計(jì)的熱防護(hù)組件的耐溫隔熱與可重復(fù)使用性能。根據(jù)目標(biāo)環(huán)境匹配設(shè)計(jì)兩種功能層材料厚度，可使多層熱防護(hù)組件具備經(jīng)最高溫度1600 ℃的加熱考核后背溫僅為118 ℃的優(yōu)異耐溫隔熱性能。

純陶瓷防熱結(jié)構(gòu)復(fù)合材料主要應(yīng)用在鼻錐、翼面前緣等承受極端載荷的部件上。意大利的無(wú)人航天器 USV 項(xiàng)目中，采用聚合物滲透法和熱解處理制造了 C/SiC 骨架的截錐和大塊的石墨芯。采用等離子噴霧沉積技術(shù)在C/SiC 骨架表面噴涂的ZrB2-SiC 涂層，實(shí)體端頭帽截面示意圖如圖15所示。為了測(cè)試 C/SiC 骨架和 ZrB2涂層間的粘接性能，還做了由石墨內(nèi)核、C/SiC 骨架和 ZrB2涂層構(gòu)成的驗(yàn)證試件，如圖15（b）所示[55]。

圖15 USV 飛行器的UHTC 鼻錐截面 （a）及風(fēng)洞試件（b）[55]Fig.15 UHTC nose cone section of USV （a） and wind tunnel test sample（b）[55]

4 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

一體化熱防護(hù)系統(tǒng)的典型特征是采用連接結(jié)構(gòu)連接冷熱結(jié)構(gòu)，在保證一體化熱防護(hù)系統(tǒng)承力性能的同時(shí)，也帶來(lái)熱短路與熱失配兩個(gè)效應(yīng)。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中存在著兩個(gè)相互矛盾的設(shè)計(jì)約束：（1）增加結(jié)構(gòu)的厚度為保證承載安全；（2）減少承力結(jié)構(gòu)厚度以減少熱傳導(dǎo)來(lái)保證熱安全。Bapanapalli等[56]提出了一套針對(duì)波紋芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，以結(jié)構(gòu)幾何參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量，結(jié)構(gòu)面密度為目標(biāo)函數(shù)，提取了結(jié)構(gòu)內(nèi)表面最高溫度、結(jié)構(gòu)最大變形、最大應(yīng)力及最小屈曲特征值等響應(yīng)作為約束條件。首先通過(guò)實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)的方法構(gòu)建了目標(biāo)函數(shù)以及各約束條件的響應(yīng)面模型，隨后基于該近似模型進(jìn)行優(yōu)化。該優(yōu)化方法精度較高，可有效應(yīng)用于波紋芯材一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的初步設(shè)計(jì)。Martinez等[57]對(duì)熱載荷作用下的波紋芯材夾層板單個(gè)胞元進(jìn)行分析，然后將胞元上面板局部撓度與二維等效板各點(diǎn)撓度相疊加，計(jì)算結(jié)果與三維詳細(xì)模型結(jié)果較吻合。Blosser等[58]在進(jìn)行金屬熱防護(hù)時(shí)將熱、力功能分開設(shè)計(jì)，采用一種能夠同時(shí)考慮到多種約束的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，在多種約束之間不斷迭代直到結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)收斂，使得一體化熱防護(hù)防隔熱與承力結(jié)構(gòu)的集成，熱、結(jié)構(gòu)約束耦合在一起，解決了一體化熱防護(hù)及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)問(wèn)題。Sharma等[59]采用一種多精度的分析方法，建立了多精度分析模型，并計(jì)算了一體化結(jié)構(gòu)的應(yīng)力與變形，然后利用有限元方法，施加周期性邊界條件，根據(jù)變形載荷關(guān)系，通過(guò)計(jì)算將波紋板等效為二維正交各向異性板的彈性常數(shù)。胡秋野[60]建立了波紋夾層板一體化熱防護(hù)結(jié)構(gòu)二級(jí)優(yōu)化模型，實(shí)現(xiàn)了再入航天器機(jī)翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)與外部波紋板熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的同步優(yōu)化。采用該方法時(shí)，波紋板的結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化結(jié)果是基于機(jī)翼整體模型的力學(xué)響應(yīng)，而非局部結(jié)構(gòu)的分析結(jié)果，這是該方法與前人所采取方法的最大區(qū)別。周印佳等[36]通過(guò)數(shù)值模擬分析了結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)內(nèi)壁面溫度、屈曲發(fā)生臨界載荷的影響，制備了一體化熱防護(hù)面板，并開展了 800 ℃的高溫防隔熱性能實(shí)驗(yàn)和單胞實(shí)驗(yàn)樣件屈曲性能的力學(xué)實(shí)驗(yàn)研究。波紋夾層板一體化熱防護(hù)系統(tǒng)總的設(shè)計(jì)要求是在飛行環(huán)境下具有足夠的防隔熱功能、力學(xué)承載能力并能保持穩(wěn)定的外形，一體化熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求歸結(jié)如下：

（1） 底板的溫度不超過(guò)允許的溫度要求；（2）整體結(jié)構(gòu)在機(jī)械力和熱力聯(lián)合作用下不能發(fā)生局部或整體屈曲；（3）所有組件的最大應(yīng)力不能超過(guò)各自材料的斷裂強(qiáng)度；（4）面板的最大變形不能超過(guò)結(jié)構(gòu)所能承受的最大變形要求；（5）所有組件的溫度不超過(guò)各自材料的耐受溫度要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

目前國(guó)外對(duì)一體化熱防護(hù)的研究主要圍繞著降低熱短路、提高承載力兩個(gè)方面進(jìn)行，已經(jīng)有部分飛行器產(chǎn)品上應(yīng)用了結(jié)構(gòu)防隔熱一體化技術(shù)，而國(guó)內(nèi)目前仍處于起步階段，主要集中在高校和科研院所進(jìn)行試片級(jí)材料研究。拓寬對(duì)結(jié)構(gòu)防隔熱一體化的技術(shù)認(rèn)知，積極發(fā)展結(jié)構(gòu)材料與熱防護(hù)材料低成本共固化技術(shù)，同時(shí)不斷開發(fā)和引入新的熱防護(hù)材料，加強(qiáng)對(duì)主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化技術(shù)的研發(fā)力度是國(guó)內(nèi)結(jié)構(gòu)熱防護(hù)技術(shù)能夠快速應(yīng)用到飛行器產(chǎn)品上的可行之路。國(guó)內(nèi)研究的主體以高校和研究所為主，研究的對(duì)象多為試片級(jí)樣品或局部結(jié)構(gòu)，且存在高離散性的性能不穩(wěn)定問(wèn)題。綜合以上分析，提出以下建議：

（1）明確服役使用溫度、熱流密度、持續(xù)時(shí)間、載荷工況等具體參數(shù)，加快結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化理論研究的工程化應(yīng)用。

（2）進(jìn)一步研發(fā)隔熱、防熱、承載各層的多種材料復(fù)配體系，優(yōu)化其在面板、夾芯層和底板上分布，并開展多層防隔熱機(jī)理研究，不斷細(xì)化復(fù)合結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)和承載有限元模型，實(shí)現(xiàn)力熱同步分析，充分發(fā)揮復(fù)合材料的多組分協(xié)同優(yōu)勢(shì)。

（3）根據(jù)不同產(chǎn)品不同區(qū)域的承載和熱防護(hù)需求，合理選擇結(jié)構(gòu)層和熱防護(hù)層的材料體系和結(jié)構(gòu)連接形式，加大金屬與非金屬熱防護(hù)體系的綜合復(fù)配設(shè)計(jì)，積極開展面板與夾芯層的凹凸匹配連接和大梯度過(guò)渡層的制備研究，提高連接的可靠性，通過(guò)多目標(biāo)優(yōu)選經(jīng)濟(jì)性和力熱性能匹配的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和工藝方案。

（4）積極引入新的熱防護(hù)材料和吸熱機(jī)制，如石墨烯氣凝膠、納米超細(xì)碳粉等；進(jìn)一步加強(qiáng)對(duì)主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)熱防護(hù)一體化技術(shù)的研發(fā)力度。

（5）積極開發(fā)針對(duì)復(fù)雜曲率外形的層合板一體化結(jié)構(gòu)熱防護(hù)制件低成本成型方法，成型方法上采用鋪纏結(jié)合后模壓快速成型或2.5 維編織體套接后RTM 注膠成型，這樣可減少機(jī)加工，提高生產(chǎn)效率，降低生產(chǎn)成本。