孟松鶴，疏 浩，易法軍，高 博

(哈爾濱工業(yè)大學特種環(huán)境復合材料技術國家級重點實驗室，哈爾濱 150080)

0 引 言

飛行器在大氣層中以高超聲速進入、再入或飛行時,表面會受到嚴重的氣動加熱。燒蝕防熱以適應性強、安全性和可靠性高等特點成為解決高超聲速飛行氣動加熱問題的主要選擇。自1955年美國紅石兵工廠首次發(fā)現(xiàn)燒蝕現(xiàn)象以來,人們就開始利用起燒蝕防熱技術,人類歷史上第一次洲際導彈發(fā)射,第一次實現(xiàn)星際再入都使用了燒蝕防熱技術[1-4]。

燒蝕防熱是指在超高溫、大熱流密度等苛刻的氣動環(huán)境下,防熱材料發(fā)生分解、熔化以及升華等復雜的物理化學變化,通過材料自身的質量損失消耗帶走大量熱量[5]。因此,在燒蝕防熱的過程中,防熱材料表面會產(chǎn)生較大的燒蝕后退量。過高的燒蝕后退量不僅會改變飛行器表面結構形狀,造成材料的表面湍流,使得局部氣動熱增加,還會造成傳感設備凸立進而被破壞。同時,對于熱流測量來說,通常是利用“嵌入式”或“內(nèi)置式”熱電偶獲得的溫度時間歷程,通過反問題求解來估計表面熱流[6]。而燒蝕材料服役過程中,熱能以燒蝕產(chǎn)物的形式離開表面,來自熱電偶的溫度時間歷程不能提供足夠的信息來估計表面熱通量[7]。這些由燒蝕后退帶來的直接或間接的結果都會使得飛行器表面氣動環(huán)境變得難以預測,而對氣動環(huán)境以及氣動環(huán)境與熱防護系統(tǒng)之間一系列復雜交互過程的準確把握是開展有效熱防護設計和確保安全飛行的必經(jīng)之路。因此,為了飛行任務的順利進行,在難以準確把握氣動環(huán)境的情況下,熱防護系統(tǒng)往往需要過高的安全裕度以保證飛行器結構的完整性以及有效的熱防護,而越冗余的熱防護設計就意味著越低的有效載荷。

因此,對燒蝕防熱而言,優(yōu)勢在于“燒”,劣勢也在于“燒”,難點還在于“燒”,準確評估材料的燒蝕后退性能,對于高效的熱防護系統(tǒng)設計顯得尤為重要。本文總結了各類熱防護材料燒蝕后退測試技術,介紹了基本工作原理以及試驗結果,歸納了其特征分類,比較了各類測試技術的特點,對未來的發(fā)展方向給出了建議。

1 燒蝕機理和測試方案

防熱復合材料的燒蝕可以分為線燒蝕和體燒蝕兩個方面,線燒蝕是指發(fā)生在材料表面燒蝕,主要包括表面材料與環(huán)境氣流的熱化學反應、材料的熔化、升華、高速粒子侵蝕以及機械剝蝕引起的質量損失;體燒蝕主要指結構內(nèi)部材料因熱化學反應導致的質量損失[8-10]。燒蝕機理如圖1所示。

圖1 防熱復合材料燒蝕機制

由于燒蝕防熱材料的兩種燒蝕方式,各類測試方法主要圍繞其燒蝕面和碳化層界面的燒蝕后退展開的。燒蝕面指碳化層的表面,碳化層界面指碳化層與熱解層之間的邊界。

早期對于防熱材料燒蝕后退的測試主要采用直接測量法來獲得燒蝕面后退量、碳化深度以及燒蝕速率等信息,即在同一環(huán)境下測試多個試樣,每個試樣燒蝕時間不同,試驗結束后,對試樣進行切片,直接測量燒蝕面和碳化界面的位置[11]。這個過程費時費力,且制備試樣以及測量的誤差都會增大結果的不確定性。為了能在試驗中直接獲得相關的燒蝕信息,NASA相繼開發(fā)出3類傳感器來研究再入飛行器熱防護材料的燒蝕情況,嵌入式測量法也由此發(fā)展開來[12]。嵌入式測量是通過將傳感器直接嵌入在熱防護材料中來獲取最直接的燒蝕信息,不僅在地面氧乙炔、風洞等加熱設備中獲得了良好的反饋,在飛行測試中也取得了非常成功的應用,例如20世紀90年代伽利略號(Galileo)探測器上配備的模擬電阻燒蝕傳感器(ARAD)為研究人員提供了可靠且重要的后退數(shù)據(jù)[13-15],這些飛行數(shù)據(jù)在我們增進對飛行氣動環(huán)境以及熱防護材料在此類環(huán)境下的燒蝕響應的理解方面具有重要價值。然而嵌入式測量的侵入性不僅會對材料的燒蝕過程產(chǎn)生影響,如何實現(xiàn)連續(xù)測量、多信息測量、高精度測量以及驗證測量結果也成了亟待解決的問題。NASA蘭利研究中心在20世紀70年代開發(fā)出X射線技術,為解決這些問題提供了很好的方案[16],X射線技術可以在電弧噴射設備的測試過程中同時確定燒蝕材料表面和碳化界面后退,這也是非嵌入式測量方案的開端。非嵌入式測量可以實現(xiàn)高精度、長時間的燒蝕測量,同時對于熱防護系統(tǒng)沒有過多的損傷,可以為嵌入式測量提供良好的驗證方案。然而這種測量方式主要以地面試驗為主,應用到真實飛行中還有很長的一段路要走。

綜上,對于防熱材料燒蝕后退的測試技術,主要以嵌入式測量和非嵌入式兩種方案為主,兩種方式互相補充,相互驗證,為充分認識材料燒蝕過程、準確探測飛行氣動環(huán)境以及高效設計熱防護系統(tǒng)提供了可能?；诖?本文從兩種主要測試方案出發(fā)回顧燒蝕防熱材料后退測試技術。

2 嵌入式

嵌入式測量方案主要包括熔點法、放射法、輻射法以及電阻法4類。其中熔點法、放射法和輻射法都是NASA在1966～1972年期間為了測量阿波羅(Apollo)載人月球飛船再入過程中其防熱材料燒蝕后退研發(fā)的,通過在不同位置嵌入不同熔點的熱電偶、放射源以及不同類型的光纖可以實現(xiàn)對防熱材料燒蝕面和碳化層界面燒蝕后退的測量。電阻法是NASA針對1989年Galileo進入木星大氣時防熱材料在高熱流下發(fā)生嚴重燒蝕后退所研發(fā)的,通過嵌入由防熱材料制成的芯材實現(xiàn)傳感器與防熱材料同步燒蝕,基于芯材電阻變化來表征材料碳化層界面的燒蝕后退。

20世紀70年代,NASA蘭利研究中心啟動了一項以測量航天器再入期間隔熱罩發(fā)生的熱和物理變化為目的計劃,彈簧線(SW)傳感器、接線(MW)傳感器以及光管(LP)傳感器均為此計劃的產(chǎn)物[12,17]。

2.1 熔點法

2.1.1彈簧線傳感器

SW傳感器構造原理如圖2所示[17],該裝置由一根金屬管和速動開關組成,一根細鎢絲穿過金屬管,分別連接金屬管頭部和速動開關。當燒蝕面到達傳感器的位置時,金屬管熔化導致鎢絲斷開,從而使得速動開關關閉。開關閉合后會產(chǎn)生一個電壓信號,以此來表征燒蝕面的位置到達了SW傳感器預埋位置。速動開關的體積為1 640 mm3,鎢絲直徑為0.13 mm,支撐管外徑為0.5 mm,內(nèi)徑為0.3 mm。該設計已成功應用于燒蝕過程中不形成碳層的材料。

圖2 SW傳感器原理圖[17]

研究人員在18.16 MW/m2熱流以及6個大氣壓的駐點壓力下,利用采用鎢錸和鉬的支撐管SW傳感器測試了酚醛-石墨材料的燒蝕后退,結果表明SW傳感器可以合理地測量酚醛-石墨材料的燒蝕情況。

2.1.2接線傳感器

接線傳感器是由NASA蘭利研究中心用來測量燒蝕材料碳化層界面衰退的[12,17]。接線傳感器由傳感元件、插頭以及濾芯組件三部分組成:傳感元件是由直徑為0.25 mm的85%Pt-15%Ir制成,選擇Pt-Ir合金主要是由于Ir可以提高傳感元件的強度,并且在高溫下,不會形成絕緣氧化物來干擾電路。傳感元件頭部的直徑為0.76 mm,主要是為了增大與碳化材料接觸的表面積,從而提高測量的可靠性。接線傳感器的測試原理是當碳層到達傳感元件的位置時,導線之間的電阻會變小,而這會引起電壓表示數(shù)的變化。因此,當電壓示數(shù)變化時,即可以確定碳層界面的位置。

研究人員在7.38 MW/m2熱流和13個大氣壓的駐點壓力下,利用接線傳感器和SW傳感器考察了環(huán)氧酚醛樹脂的燒蝕情況,并通過測量燒蝕后燒蝕面和碳化層界面的位置檢驗兩個傳感器的準確性,結果表明兩類傳感器能較好地表征環(huán)氧酚醛樹脂的燒蝕情況。

2.1.3斷線傳感器

斷線(BW)傳感器概念由Slaughter于1964年提出,主要是為了測量隔熱罩截錐體的碳化程度[7,18-19]。BW法原理如圖3所示,多對熱電偶嵌入在燒蝕材料不同的深度,隨著燒蝕的進行,不斷升高的溫度會依次熔化不同深度的熱電偶,使得電路斷開。此時該熱電偶示數(shù)會發(fā)生突變,以此來判定碳化面的位置。然而,研究人員發(fā)現(xiàn)雖然金屬絲熔斷了,但燒蝕材料形成的碳層具有良好的導電性,使得電路依然處于連通狀態(tài),熱電偶還能持續(xù)給出示數(shù),這會造成較大的誤差。

圖3 BW原理圖[7]

德克薩斯大學的Joseph課題組改進了斷線法,如圖4所示[20-23]。他們將8根超小型商用K型熱電偶,垂直嵌入傳感器的芯材中,芯材與熱防護材料一致,以確保芯材和防熱材料可以同步燒蝕。熱電偶外徑為0.25 mm,每根熱電偶之間間隔0.5 mm,當燒蝕面到達第一根熱電偶位置時,其頭部暴露在熱流中,金屬保護套被熔化,熱電偶斷裂造成溫度突變,以此標記燒蝕面的位置。另外,在熱電偶被破壞之前,還可以作為溫度傳感器記錄內(nèi)部溫度歷程。

圖4 改進的BW法原理圖[24]

Joseph等[24]將改進的BW傳感器安裝在密度在0.3 g/cm3到1.7 g/cm3范圍內(nèi)的燒蝕材料上,包括PICA、AVCOAT、碳酚醛以及碳/碳等,在由氧乙炔產(chǎn)生的10 MW/m2熱流下進行測試,結果如表1所示,I指通過改進的BW法測得的結果,II指燒蝕前后直接測量得到的平均燒蝕后退率。

表1 不同密度熱防護材料燒蝕后退率[24]

對于熔點法而言,3類傳感器都高度依賴于防熱材料工作過程中內(nèi)部溫度變化,過高的溫度會使得3種傳感器在燒蝕面和碳化層界面到達埋點位置之前就提前熔斷,而材料內(nèi)部溫度變化則取決于飛行環(huán)境及材料性質。因此,很難選擇合適的支撐管和熱電偶類型使得燒蝕面或碳化層界面到達傳感器埋點位置時,傳感器恰好開始工作。另外,熔點法通過不同深度的埋點信號響應來估計材料在此區(qū)間的燒蝕率,因此其只能提供不連續(xù)的點測量,同時埋點的深度以及埋點間的距離都會對材料燒蝕后退的結果產(chǎn)生影響。熔點法的最大優(yōu)點是熱電偶在充當燒蝕后退傳感器之前可以輸出內(nèi)部溫度歷程。

2.2 放射法

2.2.1核素燒蝕傳感器

為了確定Apollo在大氣再入過程中其熱防護材料的燒蝕后退量,NASA于1965年開發(fā)一種核熱防護材料燒蝕傳感器(NHAS),工作原理如圖5所示[25]。

圖5 NHAS原理圖[25]

將相對高能的γ放射源(Co60或Au198)均勻地分布在高溫的有機硅載體材料中,再封裝在一個小直徑的氧化鋁管中,氧化鋁管嵌入安裝在熱防護材料表面。當燒蝕面到達放射源位置時,放射源上端暴露在熱流中,氧化鋁管和有機硅載體熔化并釋放出一部分放射性核素,核素被Geiger-Mueller檢測管檢測到,檢測器脈沖通過晶體管電路進行整形和放大,輸出一個與檢測器脈沖成比例的電壓。隨著燒蝕后退的進行,Geiger-Mueller計的信號強度在降低,其信號強度與燒蝕后退量成反比。

2.2.2核素碳層傳感器

基于放射法原理,NASA通過選擇不同的載體材料和放射源開發(fā)了核熱防護材料碳化傳感器(NHCS)來測量熱防護材料的碳化程度[26]。該放射源由硫化汞、鋁粉和包含在小直徑聚四氟乙烯管中的溫度敏感材料的混合物組成。源的成分按比例分配,以便混合物在隔熱材料碳化溫度(約728 K)下分解,從而使放射性硫化汞升華并形成氣體。碳化層為多孔的低密度層,放射性氣體會從碳化層擴散到熱防護材料外部,放射性物質濃度降低使得Geiger-Mueller計的信號強度降低,其信號強度與碳化層界面深度成反比。

放射法的兩類傳感器都面臨與熔點法同樣的問題,即不能保證燒蝕面或碳化界面到達載體埋點位置時,載體剛好熔化從而釋放放射源,因此載體的選擇成為了放射法的最大難點。除此之外,放射源具有傷害性,放射源劑量的控制以及試驗過程中對逸出放射物質的安全處理都是不可忽視的問題。

2.3 輻射法

2.3.1光管傳感器

光管傳感器主要是通過測量隔熱罩表面可見光的輻射量的增值來表示表面燒蝕后退[12,17],如圖6所示。

圖6 光管傳感器原理圖[12]

光管傳感器由嵌入在燒蝕材料中的光學元件和光電探測器組成,光學元件由光纖、紅外濾光片組成。光纖是直徑0.41 mm的人造白色藍寶石棒(Al2O3),選擇這種材料是因為它的高熔點(2305 K)和高強度。紅外濾光片是為了降低光學系統(tǒng)對碳層界面附近低溫區(qū)紅外輻射的靈敏度,并增大對高溫輻射的響應。光電探測器是一個LS-400硅光阻二極管,其電阻隨入射到光敏晶體上光強的增加而減小。隨著燒蝕過程的進行,光纖末端上方的區(qū)域被加熱并變?yōu)榘谉?從該區(qū)域輻射的光通過光纖傳輸?shù)焦怆娞綔y器。當燒蝕面接近光纖末端時,光的強度增加,光電探測器的輸出則會成比例變化。

NASA分別在氧乙炔、電弧風洞以及火箭噴焰下進行碳基復合材料的燒蝕試驗,測試熱流范圍為1.13～18.16 MW/m2,測試結果與直接測量法進行對比,誤差為0.2 mm。

光管傳感器與熔點法和放射法是同時期開發(fā)的,解決了熔點法和放射法不能解決的同步性問題并且能夠實現(xiàn)連續(xù)測量。光管傳感器的難點在于建立光強與位置的關系,在不同的熱流下,傳感器頭部與燒蝕界面位置相同時,光強是不一致的,因此針對不同的燒蝕環(huán)境都需要建立一套光強-位置的對應關系。

2.3.2溫度和燒蝕光學傳感器

20世紀70年代后期到80年代,法國國家航空航天研究院(ONERA)對不同的燒蝕后退傳感器進行了多次地面和飛行試驗,其中溫度和燒蝕光學傳感器(TAOS)可以同時測量內(nèi)部溫度和燒蝕后退量,測量溫度區(qū)間為1 600～4 000 K[27-28]。如圖7所示,傳感器由一個空心圓柱體和一個光電二極管組成,空心圓柱體是由玻璃碳制成,其目的是為了避免熱解氣體直接進入腔體。當材料受熱時,沿腔體軸線方向產(chǎn)生較大的熱梯度,光電二極管接收的光輻射基本來自腔體底部,此時傳感器主要用來測量腔體底部溫度。當燒蝕面到達腔體底部時,光電二極管接收到的輻射突然降低,以此來標記燒蝕面的位置。

圖7 TAOS原理圖[27]

在地面試驗中,研究人員將TAOS嵌入3D碳/碳材料和3D碳化增強材料中,分別利用5 MW的電弧風洞和耦合了10 KW-CW CO2激光器的2馬赫數(shù)風洞對其進行測試,通過對比TAOS信號與材料表面燒蝕后退的動態(tài)圖像,發(fā)現(xiàn)在TAOS信號驟降的0.1 s內(nèi),燒蝕面達到腔體末端。另外,在1979年實驗性再入飛行器的錐形部件上安裝了4個TAOS,飛行器的熱防護材料是二氧化硅纖維增強樹脂,其中兩個成功測得了燒蝕量。

溫度和光學燒蝕傳感器與熔點法和放射法類似,都不能實現(xiàn)連續(xù)監(jiān)測。然而,此傳感器可以測量1 600～4 000 K溫度區(qū)間,實現(xiàn)了寬溫域的測量。溫度和光學燒蝕傳感器最大的困難在于如何加工出筆直的空心圓柱體,若圓柱體不是筆直的,輻射光會在內(nèi)部發(fā)生折射,影響測量信號。

2.3.3遠程后退傳感器

在星塵號返回艙的光譜數(shù)據(jù)中發(fā)現(xiàn)了鈉、鉀、鎂和鈣等示蹤元素的信號,這些元素是作為防熱涂層等少量存在于隔熱罩上。說明在再入過程中,這些示蹤元素可以擴散到邊界層并進入后激波層發(fā)射輻射,最終被光譜儀捕捉到[29-30]。NASA阿姆斯(Ames)研究中心和肯塔基大學的Winter等根據(jù)這個現(xiàn)象聯(lián)合開發(fā)了一種通過檢測燒蝕后等離子體特征信息來表示材料表面衰退和炭化程度的遠程后退傳感器(RRS)。發(fā)射光譜傳感器基本原理是在燒蝕材料內(nèi)不同位置放入示蹤元素,如鈉、鉀、鎂以及鈣等,當燒蝕后退到不同位置時,示蹤元素會擴散到表面,并以發(fā)射光譜能夠捕獲的波長發(fā)射光,從而確定燒蝕后退的位置[31-32]。

利用阿姆斯的微型電弧噴射設備進行了測試,以PICA為燒蝕材料,考核了氯化鈉以及氯化鎂材料的示蹤性能。結果發(fā)現(xiàn)利用發(fā)射光譜測得的燒蝕后退率在0.44～0.66 mm/s,試驗后測試的燒蝕后退率為0.6 mm/s,說明發(fā)射光譜法能夠較為準確的表征材料燒蝕后退情況。另外,利用發(fā)射光譜測得試樣表面光譜強度可以得到試樣表面溫度信息,計算結果表明,溫度誤差在±50 K之間。

遠程后退傳感器雖然在地面試驗中獲得了成功的試驗結果,然而在飛行試驗中,示蹤元素暴露在熱流中后并不可控,只有少量元素會隨著后激波層到達光譜儀檢測的范圍內(nèi),因此該傳感器想要應用于飛行環(huán)境下材料燒蝕后退測量還有一段距離。

2.4 電阻法

2.4.1模擬電阻燒蝕傳感器

(1)Galileo ARAD

Galileo ARAD是早期應用到星際再入任務中最成功的燒蝕傳感器,其原理最早可以追溯到美國通用電氣公司(GE)為美國政府開發(fā)的基于石英的ARAD。ARAD的基本構造如圖8(a)所示:其包含3個同軸導電組件,內(nèi)部為碳酚醛電極,電極上涂上Kapton和環(huán)氧樹脂的絕緣層。絕緣層外面纏繞了Pt-W螺旋線圈,線圈的電阻為5 400 Ω/mm。最外層為一層鎳帶,整個ARAD的直徑為1 mm,長度為15 mm。當溫度高于800～900 K時,Kapton和環(huán)氧樹脂會熱解形成導電碳,使得碳酚醛電極、Pt-W線圈和鎳帶之間形成通路。隨著燒蝕后退的進行,電阻變小,電壓表的示數(shù)隨之變化[13,33]。

圖8 Galileo ARAD傳感器原理圖

圖8(b)為Galileo ARAD電路圖,在整個電路中,芯材的電阻RC-Phenol、芯材與Pt-W線之間碳化的Kapton的電阻Rchar1可以忽略,因此

R=RPt-W+RNi+Rchar2

(1)

式中:Rchar2為Pt-W線與Ni帶之間碳化的Kapton的電阻,其值的大小與Kapton碳化的完整程度有關。

1995年12月,Galileo以47.4 km/s的速度進入木星大氣層,其承受的峰值加熱密度約為300 MW/m2,最大熱載荷約為300 kJ/cm2。其中,10個ARAD分布在大底上的不同部位來監(jiān)測Galileo再入期間的燒蝕情況,表2中給出了Galileo隔熱罩的燒蝕情況以及10個ARAD傳感器燒蝕后退平均值。

表2 Galileo ARAD傳感器測試結果[13]

(2)Ames改進的ARAD

與Galieo ARAD相比,Ames ARAD主要在芯材和Kapton形狀上進行了改進[33]。Galieo ARAD芯材為碳酚醛,而Ames ARAD芯材采用了石墨。另外,Ames ARAD采用了Kapton管,將材料直接嵌入管中即可,而Galieo ARAD使用Kapton帶纏繞在芯材上,這會存在一定誤差,因此,Ames ARAD制備和裝配相對都更加簡單。

如圖9(a)所示,Ames ARAD芯材為直徑0.5 mm的石墨,嵌入1個Kapton管,在Kapton管外纏繞一層Pt-W線,再嵌入第2個Kapton管,第2個Kapton管外纏繞一層Ni帶,再嵌入第3個Kapton管。圖9(b)為Ames ARAD電路圖,電路中第二個電壓表作驗證目的,其中Ni帶的電阻RNi、Ni帶和Pt-W之間的碳化Kapton管的電阻Rchar2可以忽略,整個電路的電阻為

圖9 Ames ARAD原理圖[33]

R=RGraphite+RPt-W+Rchar1

(2)

式中:Rchar1為芯材石墨和Pt-W之間碳化的Kapton管的電阻。

研究人員在Ames IHF設備中進行了地面測試,在3種不同密度的Phen-Carb熱防護材料中安裝了Ames ARAD傳感器,測試熱流依次為6.1 MW/m2、8.35 MW/m2以及10.03 MW/m2,加熱時間均為45 s。結果表明,在三種不同密度以及熱流下,材料的燒蝕速率約為0.35 mm/s,0.41 mm/s,0.34 mm/s,在地面試驗中,Ames ARAD可以較好地實現(xiàn)碳化層界面后退量的主動測量。

2.4.2空心燒蝕和溫度傳感器

空心燒蝕和溫度傳感器[34-39](HEAT)源于Galileo ARAD傳感器。HEAT傳感器是由NASA研發(fā)并安裝在火星科學實驗室(MSL)進入器隔熱罩上的儀器套件的一部分。其基本原理如圖10所示,傳感器由纏繞在空心聚酰亞胺管上的兩根相同的電阻性Pt-W線組成。這些電線通過聚酰亞胺涂層相互電絕緣,該涂層在較高溫度下會燒焦使得Pt-W線之間的線路連通。隨著燒蝕的進行,線路中電阻變小,以此表征聚酰亞胺涂層碳化溫度的等溫線位置。另外,在HEAT傳感器的中空部分可以放置小尺寸的熱電偶或其他溫度測量裝置,以此來記錄溫度的變化。

圖10 HEAT原理圖[34]

在整個電路中的,總電阻可以表示為

Rt=2Rlead+Rchar+Rint1+ρ1·g·Lt+

Rint2+ρ2·g·Lt

(3)

式中:Rlead表示電壓表引線相關的電阻;Rchar指兩根導線之間燒焦的聚酰亞胺的電阻;Rint1和Rint2分別指未燒蝕時兩根導線頭部到中心位置的電阻;ρ1和ρ2分別指兩根導線的電阻率,單位Ω/mm;Lt表示芯材長度,是時間t的函數(shù);g是兩根導線長度與芯材長度的比例系數(shù),其中

g=nt·(lt/L0)

(4)

式中:nt表示線圈的匝數(shù);lt表示每一匝線圈的長度;L0表示芯材原始長度電壓表所測的電壓為

Vt=I·Rt

(5)

其中,I為激勵電流,將式(3)代入式(5)可得

Lt=(Vt/I-2Rlead-Rchar-Rint1-Rint2)/

[g·(ρ1+ρ2)]

(6)

其中,Rint1和Rint2可忽略,Rchar待測,其他量已知,通過Vt讀數(shù)即可得到剩余原始芯材長度Lt。

在Ames IHF設備中進行了測試,測試的材料為SLA-561V以及PICA,測試熱流范圍為1.86～2.58 MW/m2,并利用攝影法以及直接測量法進行驗證,結果表明:低熱流下,SLA561V材料的燒蝕率約為0.19～0.22 mm/s;高熱流下,SLA-561V材料的燒蝕率約為0.27～0.3 mm/s;2 MW/m2熱流下,PICA材料的燒蝕速率約為0.15 mm/s;與直接測量法以及攝影法相比,其測量誤差約為2 mm;與ARAD相比,HEAT數(shù)據(jù)質量明顯提高,在不同材料中,HEAT均保持持續(xù)測量。

2012年8月6日,MSL成功在火星著陸并工作,每個HEAT傳感器與4個K型熱電偶組成一個集成傳感器插頭(MISP),在MSL大底上安裝了7個MISP。MSL中HEAT傳感器的結果與熱電偶的數(shù)據(jù)存在很大差異,與電弧風洞中測試結果也有很大不同,目前研究人員尚未確定這種差異的原因。

2.4.3雙組分燒蝕傳感器

日本宇宙航空研究開發(fā)機構(JAXA)和Tottori大學的Sakai以及Nagoya大學的Dantsuka等將HEAT與COTA兩種測量原理結合在一起研發(fā)了一種新型燒蝕傳感器[40-42],雙組分傳感器(DCAS),能夠同時測量表面和碳化層界面燒蝕后退。如圖11所示,DCAS中心部分由燒蝕棒和光纖組成,用于測量燒蝕后退量。燒蝕棒是由酚醛樹脂粉末和短切碳纖維制成的,直徑為1 mm,在燒蝕棒的側面有4個不同長度的等距凹槽,用來放置直徑0.05 mm的光纖以檢測燒蝕棒在不同位置的熱輻射。碳化傳感器是由在兩個同軸聚酰亞胺管上纏繞鎳鉻合金(KM)電阻線構成,聚酰亞胺管在加熱過程中被碳化并提供電路連接,假設碳化聚酰亞胺的電阻忽略不計,電路的電阻主要由KM線提供,基于電阻的變化,確定碳化深度。

圖11 DCAS原理圖[42]

選擇了自制的碳基燒蝕材料,在JAXA的750 KW的電弧風洞中進行了測試,熱流為1.7 MW/m2,加熱時間為30～80 s,并利用高速相機進行對比驗證。結果表明光纖輸出的結果與高速相機輸出的結果有較好的一致性。兩種測量原理組合的DCAS傳感器可以同時測量燒蝕后退和碳化程度,其中,燒蝕后退面的溫度約為2 400 K,碳傳感器電路連通時的溫度約為1 156 K,燒蝕面后退速率約為0.14 mm/s,碳化層界面后退速率約為0.23 mm/s。

2.5 綜合評價

介紹了嵌入式測量方案中幾種方法的測量原理、測試結果以及一些方法的發(fā)展與應用情況。綜合來看,熔點法實現(xiàn)了溫度和燒蝕后退的同步測量,但不能連續(xù)測量且測量精度不能保證;放射法解決了連續(xù)測量的問題,但精度上面臨和熔點法同樣的問題;輻射法的3種傳感器測量燒蝕后退的原理均不相同;電阻法則在制備上存在較大難度。

除了各種測量方法本身存在的短板,嵌入式測量不可避免的還會出現(xiàn)熱匹配和結構匹配等問題。熱匹配是防熱材料與嵌入設備之間熱物性有一定差異,造成局部的擾動。結構匹配主要是傳感器設備與防熱結構之間的匹配、縫隙密封以及同步燒蝕等問題。同樣的問題也存在于熱流傳感器和壓力傳感器等氣動測量技術上,不過MSL的MISP給出了很好的解決方案,研究人員將燒蝕傳感器和熱流傳感器集成為傳感器插頭,最大程度地減小燒蝕后退測量設備對防熱結構的影響。

3 非嵌入式

非嵌入式測量方案主要包括電容法、超聲波法和攝影法。電容法和超聲波法主要是在防熱材料背壁上安裝探測器,材料厚度變化會引起探測器中電容和聲波信號變化,以此來表征材料燒蝕后退。攝影法則是在外部架設光學設備,通過對材料表面形貌變化進行圖像處理來監(jiān)測表面燒蝕后退過程。

3.1 電容法

早在20世紀70年代,Brown等[43]和Benn等[44]就用電容法(CS)來測量液體的薄膜厚度,后來NASA的Gregory在此基礎之上利用CS法來測量薄層燒蝕材料的燒蝕后退。如圖12所示,CS傳感器由VHF振蕩器、反射電橋、波導管以及由電阻、電感和電容組成的RLC終端構成,當RLC終端的諧振頻率的電磁能量沿著波導管向下傳送時,能量會在電阻器中消散,但是如果終端的諧振頻率發(fā)生變化,部分能量可以通過反射電橋產(chǎn)生一個與反射能量成比例的直流電壓。因此,隨著燒蝕材料的厚度減小,RLC終端的電容變小,反射電橋輸出直流電壓,從而獲得燒蝕后退量[7]。

圖12 CS原理圖[7]

CS傳感器主要應用于0.5～1.5 mm厚度熱防護材料的燒蝕后退測量,對于介電常數(shù)約為空氣或真空3倍的材料,系統(tǒng)輸出和介電材料厚度之間存在一比一的關系。

3.2 超聲波法

超聲波法早在20世紀70年代就被用于測量再入期間隔熱罩的燒蝕情況[45]。超聲傳感器(UTS)工作時會定頻地發(fā)出聲波,聲波到達熱防護材料表面并反射從而被傳感器接收,隨著燒蝕的進行,材料的厚度在減小,傳感器接收聲波的總時間變短,從而確定材料的燒蝕速率[46]。

然而,高溫不僅會影響聲波的傳播速度還會改變材料結構特征,而材料結構特征的變化又會進一步影響聲速。為了解決溫度帶來的影響,2010年,Papadopoulos等[47-48]開發(fā)了一款具有溫度補償效應的聚焦超聲波傳感器(FUTS)。該傳感器將諧振器的環(huán)形同心陣列作為超聲波源,并在中心使用獨立的麥克風收集反射波,在傳感器面板上的銅背襯下側有12個壓電環(huán)并填充材料以減輕共振,通過對每個環(huán)進行時間定相操作,使得聲波從界面反射后均聚焦在中心的麥克風上,此時會出現(xiàn)最大壓力,產(chǎn)生壓力峰值,若材料發(fā)生燒蝕后退,峰值出現(xiàn)的時間也會變化。

研究人員將聚焦超聲傳感器和傳統(tǒng)超聲傳感器(CUTS)安裝在碳酚醛燒蝕材料上,在ATK的面板氧化和燒蝕測試設備中進行了測試,結果表明在約7 min燒蝕時間內(nèi),CUTS測量的材料厚度從44 mm左右下降到30 mm左右,FUTS測量的材料厚度從41 mm左右降至28 mm左右,通過對試驗后材料切割以及測量發(fā)現(xiàn),最終材料厚度為28 mm。此外,與CUTS相比,FUTS測量信號表現(xiàn)得更加穩(wěn)定和連續(xù),且趨勢更符合預期。

典型的TPS所使用的大多是復合材料,其內(nèi)部非均勻的結構是超聲波的強散射體,Lloyd等[46]提出一種反向散射的方法來測量噴嘴級碳酚醛和一些編織TPS材料的燒蝕后退率。其基本原理是

(7)

式中:z是材料厚度;C(T)是與溫度相關的聲速;GTOF是聲波到達燒蝕面并返回的總傳播時間;ΔGTOF是靠近燒蝕面位置回波反向散射的總時間。

在燒蝕中,GTOF受到材料后退以及ΔGTOF的綜合影響,而ΔGTOF僅受到材料內(nèi)部溫度以及結構變化的影響,使用修正后的時間,可以有效地減小由溫度以及材料結構變化帶來的影響。

超聲法是最早在飛行試驗中就獲得應用的非嵌入式測量方法,這是因為早期防熱材料密度高,對于聲波傳播有利,檢測器能夠很清晰地接收到回波信號。隨著燒蝕材料地發(fā)展,低密度碳化型材料開始廣泛應用于各類飛行任務,這類材料在燒蝕過程中內(nèi)部形成多孔碳,使得聲波產(chǎn)生側向的散射。除此之外,燒蝕材料內(nèi)部溫度也會對聲波傳播的速度產(chǎn)生較大影響,這些都會影響到超聲傳感器的精度。雖然反向散射法和聚焦超聲法將聲速表達為溫度的函數(shù),一定程度上解決了溫度的影響,實際上防熱材料內(nèi)部還存在很大溫度梯度,應該建立更加準確的模型去描述聲速與溫度梯度之間的關系。

3.3 攝影法

3.3.1X射線

X射線法是NASA蘭利研究中心在20世紀70年代開發(fā)出來研究材料燒蝕后退的一種地面測試方式[16]。X射線法基本原理如圖13所示,隨著燒蝕后退的進行,X射線源以每秒10個脈沖的頻率發(fā)出射線,穿過帶孔的鉛板,射向試樣,被試樣吸收部分射線后,最終在試樣背面的膠片上成像。其中,鉛板會吸收掉多余的X射線,防止X射線散射到膠片上,造成誤差。而試樣吸收X射線的量由材料的密度決定,在燒蝕中材料碳化層和原始層的密度不同,因此可通過最終的照片確定燒蝕面和碳化層界面的位置。

圖13 X射線原理圖[16]

研究人員在電弧風洞中分別測試了玻璃纖維蜂窩中的環(huán)氧樹脂基材料、0.55 g/cm3以及1.2 g/cm3酚醛尼龍材料的燒蝕情況,這些材料分別暴露在0.45 MW/m2、0.7 MW/m2以及1.4 MW/m2熱流下。將每張射線照片放在顯微光度計上,獲得相對膠片透射率與沿膠片距離的關系圖,再通過等比例放大可以獲得實際原始材料以及碳層厚度,最后通過直接測量對比驗證,結果表明X射線可以很好地表征材料的燒蝕后退量。

3.3.2攝影后退測量傳感器

攝影后退測量傳感器(PRM)是由阿姆斯研究中心開發(fā)的燒蝕后退測試方法,是為了提高地面電弧風洞中材料燒蝕后退量的測試精度。它源于三維粒子圖像測速和立體攝影測量的概念,用兩個不同角度的相機拍攝的圖像來計算目標的三維坐標,如圖14所示。具體步驟為:(1)校準相機;(2)定義測量點;(3)跟蹤兩臺相機圖像序列中的測量點;(4)從圖像的平面坐標計算測量對象的空間位移[49-50]。

圖14 PRM傳感器原理圖[50]

利用PRM方法在Ames IHF電弧風洞中測量了PICA材料的燒蝕后退,并采用直接測量法以及HEAT傳感器測量結果進行了對比驗證,結果表明PRM法測得的最終厚度略小于直接測量,PRM法和HEAT測得的燒蝕后退率基本一致。

德國斯圖加特大學的Stefan等[51]利用攝影法在德國空間系統(tǒng)研究所的等離子體風洞中測試了4.1 MW/m2熱流下碳預制體的燒蝕后退,材料的平均燒蝕后退率為0.052 5 mm/s。國內(nèi)在利用攝影法測量熱防護材料的燒蝕后退量上也進行了大量的工作。矯利闖[52]設計了一種基于CCD相機圖像傳感的動態(tài)燒蝕率測試方法,分別在等離子體加熱、激光加熱以及氧乙炔加熱方式下完成了石墨、碳/碳、高硅氧以及碳酚醛4種材料的動態(tài)燒蝕測試,結果表明該方法燒蝕量測試分辨率達到0.1 mm,精度達到0.01 mm/s,與燒蝕后直接測量值的誤差小于2%;Fang等[53]和Qu等[54]集成了高速相機、紅外溫度計以及水蒸氣發(fā)生器來實時記錄和測量C/SiC等材料的氧化和燒蝕過程;在此基礎上,Su等[55]使用圖像處理技術開發(fā)了一種同時測量復合材料在高溫火焰加熱下的溫度和燒蝕實驗技術。

3.4 綜合評價

非嵌入式測量具有低擾動、高效、高精度以及連續(xù)測量等特點。早期是作為地面試驗中的測量技術發(fā)展起來的,近年來,隨著星際探索任務的頻繁開展以及計算機技術的發(fā)展,將非嵌入式測量在飛行任務中的應用也成為了研究人員關注的重點。

非嵌入式測量方案中,超聲波法最有希望應用于未來的飛行任務中。針對新興的防熱材料要充分認識其燒蝕過程,建立超聲在其燒蝕過程中與溫度以及結構的對應關系。另外可以結合超聲測溫以及聲發(fā)射等原理構建燒蝕過程材料內(nèi)部的溫度場與微結構形貌,在此基礎之上給出聲速以及傳播時間等關鍵變量,從而獲得精準的燒蝕后退測量。

4 發(fā)展態(tài)勢分析

4.1 現(xiàn)階段測試技術分析

縱觀后退測試技術和典型燒蝕材料的發(fā)展史[56-58],可以將其分為3個階段,如圖15所示。

圖15 測試技術與燒蝕材料發(fā)展史

(1)20世紀60年代到80年代,主要以熔點法、放射法和輻射法為主。當時燒蝕材料以蜂窩增強的AVCOAT和SLA-561V為主,其使用的峰值熱流不超過10 MW/m2。在這種條件下,這兩種材料內(nèi)部溫度不會超過埋點的熔點,當埋點材料暴露在熱流中時,埋點處溫度才會激增造成電信號的變化。放射法基于同樣的思路將埋點材料替換成放射性同位素,以實現(xiàn)燒蝕后退的連續(xù)測量。輻射法則是通過輻射光強度的變化來表征燒蝕面的位置。

(2)20世紀90年代,Galileo選用了高密度的碳/酚醛作為防熱材料以應對前所未有的高熱流氣動環(huán)境,這種情況下材料內(nèi)部溫度過高,熔點法將不再適用。研究人員將目光投向燒蝕材料本身,電阻法也應運而生。由于電阻法在Galileo上獲得了較為成功的應用,90年代末,在PICA材料上也對電阻法進行了一系列改進。

(3)進入21世紀,燒蝕材料、超聲儀器、成像設備以及信號處理方法都取得了長足的進步,超聲法不再局限于高密度材料和高頻率聲波,攝影法也不再受制于試驗時間和精度。

圖16給出了幾類測試技術的測量誤差。NASA早期熔點法和ONERA輻射法的誤差較一致,在0.25 mm左右;以電阻法為主的幾種方法誤差均在1 mm左右,其誤差主要來自于制備誤差;非嵌入式測量方法中,UT法誤差最大,超過3 mm,這主要是由于UT法的影響因素過多,材料的類型、結構、燒蝕程度以及溫度都會影響到聲速傳播時間和傳播速度;PRM法測量誤差在所有方法中最低,其誤差主要來源于圖像處理算法方面。

圖16 各類方法誤差

從測試技術實現(xiàn)的難易性,低擾動性,連續(xù)性、準確性以及多功能性5個方面評估了各類傳感器綜合性能,如圖17所示。

圖17 各類燒蝕測試技術綜合比較

從圖中可以看出,早期的SW、MW、BW以及LP等方法原理簡單,主要以實現(xiàn)可原位測量為目的,其他方面都有所欠缺;NHAS最早在連續(xù)性測量方面實現(xiàn)突破,然而放射性元素的制備、安裝以及檢測精度上都存在短板;TAOS和RRS在測試精度上有所提升,同時能實現(xiàn)溫度同步測量;到20世紀90年代,電阻法的出現(xiàn)在各個方面都有所提升,日本JAXA將電阻法和LP方法結合,實現(xiàn)了同時測量溫度、碳化層界面以及表面后退;PRM和UT對熱防護系統(tǒng)無擾動,同時他們在連續(xù)性、精度以及多功能性上都有很好的表現(xiàn),然而PRM主要是地面試驗中測試手段,而UT對燒蝕材料有較為嚴格的要求。

綜合來看,電阻法在各方面都有不錯的表現(xiàn),發(fā)展較為均衡,是目前實現(xiàn)在線監(jiān)測最好的手段。電阻法以燒蝕材料為芯材可以實現(xiàn)同步燒蝕,一定程度上解決了熱匹配和結構匹配問題。然而,電阻法由于制備帶來的誤差還是不可忽視,對于輕質燒蝕材料而言小直徑的芯材難以加工,芯材上電阻線的等距安裝還存在一定困難。

4.2 未來計劃

在未來的星際進入任務中,需要新的燒蝕隔熱材料以應對極端的進入環(huán)境。對于新材料飛行性能的測試成為關鍵,尤其是材料的燒蝕后退將成為需要優(yōu)先測量的數(shù)據(jù)。NASA在2020和2021年度SBIR項目的“進入、降落和著陸傳感器和設備”(Entry, descent, and landing flight sensors and instru-mentation)子課題中,對于EDL的傳感設備以及不同燒蝕材料的后退測量提出不同要求,以實現(xiàn)高精度、輕量化、低功耗以及低成本的數(shù)據(jù)采集,如表3所示[59-60]。

表3 EDL數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和后退測量要求[60]

在這種需求的推動下,光纖測量由于體小質輕、靈敏度高、結構簡單、抗電磁干擾、抗腐蝕、易測量等優(yōu)點成為最有競爭力的測試技術。光纖傳感技術是20世紀70年代伴隨光纖通信技術的發(fā)展而迅速發(fā)展起來的,以光波為載體,光纖為媒質,感知和傳輸外界被測量的信號的傳感技術。目前光纖傳感已被廣泛應用于民用、工業(yè)、醫(yī)學、國防等領域[61-65]。

在燒蝕后退測量應用方面,20世紀70年代的LP傳感器是最早應用光纖測量的技術[12,17],80年代法國ONERA制備的TAOS和COTA傳感器則是利用光纖實現(xiàn)了溫度和燒蝕后退的同步測量[27-28],2014年日本JAXA則是將光纖測量與電阻法結合開發(fā)了DCAS傳感器完成溫度、燒蝕面以及碳化層界面后退的三重測量[40-42]。2021年,針對NASA的SBIR中的EDL課題,美國K Sciences公司提出一種光纖后退和溫度傳感器(Fiber optical recession and temperature sensor),它的探頭直徑小于0.5 mm,測量精度在±1 mm以內(nèi),測量溫度范圍可達到873～4773K,能夠連續(xù)、實時、高速監(jiān)測進入飛行器的燒蝕后退速率以及燒蝕區(qū)溫度[66]。

對于光纖測量技術,NASA從傳感能力(測量類型、精度和數(shù)量)以及測量系統(tǒng)(質量、尺寸、功率和成本)兩個方面都提出了要求,以滿足各級別星際進入任務的EDL測試。

5 結束語

通過對典型的燒蝕性能測試技術回顧及分析,總結其發(fā)展趨勢,可以發(fā)現(xiàn):

1)燒蝕面的后退量、后退速率、碳化層界面的后退量以及碳化界面的后退速率是燒蝕后退測試的主要指標。準確評估防熱材料的燒蝕性能,可以大大提高其燒蝕模型的保真度,為降低下一代熱防護系統(tǒng)設計中的不確定性提供基礎。

2)嵌入式測試依然是目前發(fā)展的重點,來自各類原位測試方法的試驗結果以及飛行數(shù)據(jù)為研究人員對不同材料在不同環(huán)境下燒蝕提供了深入的認識。然而其也存在各種弊端,比如針對不同材料不同環(huán)境需要提供不同燒蝕測量方案,各燒蝕傳感器對熱防護系統(tǒng)存在一定的影響,制備時應提前進行一體化測量設計,實現(xiàn)低擾動。

3)對于非嵌入式測量方案來說,攝影法可以用于任何類型防熱材料的燒蝕測試,遺憾的是它只適用于地面測試設施,不能用于飛行測試;超聲波法雖然滿足了非侵入性和飛行測試兩個方面,然而其只能針對特定的燒蝕材料,且誤差過大;電容法主要針對薄層的燒蝕材料。

4)電阻法在對低擾動、易制備性、連續(xù)性、準確性以及多功能性上都有不錯的表現(xiàn),是目前燒蝕后退測試技術中非常值得繼續(xù)開發(fā)的方法。針對不同燒蝕材料,不同的氣動環(huán)境應設計不同地面實驗方案,最大程度減小誤差。

5)光纖法具有高靈敏度、強抗干擾性以及結構簡便等特點,在未來新燒蝕體系和星際探測任務中,最有望成為實現(xiàn)高精度、輕量化、低功耗、多功能以及低成本的測試技術。如何利用光纖法實現(xiàn)連續(xù)、實時以及高頻的監(jiān)測將是需要突破的重點。

6)地面試驗與飛行數(shù)據(jù)之間要建立密切聯(lián)系,通過飛行數(shù)據(jù)不斷更新與優(yōu)化燒蝕計算模型,基于地面試驗最大程度的復現(xiàn)飛行環(huán)境,充分挖掘試驗數(shù)據(jù)的作用,把燒蝕性能數(shù)據(jù)加入到對氣動環(huán)境重構的模型中去,為新一代高超聲速飛行器發(fā)展做出貢獻。

未來,人類對于太空的探索會更加深入,天地往返任務也會更加頻繁,高熱流密度和大總加熱量將成為常態(tài),新的燒蝕體系必將涌現(xiàn)。燒蝕后退測量模塊與整體傳感系統(tǒng)之間的一體化設計、大氣進入過程中材料燒蝕性能的準確獲取以及傳感系統(tǒng)數(shù)據(jù)的采集都將為高效和智能化的熱防護系統(tǒng)設計提供基礎。