1700℃有氧環境下高超聲速飛行器輕質防熱材料隔熱性能試驗研究

吳大方，商 蘭，蒲 穎，王懷濤，高鎮同

（北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191）

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1700℃有氧環境下高超聲速飛行器輕質防熱材料隔熱性能試驗研究

吳大方，商 蘭，蒲 穎，王懷濤，高鎮同

（北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191）

摘要：文章針對高超聲速飛行器需面臨極端高溫有氧熱環境以及艙體表面單側面受熱的特點，建立了由硅鉬發熱體作為熱源的紅外輻射式超高溫、時變、單側面加熱試驗測試系統，開展了高達1700℃的有氧環境下高超聲速飛行器輕質防熱材料的隔熱性能試驗。另外，為了研究和優選高效隔熱方式，對高超聲速飛行器用單層輕質陶瓷隔熱材料和陶瓷/納米材料疊層復合結構在1700℃高溫有氧環境下的隔熱特性進行了試驗測試；通過試驗結果的對比分析，發現陶瓷/納米材料復合疊層結構比單層輕質陶瓷材料的隔熱效果提高近50%。

關鍵詞：高超聲速飛行器；極端高溫；有氧環境；輕質防熱材料；熱試驗

由氣動熱產生的飛行器表面高溫主要源自于大氣層內的有氧環境，因此熱防護試驗一般應在有氧的高溫環境中進行。但受制于試驗設備的熱試驗能力，目前完成高達1700℃有氧環境下的材料隔熱性能試驗測試還十分困難，因而現行的極端高

0 引言

高超聲速飛行器在大氣層內飛行時所面臨的氣動加熱環境極為嚴酷，飛行器某些部位的表面溫度可高達1500～1700℃[1-2]。為了保證艙體內設備的正常運行環境，選用高效輕質熱防護材料并設計良好的熱防護結構是高超聲速飛行器安全設計中溫環境下的隔熱性能測試一般在真空或充滿惰性氣體的封閉空間中進行[5-9]。由于高超聲速飛行器在真空或惰性氣體高溫環境中不存在高溫氧化損傷，有關傳熱機理也與在大氣有氧環境中飛行有明顯差別。為了獲取實際高溫有氧環境下的關鍵性能參數，國家自然科學基金委近年發布的重大研究計劃項目指南提出：要發展測量與表征耐1500℃以上的各種新型超高溫材料與結構的力-變形曲線以及力/熱/氧化關鍵參量和性能，提升極端高溫有氧環境下材料與結構實驗方法和技術的創新能力[10]。

另外，高超聲速飛行器在大氣層內飛行時，其艙體外表面始終處于一種單側面受熱狀態。因此在防熱材料的隔熱性能試驗測試中，模擬設備須提供單側面加熱環境，即能夠生成具有熱面和冷面差異的超高溫熱試驗環境，而避免將防熱材料整體放入高溫環境中。當前，高超聲速飛行器設計部門迫切希望能夠在高達1500～1700 ℃的有氧環境下，獲取防熱材料或結構在單側面加熱時的隔熱性能數據。而能夠同時實現高達1700 ℃的極端高溫、有氧、時變、單側面加熱環境模擬的試驗研究未見有文獻報道。

本文針對高超聲速飛行器熱防護研究中的迫切需求，建立了一套可實現高達1700 ℃有氧環境下的材料和結構的隔熱性能試驗測試系統，并能提供具有熱面和冷面差異的單側面加熱環境。為了研究和優選高效隔熱方式，使用該試驗測試系統對輕質陶瓷隔熱材料以及新型陶瓷/納米材料疊層復合結構的隔熱性能進行試驗測試，并對試驗結果進行分析對比，為高超聲速飛行器在極端熱環境下的熱防護設計和安全可靠性評定提供重要的試驗手段和設計依據。

1 輕質防熱材料試驗件

在設計高超聲速飛行器時，對部件或結構的重量控制非常嚴苛，往往安全余量取得相對較低。為了減輕重量，選擇高效輕質隔熱材料或高效隔熱結構是高超聲速飛行器熱防護設計中的重要工作。多孔輕質陶瓷防熱材料具有重量輕、耐高溫、抗變形能力強、機械強度較好的優點，已用于制作航天飛機的隔熱瓦等部件[11-12]。新型納米隔熱材料（氣凝膠）的熱導率非常低，隔熱性能優異，是一種很有發展前途的高效隔熱材料[13-14]。本文對單層輕質陶瓷材料和含納米材料的疊層復合結構這2種防熱材料在極端高溫有氧環境下進行了對比試驗，以觀察其隔熱效能的差異。

圖1為防熱材料試驗件，其平面尺寸150 mm× 150 mm，厚度40 mm。圖1(a)為單層輕質陶瓷材料試驗件，其主要成分為Al2O3和SiO2，含有少量的Fe2O3，使用溫度可達1700 ℃。圖1(b)為陶瓷/納米材料疊層復合結構試驗件，受高溫面為20 mm厚的輕質陶瓷材料，其背后有2層厚度為10 mm的氧化鋁納米多孔輕質隔熱材料（由氧化鋁納米顆粒、增強纖維、燒結抑制劑和遮光劑構成）。納米尺度的微小孔洞可抑制氣體導熱，遮光劑能夠減少高溫輻射傳熱，因此材料的隔熱性能優異，使用溫度可以達到1200～1300 ℃。但是，當使用溫度長時間超過1300 ℃后，平板納米材料會產生比較大的變形。因此，測試時先將可耐1700 ℃高溫且抗變形能力好的輕質陶瓷材料放置于受熱面，使溫度降低到納米隔熱材料的可適應范圍之內，以避免納米隔熱材料產生較大的變形。通過2種不同材料的優勢互補，在總厚度相同的條件下，最大限度地發揮納米隔熱材料熱導率很低的特點，形成隔熱效率高、變形小的復合隔熱結構。

圖1　輕質防熱材料試驗件Fig. 1 Lightweight thermal protection material specimens

2 試驗系統

自行研制的1700 ℃高溫有氧環境下的材料與結構隔熱性能試驗裝置如圖2所示。

圖2　1700 ℃有氧環境下平板式隔熱性能試驗裝置示意Fig. 2 Illustration of apparatus for thermal-insulation performance of plates in oxidation environment up to 1700 ℃

加熱體采用硅鉬發熱元件。與石墨發熱體不同，硅鉬發熱元件可在有氧環境中長時間工作，通電后能夠達到1700 ℃的高溫條件。本試驗裝置的隔熱基座上安裝有2組高溫陶瓷支座，每組支座上有一排直徑為14 mm的限位圓孔，將直線型硅鉬發熱體穿過高溫陶瓷支座上的圓孔，形成密集的平面加熱陣列。高溫陶瓷支座上連接了厚度為40 mm的高溫陶瓷板，在板的中部開有一個放置試驗件用的150 mm×150 mm的方形透熱孔。方孔下端有凸出的臺階，用以支撐方形平板狀的試驗件。硅鉬加熱元件陣列產生的高溫，透過透熱孔對平板試驗件進行加熱，因而形成了單側面加熱環境。試驗件的非加熱面既可安裝柔性隔熱材料防止熱散失，也可根據需要使非加熱面直接暴露在空氣之中。

平板試驗件的受熱面和非受熱面的中部均安裝有熱電偶傳感器，其中受熱面的溫度傳感器用于溫度控制，非受熱面的溫度傳感器獲取試驗件的背面溫度。計算機自動記錄這2個表面的溫度變化數據，即可得到試驗件的隔熱性能。由于要在1700℃的高溫氧化環境下對溫度進行控制，受熱面溫度傳感器采用雙鉑銠（B型）熱電偶，最高使用溫度可達1800 ℃。硅鉬發熱體以串聯方式聯接，以提高驅動電壓的可控調節范圍，并自行設計制作了可適應低電壓、大電流工作條件的大功率供電調節裝置。

熱控制系統由紅外輻射加熱器、溫度傳感器、信號放大器、A/D轉換器、工業控制計算機、D/A轉換器、移相觸發器、可控硅功率調節器等組成，是一個閉環控制系統。系統工作時，溫度傳感器采集溫度信號；信號經過放大后，送入A/D轉換器進行模/數轉換；將測量得到的溫度值與溫度設定值進行比較，將二者差值送入控制程序；計算機通過控制算法將差值信號轉換為控制量，并經過D/A轉換器轉換成模擬信號后驅動電功率調節裝置，調節施加在硅鉬發熱體上的電功率，從而實現預設溫度曲線的自動跟蹤和控制[15-17]。

本試驗設置了2種不同溫度的熱環境歷程：1500 ℃和1700 ℃試驗溫度。在加熱試驗中，熱控制系統使試驗件受熱面溫度上升至目標值，之后分別保持在1500 ℃和1700 ℃。為了模擬高超聲速飛行器比較長時間的氣動加熱歷程，加熱總時間設為3000 s。

3 試驗結果

3.1輕質陶瓷材料隔熱性能

本控制系統是將受熱面設置為“前表面”，非受熱面視為“后表面”。圖3給出了輕質陶瓷材料穩態溫度為1500 ℃和1700 ℃時的“前表面設定溫度”和“實際控制結果”，同時給出了實測得到的輕質陶瓷材料試驗件在2種不同溫度歷程下的隔熱性能曲線。表1中記錄了穩態溫度為1700 ℃熱試驗過程中第0、500、1000、……、3000 s時刻的設定溫度、實際控制結果、溫度差和跟蹤誤差。由表1的試驗結果可以看到：在1700 ℃熱環境的模擬過程中，上升段的設定溫度與實際控制結果之間的溫度差小于±3 ℃，全程跟蹤誤差小于±1.0%。這表明：雖然硅鉬加熱體屬于熱延遲比較大的加熱元件，但是本試驗系統同樣能提供準確度很高的動態熱試驗環境。

圖3　輕質陶瓷材料高溫試驗及隔熱性能曲線Fig. 3 High-temperature test and thermal-insulation performance of lightweight ceramic material specimen

表1　輕質陶瓷材料隔熱試驗的設定溫度、控制溫度和跟蹤誤差(穩態溫度1700℃)Table 1 Pre-set and control temperature and tracing errors of lightweight ceramic material specimen(steadystate temperature 1700℃)

圖4給出了輕質陶瓷材料試驗件在高溫試驗前以及經過1700℃高溫后的表觀和微觀形貌照片。

圖4　輕質陶瓷材料高溫試驗前、后的表觀和微觀形貌Fig. 4 SEM images of lightweight ceramic material specimen before and after high-temperature test

從圖4(a)和圖4(b)可見，常溫下，輕質陶瓷材料試驗件的纖維隨機排列，纖維直徑小于20μm。從圖4(c)和圖4(d)可見，經1700℃高溫后，出現了少量隨機分布的燒結球，有的直徑達到80μm，纖維之間更為清晰。其原因是陶瓷纖維隔熱氈內部含有少量的氧化鉀和氧化鐵，經高溫后熔化形成了斑狀燒結物。

3.2輕質陶瓷/納米材料疊層復合結構

圖5給出了陶瓷/納米材料疊層復合結構1500℃和1700℃時的“前表面設定溫度”和“實際控制結果”，同時給出了試驗件后表面溫度的實測曲線。由圖5明顯可見：相同厚度的陶瓷/納米材料疊層復合結構的隔熱能力，比單層輕質陶瓷材料（見圖3）得到大幅度的提高。

圖5　陶瓷/納米材料疊層復合結構高溫試驗及隔熱性能曲線Fig. 5 High-temperature test and thermal-insulation performance of ceramic-nanomaterial laminated structure

圖6中給出了納米材料在高溫試驗前及經過高溫后的表觀和微觀形貌照片。由圖6(a)和圖6(b)可見，試驗前表面無明顯的連續裂紋，高溫后由于材料受熱收縮出現了明顯的開裂現象，既有比較大的裂紋（圖6(c)），又有許多小尺度裂紋（圖6(d)）。

圖6　納米材料高溫試驗前、后的表觀和微觀形貌Fig. 6 SEM images of nanomaterial before and after high-temperature test

3.3兩種材料的試驗結果對比分析

為了對輕質陶瓷材料與陶瓷/納米材料疊層復合結構的隔熱效果進行對比，圖7給出了這2種試驗件后表面實測溫度的比較。雖然2種試驗件的厚度相同（均為40mm），但陶瓷/納米材料疊層復合結構試驗件的后表面溫度有大幅度降低。表2中給出了陶瓷材料與陶瓷/納米材料疊層復合結構2種試驗件隔熱效果的對比數據（3000s時）。由表2中的數據可知，陶瓷材料試驗件前表面溫度為1500℃時，后表面溫度為842.4℃；而陶瓷/納米材料疊層復合結構試驗件的后表面溫度則下降至423.5℃，兩者的溫差為418.9℃，表明疊層復合結構的隔熱能力提高了49.7%。陶瓷材料試驗件前表面溫度增高到1700℃時，其后表面溫度為1012.4℃，而疊層復合結構試驗件的后表面溫度僅為536.2℃，隔熱能力相對提高了47.0%。這說明，采用2種甚至多種優勢互補材料進行組合，可優選出隔熱能力更加優異的隔熱方案。

圖7　2種試驗件后表面溫度實測值比較Fig. 7 A comparison of measured temperatures of the back surfaces of two kinds of specimens

表2　2種試驗件的隔熱效果對比（3000 s時）Table 2 A comparison of thermal-insulation performance of two specimens (at 3000s)

4 結束語

本文針對高超聲速飛行器熱防護研究中的迫切需求，自行研制了一套由硅鉬發熱體組成的超高溫、有氧、時變環境下的單側面加熱試驗系統，可實現高達1700℃的熱防護材料的隔熱性能試驗測試。本試驗系統雖然由熱延遲較大的硅鉬發熱體制成，但由試驗結果可知，仍然可以獲得良好的穩態和動態跟蹤模擬效果，實現準確的時變高溫熱環境試驗模擬。

對輕質高溫陶瓷防熱材料與陶瓷/納米材料疊層復合結構在1700℃有氧環境下的隔熱性能進行了對比試驗研究。結果表明，相比于相同厚度的單一輕質陶瓷材料，陶瓷/納米材料疊層復合結構的隔熱能力提高了近50%。

利用本試驗系統還可以開展其他輕質防熱材料的隔熱性能試驗研究，為高超聲速飛行器的熱防護設計和安全可靠性評定提供有效的試驗手段和設計依據。

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（編輯：張艷艷）

Experimental research of thermal-insulation performance of lightweight thermal protection materials for hypersonic aircraft in oxidation environment up to 1700 ℃

Wu Dafang, Shang Lan, Pu Ying, Wang Huaitao, Gao Zhentong (School of Aeronautics Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China)

Abstract:In view of the fact that hypersonic vehicles operate in oxidation environments with extremely high temperatures in which the vehicles’ outer shells experience single-sided heating, an infrared radiation test system is proposed in this paper, based on silicon-molybdenum heating elements, for ultra-temperature, time-varying and one-sided heating environments. The thermal-insulation performance test for lightweight thermal protection materials of hypersonic aircraft in extremely high-temperature/oxidation environments up to 1700 ℃ can be carried out within the system. In addition, to study and select an efficient thermal-insulation scheme, the insulation properties of a lightweight ceramic material and a ceramic-nanomaterial laminated structure in an oxidative environment at 1700℃ are experimentally studied. The test results show that the ceramic-nanomaterial laminated structure can help improve the thermal insulation by approximately 50% over the single layer of lightweight ceramic material.

Key words:hypersonic aircraft; extreme high temperature; oxidation environment; lightweight thermal protection materials; thermal test不可缺少的重要環節[3-4]。

作者簡介：吳大方（1950—），男，教授，博士生導師，主要從事高速飛行器結構熱防護、實驗力學、結構振動主動控制研究。E-mail: wdf1950@163.com。

基金項目：國家自然科學基金項目（編號：11427802，11172026)；高等學校博士學科點專項科研基金項目（編號：20131102110014）

收稿日期：2015-11-10；修回日期：2016-01-17

DOI:10.3969/j.issn.1673-1379.2016.01.002

中圖分類號：V45

文獻標志碼：A

文章編號：1673-1379(2016)01-0007-06