輕質多層復合結構氣瓶熱防護層研究

劉建方，龐紅麗，潘 亮，孫慧娟

（北京航天動力研究所，北京，100076）

輕質多層復合結構氣瓶熱防護層研究

劉建方，龐紅麗，潘 亮，孫慧娟

（北京航天動力研究所，北京，100076）

火箭飛行過程中，長時間高強度的熱流沖擊會使發動機鈦合金氣瓶溫度升高，從而導致氣瓶的安全系數及可靠性降低。針對此問題，開展了氣瓶熱防護層研究，氣瓶熱防護層采用多層復合結構的設計方案；采用一種新型輕質疏松纖維材料——柔性隔熱氈作為熱防護層的重要隔熱層；進行了熱防護層的熱分析計算和熱真空試驗驗證。結果表明：氣瓶熱防護層能夠承受長時間高強度熱流沖擊，對氣瓶進行有效熱防護，提高了氣瓶的可靠性，保障了飛行安全。

熱防護；多層復合結構；柔性隔熱氈；氣瓶

0 引 言

鈦合金氣瓶為某火箭芯二級發動機提供控制及吹除氣體，鈦合金材料具有強度高、密度低的特性，但鈦合金抗拉強度隨著溫度的升高而降低。

某火箭芯二級發動機工作高度為200 km左右，工作時基本處于真空狀態；在飛行過程中，箭體沉底發動機及芯二級發動機自身工作所產生的輻射及羽流對鈦合金氣瓶將產生加熱作用，氣瓶溫度升高。氣瓶溫度升高將導致鈦合金抗拉強度降低，而氣瓶內氣體的壓力又隨著氣體溫度的升高而升高，從而導致氣瓶的安全系數和可靠性的降低，給飛行帶來隱患。

為了減少發動機飛行熱環境對氣瓶的影響，對氣瓶進行熱防護。通過研究柔性輕質多層復合結構熱防護層，將氣瓶溫度控制在使用溫度范圍內，可保證氣瓶的可靠性[1]，實現安全飛行。

1 氣瓶熱環境分析

在火箭飛行過程中，鈦合金氣瓶承受著箭體沉底發動機及芯二級發動機自身帶來的巨大熱流影響，包括對流和輻射傳熱。氣瓶承受的總熱流密度及作用時間變化曲線如圖1所示。

圖1 氣瓶熱流密度與時間關系

由圖1可知，熱流密度在1 830 s內的均值為16 kW/m2，最大熱流為20 kW/m2，此熱流如被氣瓶完全吸收，則經式（1）[2]傳熱計算氣瓶將達到0.6 K/s溫升。

式中 Q為單個氣瓶吸熱，J；C為鈦合金比熱，J/(kg·K)；M為氣瓶質量，kg；T2為氣瓶吸熱后溫度，K；T1為氣瓶初始溫度，K。

鈦合金氣瓶的抗拉強度與溫度變化曲線如圖2所示。

圖2 鈦合金強度與溫度曲線

氣瓶強度隨溫度升高而逐漸降低，溫度低于80 ℃時能夠保證鈦合金氣瓶安全系數大于2，即氣瓶在飛行過程中溫度不能超過80 ℃。根據式（1）計算，約在經受134 s大熱流沖擊后，氣瓶溫升即達到80 ℃。在發動機工作期間，氣瓶還要承受1 696 s的熱流沖擊，不能滿足氣瓶使用溫度要求80 ℃的限制條件。所以需采取隔熱措施，減少氣瓶大量吸熱帶來的過度溫升。

2 氣瓶熱防護層方案

鈦合金氣瓶在飛行過程中同時承受對流傳熱和輻射傳熱，單一隔熱材料熱防護層不能有效抵抗對流傳熱和輻射傳熱的同時作用。在氣瓶熱防護層方案設計時，采用多層復合結構，如圖3所示。多層復合結構具有裝配工藝性好、操作方便的特點[3，4]。

圖3 氣瓶熱防護層包覆狀態

鈦合金氣瓶多層復合結構熱防護層結構如圖4所示。

圖4 多層復合結構熱防護層級

多層復合結構熱防護層共分5層，由外及內分別為單層石英纖維布、單層鋁箔、柔性隔熱氈、單層鋁箔和單層石英纖維布，5層材料通過石英纖維線復合而成。通過低熱導材料和高反射率材料間隔復合而成，能有效抵抗對流傳熱和輻射傳熱的同時作用。

2.1 柔性隔熱氈

柔性隔熱氈為新型輕質疏松纖維材料，傳統的隔熱材料主要以 SiO2基和 Al2O3基柔性隔熱材料為主，密度在0.2～0.3 g/cm3之間，室溫熱導率在0.03 W/（m·K）左右。而新型柔性隔熱氈在密度、導熱率以及韌性方面均獲得重大突破，主要表現在以下幾個方面。

2.1.1 超低密度

新型柔性隔熱氈的密度為0.005 g/cm3，是傳統隔熱材料的1/40，減重效果明顯，達99%以上，具有比傳統隔熱材料不可比擬的優勢。

2.1.2 超低熱導率

新型柔性隔熱氈的室溫熱導率為0.01～0.015 W/（m·K），比傳統隔熱材料低1～2倍，絕熱系數是傳統隔熱材料的60～90倍，真空下柔性隔熱氈的室溫熱導率遠低于0.01 W/(m·K)，該柔性隔熱氈壓縮量為50%時的室溫熱導率為0.03 W/(m·K)。

2.1.3 超高韌性

新型柔性隔熱氈壓縮率超過 60%依然能夠恢復到原來的形狀，并且能經受1 000次壓縮循環后仍然能夠完全恢復到原狀，這一優異的柔韌性為后續的成品加工和使用提供了條件。

2.2 石英纖維布

石英纖維布具有石英純度高、耐高溫、耐燒蝕、低導熱、低吸收率、抗熱震和良好的化學穩定性等，主要用作電絕緣材料、隔熱材料和復合材料的增強體，廣泛應用于飛機機頭、雷達罩、火箭的尾噴管、空間航天器的燒蝕材料等。

2.3 鋁 箔

鋁箔是一種低發射率的金屬箔，使用溫度高，生產成本低，工藝成熟，常被用作反射屏[5]。

3 氣瓶熱防護層熱分析

為了熱分析計算的準確性，建立了發動機的完整熱分析模型。熱分析模型采用Thermal Desktop軟件[6]建立，對氣瓶防護層內的氣瓶溫升進行仿真計算。通過假設和簡化，利用Thermal Desktop軟件計算各節點間的輻射角系數，各節點的熱容根據部件或結構的材料和質量設置。建模過程中假定氣瓶為溫度均勻、熱耗分布均勻的等溫體，各防護層屬性根據每層防護層的密度ρi、厚度Li、熱導率λi、熱容Ci等進行折算，熱防護材料共有 5層，熱防護材料折算后的參數如下所示。

熱防護材料的密度：

熱防護材料的比熱：

熱防護材料的熱導率：

整個發動機節點之間的輻射、傳導換熱關系用節點間的相應熱阻連接起來，由式（5）形成熱網絡模型。

式中G為節點質量，kg；c為比熱，J/（kg·K）；Ti為第i個節點的絕對溫度，K；τ為時間，s；σ為黑體輻射常數；Rk,n為熱網絡的傳導系數；RE,m為熱網絡的輻射系數；Qin,Qorbit為節點的內熱流與外熱流，W。

飛行1 830 s后發動機溫度分布如圖5所示；飛行過程中氣瓶溫度變化曲線如圖6所示。

圖5 發動機溫度分布云圖

圖6 氣瓶溫度曲線

由圖6可知，氣瓶溫度隨時間推移不斷升高，到發動機工作結束時，最高溫度達 43.5 ℃ ，初始環境溫度20 ℃，最大溫升為23.5 ℃。

4 氣瓶熱防護層試驗驗證

發動機工作環境為真空狀態，故進行了氣瓶熱防護層熱真空試驗驗證。在研制過程中，氣瓶熱真空試驗隨發動機熱真空試驗同時進行[7]。

4.1 熱真空試驗系統

熱真空試驗系統主要包括真空艙系統、熱環境模擬裝置和測量系統。真空艙系統主要模擬飛行時的真空環境，排除空氣對流傳熱，主要由真空艙、泄壓艙蓋、安全板等組成，如圖7所示。試驗時，真空艙壓力始終低于100 Pa，滿足試驗要求。

圖7 真空艙示意

熱環境模擬裝置主要模擬飛行過程中氣瓶所承受的熱流密度，采用石英燈陣進行模擬（見圖8）。

圖8 熱環境模擬裝置

石英燈陣只能模擬輻射換熱，無法模擬飛行時的羽流。由于羽流的復雜多變性，目前無法在發動機上進行羽流模擬，故熱真空試驗存在一定局限性，但從設計及試驗余量分析，對飛行結果無影響。

測量系統主要由溫度、熱流、真空艙壓力測量、傳輸和記錄系統等組成。

4.2 氣瓶熱真空試驗數據分析

氣瓶熱防護層共進行了 3次熱真空試驗，每次試驗過程中熱防護層處的熱流密度如圖9所示。

圖9 3次試驗時的熱流密度

由圖9可知，在第3次試驗過程中，熱流密度達到最大值，為36 kW/m2。由于熱流密度過大并不斷增加，試驗在進行到1 070 s時停止加熱，經計算，在整個芯二級發動機工作時間內第3次試驗熱流密度均值也最大，達到驗收條件要求，但未達到鑒定級條件，如表1所示。

表1 氣瓶處熱流密度

試驗后氣瓶熱防護層狀態完好。由于熱防護層的熱阻作用，熱防護層處燈陣關閉后氣瓶壁溫仍持續上升，燈陣關閉時的溫升為23 K，隨著時間持續，在溫升達到33 K時不再增加，如圖10所示。海南的最高溫度為50 ℃，氣瓶初始溫度最高與環境一致，氣瓶溫度使用要求為不大于80 ℃，而在驗收級熱流條件下試驗溫升為23 ℃，未超過30 ℃溫升限制條件。

圖10 第3次試驗氣瓶殼體壁溫曲線

5 熱真空試驗結果與熱分析計算對比

氣瓶熱防護層熱真空試驗結果與熱分析計算結果對比如表2所示。

表2 熱真空試驗結果與熱分析結果對比

熱分析計算的熱流密度均值大于熱真空試驗的熱流密度均值，而二者溫升差異較小，僅為 0.5 ℃，但是二者熱流密度均值存在較大差別。經對試驗系統分析，由于熱流密度傳感器的安裝位置對熱流密度測量結果有較大影響，試驗過程中熱流傳感器安裝位置造成測量熱流密度比實際試驗熱流密度偏小，所以在熱流密度均值相差較大情況下出現試驗結果和分析結果基本一致的現象。由熱真空試驗結果與熱分析計算結果可知，在驗收級條件下氣瓶使用熱防護后氣瓶壁溫溫度均在使用溫度范圍內。

6 結 論

針對飛行過程中長時間高強度的熱流沖擊，開展了氣瓶熱防護層研究，氣瓶熱防護層采用了多層復合結構的設計方案，并采用一種新型輕質疏松纖維材料——柔性隔熱氈作為熱防護層的重要隔熱層。通過熱防護層的熱分析計算和熱真空試驗驗證，結果表明：氣瓶熱防護層能夠承受長時間高強度熱流沖擊，對氣瓶進行有效熱防護，提高了熱環境下氣瓶的安全可靠性，保障了飛行安全。

[1]許光, 王洪銳, 等. 鈦合金球形氣瓶裝置可靠性評估[J]. 導彈與航天運載技術, 2015(5): 89-90.

[2]Pitts D, Sissom L. 傳熱學[M]. 北京: 科學出版社, 2002．

[3]邢春鵬. 金屬蜂窩夾芯結構性能研究與多層隔熱結構優化設計[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業大學, 2008 .

[4]王小丹. 復合結構隔熱材料的制備與性能研究[D]. 上海: 上海工程技術大學, 2011.

[5]閻桂榮, 張正綱, 何知朱, 等. 衛星熱控制技術[M]. 北京: 宇航出版社, 1991.

[6]王宇寧. 上面級軌道外熱流算法研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業大學, 2010.

[7]任青梅, 劉一鳴, 成竹, 等. 熱防護系統熱真空模擬試驗技術[J]. 裝備環境工程, 2009(6): 64-68.

Research of Lightweight Thermal Protective Layer with Multilayer Composite Structure on the Pressure Vessel

Liu Jian-fang, Pang Hong-li, Pan Liang, Sun Hui-juan
(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

Pressure vessels on the rocket engine endure a long-time high dense heat environment while the rocket flying. It can lead to the reduction of safety level and reliability. Aiming at this problem, a research on a novel thermal protective layer used on the pressure vessel is carried out. The thermal protective layer is designed into a multi-layer composite structure and a new loosen low-dense fiber material is applied as the key part. Also, thermal analysis and hot test in vacuum condition are conducted. The results show that the new thermal protective layer could stand the long-time high dense heat flux and effectively protect the pressure vessel, hence greatly improve the reliability of pressure vessel and ensure the safety of flight.

Heat insulation; Multilayer composite structure; Flexible thermal protective layer; Pressure vessel

V435+.14

A

1004-7182(2017)01-0029-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170108

2016-03-01；

2016-11-15；數字出版時間：2017-01-04；數字出版網址：www.cnki.net

劉建芳（1980-），男，工程師，主要研究方向為低溫火箭發動機總體設計