航天器高溫熱密封設計方法及性能評價

王振峰，高 揚，徐曉亮，曹占偉，宮釔成，塵 軍

(空間物理重點實驗室，北京 100076)

0 引 言

航天器在大氣層內飛行時面臨氣動加熱，無論是再入彈頭、滑翔與巡航飛行器、載人飛船，其不同艙段間、窗口、控制面縫隙，均存在熱密封問題[1-2]。航天器的熱密封是一項極富挑戰性的課題。NASA 的 GRC 研究中心在上世紀 80 年代末到 90 年代初開始高溫熱密封結構研究，也是美國國家航空航天計劃的一部分。目前，利用現有試驗技術水平，可以通過高溫壓縮試驗、高溫磨損試驗以及常溫流動試驗對新型的密封設計進行評價[3]。傳統采用填隙式密封結構的熱密封措施[4]應用在航天飛機上，耐溫通常在1000 ℃以下，不能滿足更長時間更高溫度的使用需求。針對未來可重復使用/再入飛行器的控制面熱密封需求[5]，文獻[6-8]提出一種改進的熱密封材料，它采用較好回彈性的彈簧管和填充物來適應高溫環境，其在X-38飛行器上得到應用。另一類熱密封設計是在熱密封件后部(而不是在內部)安置彈簧實現預加載[9]，這種設計雖然提高了熱密封組合件的回彈性，但由于預加載彈簧暴露在高溫環境中，因此這種熱密封組合件的耐溫性能有所下降。還有一種雙纏繞熱密封材料，兩個或更多熱密封材料纏繞在一起形成性能更好的熱密封件。陶瓷片熱密封也被作為控制面密封材料，這種密封材料的泄漏率較纏繞類密封材料低一個數量級，它更適應類似陶瓷基復合材料控制面粗糙表面帶來的摩擦損傷環境[10-11]。依據飛行器應用，密封件在無主動冷卻措施下耐溫在1300 K～1500 K左右，低泄漏對應的壓差為2.6 kPa。密封材料必須承受氧環境，以及耐受在粗糙平面(約13.1 μm～14.6 μm)上的磨損[12]。熱密封設計是高超聲速飛行器所面臨的短板，目前國內外可查的專利和文章均較少，特別是分析評價方法匱乏。文獻[13]提出了采用耦合計算方法進行密封結構的傳熱傳質特性分析，但其復雜度難以應用到工程設計中。目前熱密封設計仍以經驗設計為主，缺乏有效的設計規范和分析方法指導。本文重點從基本原理、設計流程、關鍵要素、設計分析方法和試驗評價幾方面進行系統研究，旨在為航天器高溫熱密封設計及性能評價提供理論基礎與試驗數據支撐。

1 熱密封設計基本原理及流程

密封就是采用緊密接觸的手段，最大限度阻止內部氣體的泄漏或外部氣體的滲入。密封機理是利用密封材料的回彈特性通過螺栓、法蘭部件施加的壓力使其變形后將界面的間隙填充，以使兩個接觸面通過彈性材料處于緊密接觸狀態(如圖1、圖2所示)。

飛行器熱密封設計工作主要圍繞飛行器不同部位的連接縫隙開展，包括艙段間的縫隙，操作口蓋、天線窗口與艙體的縫隙，以及活動部件與艙體的縫隙等。飛行器熱密封設計流程見圖3。具體步驟如下：

a) 通過計算分析獲得飛行器不同連接部位(包括靜連接和動連接)的熱環境條件和初步力學環境條件；

b) 針對擬采取熱密封措施的連接縫隙位置，進行連接界面熱密封初步結構設計，確定實施熱密封的具體位置、熱密封件限位結構形式、尺寸、數量等；

c) 根據熱環境條件選擇對應耐溫等級、抗氧化性能的熱密封材料；

d) 依據連接部位結構形式及力學環境選擇對應彈性模量及回彈性的熱密封材料；

e) 對熱密封效果進行綜合評估，優化熱密封設計，形成滿足要求的熱密封設計方案。

2 熱密封關鍵要素

2.1 熱密封材料的主要性能

a)使用溫度：密封間隙由于輻射和對流加熱其溫度較高，且處于氧化氣氛中，因此熱密封材料必須能適應高溫氧化環境；

b)高溫回彈性：航天器再入過程中，加熱循環過程和控制翼面的運動將導致密封間隙發生相應的改變，具有良好回彈性的動密封結構能在高溫氧化環境中保持與密封面的良好接觸達到高溫密封效果；

c)氣密性：航天器再入過程中，速度極快，空氣被急劇壓縮，邊界層壓力大于密封結構內側壓力，壓力驅動熱氣流通過密封結構，設計應考慮密封結構在最大壓力條件下的熱氣流質量流率，并設計一個安全的值，防止熱氣流對密封結構內部的低溫部件加熱；

d)抗磨損：動密封結構在使用期間要承受循環摩擦載荷作用，抗磨損性能直接影響密封結構的熱密封性能。若密封結構耐磨損性能較差，密封結構短時間表面會發生磨損破壞，導致氣流率顯著增加，這樣其熱氣流阻隔性能將會明顯下降。

2.2 熱密封材料性能參數的定義

密封相關機械行業標準提供了一些密封材料性能參數的定義和測試方法。對于熱密封，部分參數的定義和測試方法同樣可以借鑒。為方便理解，本文也列舉了部分參數，如下：

a) 壓縮率、回彈率

壓縮率、回彈率是按照JB T 9141.4-1999規定的測試方法定義的，將熱密封件按一定載荷進行壓縮，記錄壓縮前后的厚度，表征熱密封件在受壓條件下的變形-載荷關系和補償變形的能力。分別按照式(1)和式(2)進行計算：

(1)

(2)

式中：C為壓縮率；R為回彈率；t0為初載下試樣厚度，單位mm；t1為終載下試樣厚度，單位mm；t2為卸至初載后試樣厚度，單位mm。

b) 熱失重率定義

熱失重率是按照JB T 9141.7-1999規定的測試方法定義的，對熱密封件在一定溫度下進行灼燒，記錄灼燒前后的重量，表征熱密封件在高溫條件下保持自身物理化學特性的穩定性的能力。按式(3)計算：

(3)

式中：Wt為t℃時熱失重率；G為灼燒前樣品重，單位g；G1為灼燒后樣品重，單位g。

c) 應力松弛率定義

應力松弛率是按照JB T7758.7-2008規定的測試方法定義的，對法蘭-螺栓壓緊的熱密封件進行熱處理，記錄熱處理前后螺栓的伸長量，作為表征熱密封件在熱循環過程中的應力松弛率。按式(4)計算：

(4)

式中：D0為熱處理前螺栓的伸長量，單位mm；

D1為熱處理并冷卻后螺栓的伸長量，單位mm。

3 熱密封關鍵性能參數測試實驗

熱密封關鍵性能參數包括熱物理性能、壓縮—回彈性能、氣密性、抗磨損性能等。對于熱物理性能，如導熱率、比熱等的測試方法，本文不再作詳細敘述，下面重點介紹其它性能的測試方法。

3.1 壓縮—回彈性能測試

回彈力主要由彈性元件提供，其使用性能受限于材料和結構形式。密封件回彈力用以保證密封結構與密封接觸面之間的良好接觸，此外回彈力的設計還應該考慮以下兩個方面：a)密封件回彈力導致的摩擦阻力不影響活動部件的作動；b)保證作動過程中摩擦力不破壞防熱組件或其表面的防熱涂層。圖4為高溫環境下的密封材料件典型試驗示意圖。

壓縮回彈試驗裝置可以提供高溫環境，進行不同溫度下熱密封件的壓縮率、回彈率測試，獲得不同類型彈性元件的壓縮回彈等性能，此外還可以獲得不同高溫環境中密封件的壓縮率-回彈率的關系曲線、疲勞破壞時間等對實際工程應用具有重要意義的性能數據。

3.2 氣密性測試

熱密封件的氣密性測試裝置通過測試熱氣流的通過量(也可以叫做泄漏量、滲透量)考察密封件的熱密封性能。圖5給出了密封件氣密性試驗示意圖，其中圖5 (a)為試驗原理圖，圖5 (b)為試驗件的組裝示意圖，圖5 (c)為實際試驗的橫截面示意圖。如圖5 (c)所示，在試驗中，只需要取一段實際密封材料進行相關測試，而不需要整圈均取實際密封材料，這已經被證明不會影響試驗結果，同時也可以有效地降低試驗成本。

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3.3 抗磨損性能測試

抗磨損性能試驗的重要目標是尋找在密封件最佳壓縮率情況下密封件的泄漏率與界面摩擦阻力間的平衡點。通過試驗觀測材料表面的破壞、缺失情況，測量摩擦阻力的變化情況，最終得到磨損情況、摩擦阻力等因素對密封件密封效果的影響程度。

圖6針對X-38飛行器研制的摩擦性能測試平臺。該平臺用于研究立尾和后緣舵之間熱密封件的摩擦磨損問題。利用固定裝置加裝防熱層模擬真實的立尾后緣面，利用搖臂并加裝密封件模擬后緣舵前緣密封面，通過搖臂往復運動模擬密封件反復受壓-釋放-受壓的過程，研究和檢驗密封材料在使用工況下的摩擦磨損特性。

圖7為國內針對石墨類密封圈的動密封綜合性能測試平臺，通過閥桿對石墨密封圈內圈的反復摩擦運動，測試在不同壓縮率、不同介質壓力和不同工作溫度下密封圈的抗摩擦磨損性能，同時可以獲得泄漏率和摩擦力等性能指標。

4 熱密封設計分析方法

通常熱密封設計從使用角度上關心熱密封件的安裝性、對周邊結構的影響，以及最核心的熱密封效果。因此，本文研究了熱密封設計的評估分析方法，主要包括熱密封方案的結構匹配性分析，以及熱密封性能分析兩類。

4.1 熱密封結構匹配性分析

結構匹配性分析面向熱密封結構，特別是包含基于彈性補償原理的熱密封件的熱密封結構。其目的是評估在設計的冷態安裝狀態和高溫使用條件下，熱密封件能否達到設計的預壓縮量，以及評估熱密封件對安裝結構帶來的附加應力水平。圖8為結構匹配性分析的流程，通過分析，獲取冷態安裝狀態下的評價指標，如預壓縮量和結構安裝應力，以及高溫使用條件下的評價指標，如工作壓縮量和結構使用應力水平等。

如圖9所示，以典型復合材料艙段對接框結構為例開展分析。初始狀態下，熱密封件保持原高度，螺栓處于松弛狀態。加載時，首先通過小位移建立端框與密封件的接觸；再通過施加的螺栓力計算安裝狀態下的結構應力和變形；最后施加力、熱載荷，模擬工作工況。

密封圈應力分布如圖10所示。安裝狀態下，按照現有的螺栓的分布和加載，在30 MPa的許用應力下，密封圈的整體受力均勻，密封面的載荷為6 MPa。在施加5×104Nm的彎矩后，密封圈的整體受力狀態幾乎沒有受到影響。在800 ℃熱工況作用后，密封圈的整體受力狀態呈現上升的分布趨勢，即在熱工況下密封圈可以保持壓緊的狀態。從應力變化曲線分布趨勢可以看到，密封圈在不同的載荷和外部條件下整體的受力趨勢沒有發生突變。

如圖11所示，端框在安裝狀態和彎矩施加狀態下的應力分布主體受力區間在70 MPa以下，在施加熱工況后，端框的端部(長直邊)處的受力區間躍升至180 MPa左右，仍能滿足材料強度要求。

如圖12所示，通過FUJI面壓紙(一種壓敏試紙)采集密封條表面應力水平，并通過設備掃描進行應力場的還原，得到一定擰緊力矩條件下的實測面壓，與計算結果對應較好。

4.2 熱密封性能評價流程

采用耦合計算方法開展熱密封性能計算分析。如果熱密封結構中包含熱密封件，應將熱密封件視為具有一定孔隙率、孔隙當量直徑和滲透率的多孔介質。在流體控制方程中，考慮熱密封件對縫隙滲流的阻隔和換熱作用，分別在動量方程和能量方程中添加相應源項再進行求解。分步開展松耦合迭代計算，獲取流、固計算域物理場。具體迭代過程為：

a) 確定流固耦合邊界溫度，以定壁溫條件計算流場，收斂后保存所得耦合邊界熱流值；

b) 將步驟a)中所得耦合邊界熱流作為固體溫度場邊界條件，執行固體溫度場計算，收斂后將保存耦合邊界溫度值；

c) 將步驟b)得到的耦合邊界溫度值作為流場邊界條件計算流場；

d) 重復步驟a)至c)，直到達到所要求的計算時間。

e) 提取耦合計算的結果，包括熱密封結構出口熱力學參數、內腔溫度、壓力，以及結構和設備壁面溫度(如果模型包含)，評價是否滿足熱密封指標要求。

5 電弧射流試驗評價

高超聲速導彈受彈筒包絡限制，采用折疊翼進行彈翼的收束，發射出筒后再展開彈翼。如圖13所示，內外翼折疊面間存在2 mm縫隙，需要對界面處進行熱密封設計，本文通過電弧射流試驗平臺對縫隙熱密封措施的有效性進行評估。

設計了平板形狀的試驗模型，包含鈦合金翼芯、樹脂基的防熱套、熱密封條，以及充當試驗件限位作用并用于模擬折疊翼鎖定銷的兩個小金屬柱。模型組成如圖14所示。

圖15為試驗設備和安裝方式。在試驗件表面通過紅外點溫儀進行溫度測量。金屬芯、定位銷以及背風面分別粘貼熱電偶。此外，在背風面試驗工裝與試驗件之間懸空布置一個熱電偶測量當地空氣溫度，并懸空布置一個壓力測點測量當地氣壓。所有接觸測量的熱電偶均在焊接或粘接后用耐溫膠布浸502膠覆蓋保護。

試驗狀態包括高低兩個狀態，高狀態表面熱流超過440 kW/m2，低狀態表面熱流超過200 kW/m2。針對有密封件和無密封件兩種情況分別開展了試驗，有密封件的試驗件完成了全程880 s試驗，無密封件的試驗件開展了兩次試驗，第一次進行了163 s，第二次進行了280 s。試驗過程如圖16所示。

比較有、無密封件兩種試驗件試驗后狀態可以發現，880 s試驗后有密封件的試驗件表面形態完好，熱密封件形貌完整，金屬最高溫度不到170 ℃，背面空氣溫度不足100 ℃。無密封件試驗件因為氣流快速灌入縫隙，在縫隙拐角處有約6 mm嚴重燒蝕，對接縫因嚴重加熱造成內部脫粘，280 s試驗，金屬最高溫度達到550 ℃，背面空氣溫度超過350 ℃。通過比較，表明折疊翼熱密封措施的有效性和必要性。圖17和圖18分別給出了有、無熱密封措施的試驗結果。

6 結束語

熱密封技術是關乎高超聲速飛行器熱設計成敗的關鍵，傳統設計方法大多基于經驗設計，目前在國內外文獻報道中也體現出熱密封設計缺少科學設計方法。本文通過熱密封機理研究、設計流程研究，獲得熱密封設計的系統解決方案，提出熱密封材料特性試驗方法以及熱密封性能分析方法，并通過電弧射流試驗對某型折疊翼熱密封結構進行試驗驗證。通過系統研究，獲得的熱密封科學設計方法可為航天器高溫熱密封設計提供重要支撐。