含相變材料熱防護結構一體化設計與試驗

曹晨宇，王睿星，邢曉冬，宋宏偉,黃晨光

(1. 哈爾濱工程大學機電工程學院，哈爾濱 150001；2. 中國科學院力學研究所流固耦合系統力學重點試驗室，北京 100190)

0 引 言

高超聲速飛行器在整個再入返回過程中空域跨度大、馬赫數高、氣動特性變化劇烈、熱環境惡劣，因此設計時除滿足常規的承載性能外，還需要考慮氣動外形、防熱等功能需求。目前，傳統的高超聲速飛行器結構系統采用冷、熱分開式的設計方案，其熱結構起到了對高溫熱流的隔離作用[1]，但其承載性能不足；冷結構起到承擔飛行器載荷的作用，但其隔熱能力差?？梢钥闯?，冷、熱結構僅實現了單一的承載或隔熱功能，結構效率低，不利于飛行器的精細化發展趨勢。隨著航空航天設計理念的不斷發展，熱防護結構正在向“隔熱/承載多功能一體化”方向發展。一體化熱防護結構(Integrated thermal protection system, ITPS)[2]將飛行器的承力結構與熱防護結構進行一體化設計，使得熱防護結構在防熱的同時還能夠擔任承力結構，這種設計可以很大程度上滿足飛行器輕量化的設計要求，并增加機身內部有效使用空間，極具發展潛力。

目前，已經發展出了多種ITPS結構形式，已有眾多文獻報道了針對其熱/力學性能[3]、各類優化方法[4]、制備技術[5]、不確定分析[6]等方面的詳細研究。各ITPS方案可分為兩類：(1) NASA提出的波紋隔熱夾芯方案[7]；(2) ESA提出的C/SiC隔熱夾芯方案[8]。波紋夾芯一體化熱防護結構突破了傳統的冷、熱分開設計思路，在承受氣動熱載的同時起到支撐結構的作用，使飛行器的有效容積大幅度增加[9]。加之波紋夾芯結構具有構型簡單、可設計性強等優點，該方案已成為一體化熱防護系統的主流方案。然而，波紋夾芯ITPS結構上、下面板間腹板材料的熱導率較高，與周圍隔熱材料存在不匹配性，這導致了熱短路現象的產生[10]。這降低了一體化熱防護結構的隔熱能力，造成了底板溫度過高，或使得一體化熱防護系統過于臃腫而降低了飛行器內部的有效空間。

針對波紋夾芯ITPS的熱短路現象國內外研究人員已經做了大量的設計工作，主要包括NASA Langley Research Center提出鏤空腹板加筋方案[11]，Material Research&Design團隊在腹板上增加減重孔的方案[12]，大連理工王琦等提出仿生ITPS方案[13]等。但是這些方案存在加工工藝不成熟或設計結構過于復雜的問題，并不適合工程實際應用。哈工大楊強等針對一體化熱防護系統的各方案采用模糊決策手段綜合考慮結構、設計、工藝、材料多方面因素進行了綜合效能評價，得出了原波紋夾心方案相對鏤空、減重孔等方案評價更優的結論[14]。

實際上，對于ITPS隔熱性能有較大影響的分別是ITPS結構的導熱能力和儲熱能力。針對熱橋現象，傳統優化方案都是從降低腹板附近的熱流傳導速率的角度出發再對其承載性能進行驗證。額外設計所帶來設計工藝復雜性和對腹板結構的影響[14]，與其隔熱/承載一體化的設計理念部分相悖。目前，儲熱技術按儲熱方式可分為三種：顯熱儲熱、潛熱儲熱以及化學反應儲熱[15]。顯熱儲熱依靠材料的熱容，化學反應儲熱依靠化學反應的能量變化，但化學反應較難控制，而潛熱儲熱依靠物質的相態變化，其潛熱熱容大、方便可控，是儲熱方式的最優方案。因此，將自溫控相變材料引入到一體化熱防護系統可為高超聲速飛行器多功能熱防護方案設計提供一種新思路。

本文利用相變材料(Phase change materials, PCM)相變潛熱大、比熱容高等優點，從提高ITPS儲熱能力角度出發，設計了一種含相變材料的ITPS結構(PCM-ITPS)。由于傳統相變材料在相變過程會發生固-液相態轉換，其材料密封問題一直限制著相變材料在熱防護系統中的應用，為此本文研制了一種新型含復合定形相變材料的ITPS結構。其中，復合定形相變材料以多孔材料為基體，通過多孔基體微觀結構的毛細作用吸附相變材料，解決了相變材料使用過程中的泄漏問題。在此基礎上，研制PCM-ITPS試件，對試件的可靠性及隔熱性能進行了試驗考量，證明了PCM-ITPS方案的可行性與優越性。在試驗驗證PCM-ITPS可行性后，本文根據某具體飛行器的再入段飛行環境，對PCM-ITPS進行了優化設計，優化后的PCM-ITPS結構滿足飛行器輕質化、高容積的設計要求。

1 PCM-ITPS結構方案設計

PCM-ITPS利用波紋夾芯結構內部的大量空間，填充包含復合相變材料和隔熱材料的新型隔熱夾芯，本文提出的PCM-ITPS具體方案如圖1所示。其中，隔熱材料和相變材料填充于上、下面板間，相變材料由于使用溫度相對較低，位于下面板處。

為對比研究PCM-ITPS的隔熱特性，本文分別建立了傳統ITPS模型與新型PCM-ITPS模型。其中，上下面板以及腹板承力結構采用金屬材料，傳統ITPS面板間填充氣凝膠隔熱材料[16]，而PCM-ITPS面板間填充氣凝膠和復合相變材料。各模型尺寸參數見表1；本文中各材料物性見表2，并考慮各參數會隨材料溫度產生變化，隔熱材料與相變材料質地較軟不能作為承力結構，故不考慮承載性能。

圖1 PCM-ITPS結構示意圖

填充相變材料為基于石蠟的復合相變材料，其相變溫度為Tm=70 ℃，相變潛熱Hq=189 600 J/kg。

表1 傳統ITPS和PCM-ITPS結構尺寸參數Table 1 Initial structure parameters of ITPS and PCM-ITPS (m)

表2 各材料物性參數Table 2 Material properties of all materials

2 PCM-ITPS隔熱性能研究

2.1 傳熱分析計算條件

在進行瞬態溫度場仿真分析時，分別在兩種ITPS結構的上面板施加壁面熱流以便模擬高超聲速飛行器在飛行過程中承受的氣動熱載[17]，熱流密度為50 kW/m2。計算模型取模型單胞對稱胞元。熱流加載700 s，為得出底板最高溫度進行了額外時長的計算。在計算中做出如下合理假設以簡化分析：

1)忽略不同材料接觸面的接觸熱阻；

2)下面板底部為絕熱邊界條件；

3)忽略隔熱層內部的對流換熱和熱輻射；

4)結構初始溫度與環境溫度設為20 ℃；

5)上面板外表面輻射發射率設為0.85。

實際上，邊界條件設為絕熱是相對保守的，因為熱防護系統底部通常是飛行器的艙室，在傳熱過程中可以視為一個巨大的熱沉。傳熱計算采用ABAQUS有限元軟件，網格類型為DC2D4，網格數量為13 700個。傳熱計算基于式(1)的二維傅里葉熱傳導控制方程，相變過程采用熱焓的數值計算方法，焓的控制方程為式(2)，在傳熱過程中將焓值與溫度對應，其溫度與焓值的具體關系式為式(3),三式共同建立起含相變反應的傳熱基本方程組。

(1)

式中:c為比熱容，T為溫度，t為時間，λr為熱導率。

(2)

(3)

復合定型相變材料存在強毛細作用與表面張力作用使得即使材料使用溫度高于相變材料的熔化溫度，它也能保持相同的固態形式不變且熱膨脹率較小,本文忽略其密度變化。相變材料與基體并沒有形成新的物質，但這種復合相變材料結合了傳統相變材料的高潛熱與基體材料較強的導熱這兩方面的特性。研究指出其相變潛熱取決于其所含的相變材料比例與種類，熱導率僅由基體的熱傳導能力決定，相變過程對復合材料的熱導率基本無影響[18]。相變材料只對潛熱和比熱容影響較大，但由于石蠟固液兩態比熱容相差較小，且基體一直為固態，研究曾實驗驗證復合體相變前后的比熱容變化不大[19]，本文假設相變反應前后的比熱容無突變。復合定型相變材料多次循環后仍有優秀的穩定性。

ITPS上面板為第二類邊界條件并考慮表面熱輻射效應，其邊界條件方程為：

(4)

式中:q為熱流密度，ε為發射率，Tw為壁面溫度，T0為環境溫度，σs為Stefan-Boltzmann常數，取為5.67×10-8W/(m2·K4)。

2.2 瞬態傳熱數值模擬結果

圖2給出了熱流加載700 s時溫度對比云圖，其左半部分為ITPS溫度云圖，右半部分為PCM-ITPS溫度云圖。圖中在ITPS中的腹板周圍其等溫線呈現下凸狀，說明了腹板的熱短路效應明顯，在PCM-ITPS中，添加相變材料后可以看出底面附近等溫線溫度更低且更為平緩，說明了相變材料對熱短路現象所引入的過量熱載具有改善吸收作用。

圖2 700 s時傳統ITPS和PCM-ITPS結構溫度對比云圖

圖3給出了ITPS和PCM-ITPS結構底面溫度變化歷程圖。通過對比可知，在加入相變材料后，底面溫度明顯降低，在熱流加載段，底面最高溫度由195 ℃下降到135 ℃，在無熱流加載段，底面最高溫度由270 ℃下降到185 ℃。此外，PCM-ITPS底面溫升速率也要明顯低于傳統ITPS，這也能說明PCM-ITPS的隔熱性能在整個飛行過程中均優于傳統ITPS結構。

圖3 傳統ITPS和PCM-ITPS底面溫度變化歷程曲線

圖4為PCM-ITPS結構內部不同位置點的溫度變化曲線，發現PCM-ITPS結構可吸收熱短路效應帶來的過量熱載。圖中可以看出，相變材料在70 ℃左右時相變材料發生相變反應其溫升曲線平緩，相變反應完成后相變材料與底板溫度趨于一致。

2.3 相變材料厚度對隔熱性能的影響

建立不同厚度相變材料的PCM-ITPS模型，厚度分別為3、5和7 mm。探究不同厚度相變材料對PCM-ITPS隔熱性能的影響規律。

圖5為不同相變材料厚度下PCM-ITPS底面溫度的對比圖。通過對比結果發現，隨著相變材料的厚度增加，PCM-ITPS結構的隔熱性能增強。另外，通過對比可知，厚度5 mm變化至7 mm的溫度下降值略低于從3 mm變化至5 mm的溫度下降值，其原因是增厚相變層后無法完全相變。在設計時應合理優化，發揮相變高儲能優點，以免浪費隔熱性能。

2.4 PCM-ITPS隔熱性能試驗驗證

為了檢驗PCM-ITPS的隔熱性能，本文設計了PCM-ITPS的隔熱性能試驗驗證方案。本試驗方案中以304奧氏體不銹鋼作為承載結構材料、復合氣凝膠隔熱氈作為隔熱材料，將膨脹石墨與相變材料進行混合制成復合定形相變材料，填充成PCM-ITPS試件，制備成型的試件見圖6。

隔熱性能試驗方案中采用YLS-2000型激光器作為熱源，其相比爐式加熱方式更符合熱防護系統單面受熱的實際情況，且激光器輸入熱流大小更易控制。利用FILR紅外熱像儀記錄試件底板的溫度響應。其試驗裝置示意圖見圖7。使用夾具的目的是為了固定試驗試件及防止激光泄出。在設計時為消除夾具熱沉效應的影響，在試件周圍以及底板與夾具接觸位置鋪設隔熱氈將附加熱沉的影響最小化。

圖7 試驗裝置示意圖

試驗中分別準備PCM-ITPS與ITPS兩組試件，在兩組試件頂板輻照相同時間與功率密度的激光，通過紅外熱像儀觀察其底板溫度歷程。在試驗中調節YLS-2000連續型激光器的功率密度為10 kW/m2，作用時間為180 s。在試驗完成激光熱源加載后，保持試件靜置16 min，最終將測得的兩組試件的底板溫度繪制成溫升曲線圖，其溫度響應曲線見圖8。

圖8 試驗測得各點處溫度變化曲線

通過下面板溫度響應曲線圖可以看出，PCM-ITPS的防隔熱性能明顯優于傳統ITPS結構。其中，其底板熱橋點P2處最高溫度由77.9 ℃下降至62.0 ℃，降幅達20.7%，且試驗測得的溫度與數值計算的溫度趨勢相同，這證明了傳熱模型與試驗的正確性，試驗驗證了其隔熱性能與設計方案的可靠性。

3 PCM-ITPS承載性能分析

ITPS兼具的承載性能會對其防隔熱效果存在制約，現針對PCM-ITPS的承載性能進行分析。

3.1 PCM-ITPS承載性能計算模型

高超聲速飛行器的熱防護系統在飛行過程會受到嚴酷氣動熱載，這導致PCM-ITPS結構由于熱不匹配性產生了應力集中與變形。在飛行器飛行過程中，飛行器表面過大的局部變形會導致其氣動熱載劇烈惡化，故應該對其變形進行約束。

在有限元仿真中，采用ABAQUS有限元軟件進行數值計算，其網格類型為C3D8R，網格數量為84 360個。在計算中根據實際條件確定邊界條件，是分析計算的關鍵所在，建立計算模型及網格劃分示意圖見圖9。高超聲速飛行器熱防護系統通常與艙室通過螺栓相連[7],其實際使用連接情況的示意圖附加在圖9中。計算模型為四分之一對稱模型，模型標紅的單胞部分為本論文中采用的四分之一計算模型。其中A、B、C、D分別為模型周圍四個面，由于A、B為實際邊界通常與艙壁相連，故限制A、B兩邊底板的Y方向的移動和X、Z方向的轉動，A、B面的頂板只限制其轉動。(以機械方式相連，故A、B兩邊的下面板Y方向被限制位移，A、B兩邊的上面板沒有機械連接，位移不受限制)。而C、D面為對稱邊界條件，限制C面底板與頂板X方向的移動，限制D面底板與頂板Z方向的移動。承載計算中使用的本構關系為式(5)。

圖9 計算模型邊界條件及網格劃分示意圖

(5)

式中:εx,εy,εz為熱應變,γxy,γyz,γzx為剪應變,u,v,z為位移分量；σx,σy,σz為熱應力,α為線膨脹系數,ΔT為兩時刻的溫度差,E為彈性模量,μ為泊松比(304不銹鋼μ=0.25)。

3.2 數值模擬結果

本文采取順序熱力計算的方法對PCM-ITPS結構進行分析，在整個計算時長中選取結構溫差最大時刻，此時由于溫度場分布的不均勻性，PCM-ITPS承力性能受溫度影響最大。

圖10為所給數值模擬出的Mises應力與位移云圖，從結構變形角度分析，計算結果合理可靠，PCM-ITPS結構頂板溫度高，材料的熱膨脹較大，而整個結構的底板被固定在機身結構上，導致位移主要發生在結構的厚度方向，由于下面板受到約束，最大Mises應力出現的位置在腹板的下邊緣處，最大位移出現在上面板，其最大Mises應力為250 MPa，其最大位移為0.99 mm。

圖10 有限元模擬的位移場與Mises應力結果圖

在針對一體化熱防護結構設計時，考慮到其使用條件，結構腹板的屈曲特征是該結構設計的考量方面之一。哈工大解維華等人針對此結構的屈曲特征進行了大量分析和試驗，得出了上下面板不會發生屈曲的結論，討論了腹板尺寸會影響其屈曲特征值的規律[5]，本文采用相同的研究方法對結構的屈曲特征值進行計算，故不在此贅述。

4 PCM-ITPS參數化建模分析與優化設計

當采用PCM-ITPS作為可重復使用發射式飛行器Reusable Launch Vehicles (RLV)的熱防護結構時，一般來說，PCM-ITPS厚度越大，隔熱能力越強；但另一方面，厚度加大帶來的結構質量增加既降低了飛行器的總體性能，又增大了飛行器的發射成本。在PCM-ITPS設計過程中應該同時考慮防隔熱與承載性能的要求，由于一體化熱防護系統的結構參數對防隔熱與承載性能存在相互影響，二者分開的設計理念并不能得出最優的設計方案。針對PCM-ITPS結構應統籌考慮各個設計變量，協調找到一個可行的解決方案。因此，對PCM-ITPS進行尺寸優化設計以獲取合適結構尺寸參數具有重要意義。

4.1 基于ABAQUS/Python的PCM-ITPS有限元模型

對PCM-ITPS進行設計時，由于其涉及傳熱及承載兩方面內容，需要對大量不同設計尺寸建立模型和分析，此時采用參數化建模的手段可實現PCM-ITPS自動優化設計的功能。本文基于Python語言實現PCM-ITPS隔熱/承載的參數化建模分析。優化以PCM-ITPS的性能需求為約束條件進行結構的輕量化設計，需滿足的約束條件包括以下幾方面。

1)高超聲速飛行器熱防護系統一般要求底面最高溫度不超過150 ℃以保證艙內設備安全；

2)要求相變材料的最高溫度小于相變材料的最高使用溫度以保證相變材料不發生分解；

3)結構最大Mises應力小于極限值156 MPa(安全系數取為2)；

4)結構最大位移小于極限值3 mm[7]；

5)結構腹板屈曲特征值大于1.25[7]。

基于此，PCM-ITPS優化模型的數學表達式為：

(6)

式中：H為胞元厚度，h為相變層厚度，tf為腹板寬度，ht為頂板厚度，hb為底板厚度，θ為腹板角度，M為胞元質量，Tb為底面最高溫度，Tx為相變層最高溫度，λq為屈曲特征值，max代表最大值，min代表最小值。ITPS優化參數中無h、Tx。

4.2 基于多島遺傳算法(MIGA)的PCM-ITPS結構優化設計

為實現PCM-ITPS的高效優化設計，引入多島遺傳算法(Multi-Island Genetic Algorithm, MIGA)對優化模型進行求解，進行遺傳操作[20]?；贛IGA的PCM-ITPS優化設計具體流程如圖11所示。

圖11 基于MIGA算法的PCM-ITPS優化設計流程圖

本文將設計流程、優化算法等組織到統一的框架中，自動運行仿真軟件，完成“分析—優化”整個流程，使整個設計流程實現全數字化和全自動化。PCM-ITPS的具體優化流程如下：

1)從Python前處理腳本文件中提取設計參數并輸出；

2)從Python后處理腳本生成的響應結果文件中讀取出PCM-ITPS單胞質量及設計響應值等信息并輸出；

3)選取MIGA優化算法進行迭代計算，通過多次迭代直到得到滿足約束條件下目標函數的最優解，從而設計出滿足隔熱與承載要求的輕質PCM-ITPS結構。

4.3 考慮RLV再入段環境的PCM-ITPS結構優化設計

根據文獻[7]給出的RLV再入段熱環境進行PCM-ITPS優化設計。取飛行器x=827 inches位置處的熱流為輸入熱載，其熱流密度變化歷程見圖12，2175 s后RLV飛行器降落地面。

圖12 飛行器再入段飛行器熱流密度變化歷程曲線[7]

PCM-ITPS設計變量取值及范圍見表3；該模型承力結構采用Ti-6Al-4V，μ=0.31，材料性質見表2。

表3 設計變量初始值與取值范圍Table 3 Initial value and range of design variables (mm)

4.4 RLV再入段PCM-ITPS優化結果分析

圖13為可行解優化歷程圖，PCM-ITPS具有多個設計變量，在迭代一定次數后模型波動減小，模型靠近使得目標最小化的區域，最終求出最優解。

圖13 PCM-ITPS與ITPS結構優化歷程圖

通過比較，可發現優化后的PCM-ITPS結構相比ITPS結構質量和厚度分別下降了23.35%和20.83%?？梢钥闯鰝鹘yITPS在優化后其承重性能接近約束范圍但其底板最高溫度并未趨近于其上限值，這也驗證了傳統一體化熱防護系統在設計過程中防熱能力與承載性能相互制約的設計矛盾。而PCM-ITPS的Mises應力相對較小，其材料的隔熱性能得到充分利用，證明了PCM-ITPS在隔熱/承載功能的一體化優勢。值得注意的是，相變材料雖不承力，但對其承力結構的優化結果產生了較大影響。

表4 不同模型優化結果Table 4 Optimization results for different models

這是由于PCM-ITPS結構中含有相變材料，可以增強結構的儲熱能力，從而提升PCM-ITPS結構的隔熱效果?？梢钥闯?，PCM-ITPS結構從減重和增加飛行器有效空間方面都要優于傳統ITPS結構。

5 結 論

本文設計了一種新型PCM-ITPS結構，通過數值計算分析了PCM-ITPS隔熱與承載特性，探討了設計參數對底面最高溫度的影響規律，并對PCM-ITPS這一方案進行了試件制備與試驗驗證；在此基礎上，根據具體飛行環境對PCM-ITPS進行全局優化設計，為這一新型ITPS方案的應用提供理論支撐。設計及試驗過程中總結出的主要規律包括：

1) 填充相變材料將提升ITPS隔熱性能，并能有效地吸收由腹板結構產生熱短路效應所帶來的過量熱載。

2) PCM-ITPS結構中，結構的各個設計變量與其隔熱、承載性能密切相關，而其隔熱與承載性能往往相互制約，故針對PCM-ITPS搭建一套根據具體環境自動迭代的優化設計流程，這不僅是熱防護系統隔熱與承載功能的一體化，也是其設計理念一體化的體現。

綜上所述，本文提出的PCM-ITPS結構相比于傳統ITPS結構具有更加優異的性能。該一體化熱防護結構實現了熱防護系統輕質、高容積率、多功能、可重復使用的設計趨勢，適用于飛行器大面積熱防護，具有一定理論與工程價值。