低氣壓環(huán)境火箭底部柔性防熱材料隔熱試驗研究

薛宇軒 何西波 胡由宏 尹曉峰 沈丹

低氣壓環(huán)境火箭底部柔性防熱材料隔熱試驗研究

薛宇軒1何西波1胡由宏1尹曉峰1沈丹2

（1 北京強度環(huán)境研究所，北京 100076；2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

文章針對飛行環(huán)境的壓力變化，采用低氣壓環(huán)境復合瞬態(tài)熱試驗系統(tǒng)，在常壓、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下模擬了火箭底部柔性防熱材料在飛行過程中的瞬態(tài)熱載荷。通過測試試件升溫狀態(tài)及表面燒蝕狀態(tài)，研究壓力環(huán)境對材料隔熱性能的影響。通過試驗結(jié)果對比分析，發(fā)現(xiàn)箭體底部柔性防熱材料的升溫幅度與燒蝕程度均隨環(huán)境壓力的下降而降低，20kPa、2kPa狀態(tài)下的燒蝕量分別為常壓狀態(tài)下的87%和56%。

低氣壓；柔性防熱材料；隔熱性能；試驗研究

0 引言

火箭發(fā)動機在多噴管并聯(lián)工作期間，由于多股射流同時噴出，射流邊界之間、射流與周圍大氣之間會產(chǎn)生相互碰撞進而形成激波，并使氣流在箭體底部和噴管之間的區(qū)域內(nèi)產(chǎn)生回流。大氣中的氧與渦輪燃氣在底部有可能復燃，引起底部加熱。在高空，射流在噴管出口處迅速擴散膨脹，形成熾熱的羽毛狀回流火焰（羽焰），更加劇了回流加熱。這些因素使得箭體底部形成極為復雜的熱載荷環(huán)境，以對流、輻射和復燃的方式對結(jié)構(gòu)進行加熱。其嚴重程度與飛行高度和速度、發(fā)動機燃氣參數(shù)、噴管形狀、噴管排列方式、噴管擺動方向以及底部結(jié)構(gòu)形狀有關，有時可使箭體底部表面溫度達800～1000oC，嚴重威脅結(jié)構(gòu)安全[1-3]。

為防止外界熱量對箭體尾段內(nèi)部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利影響進而危及飛行安全，必須對箭體底部回流和輻射加熱采取整體防護措施。針對底部多噴管并聯(lián)工作狀態(tài)，目前國內(nèi)外現(xiàn)役運載火箭多采用柔性防熱材料作為箭體底部熱防護結(jié)構(gòu)。在正式飛行狀態(tài)前，一般通過地面試驗考核材料防隔熱性能并驗證其熱防護設計有效性[3]。以石英燈加熱技術為代表的輻射加熱方法具有加熱能力強、加熱時間長、易于控制等特點，是熱試驗廣泛應用的加熱方法[4]。王振朋等采用石英燈輻射加熱方法，分別在650oC和900oC長時間恒定溫度條件下對比分析了不同結(jié)構(gòu)與組成的耐高溫柔性熱防護材料在常壓狀態(tài)下的隔熱性能[5]。王亞軍等采用熱真空試驗方案，得到了火箭二級飛行段尾艙用柔性防熱材料在恒定真空度、20kW/m2恒定熱流條件下內(nèi)、外表面的溫升，分析了不同材料（組合）的隔熱性能差異[6-7]。然而運載火箭在飛行過程中環(huán)境壓力不斷降低且熱載荷環(huán)境不斷變化，這對隔熱材料的防熱性能、燒蝕狀態(tài)均有不同程度的影響，單純在恒定壓力、恒定熱載荷狀態(tài)下通過地面熱試驗難以真實有效地評估結(jié)構(gòu)的防隔熱效果。

本文針對火箭在飛行過程中環(huán)境壓力不斷下降的真實情況，以某型號運載火箭底部柔性防熱材料平板試件作為試驗研究對象，通過低氣壓環(huán)境復合瞬態(tài)熱試驗系統(tǒng)分別在常壓、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下對試件施加瞬態(tài)時變飛行熱流條件，在不同壓力環(huán)境下模擬箭體底部的飛行熱載荷環(huán)境。通過測量試件升溫狀態(tài)，觀測試件表面著火冒煙燒蝕程度以及對比試驗前后試件重量、表面狀態(tài)變化，分析研究不同壓力環(huán)境對箭體底部柔性防熱材料隔熱性能的影響。

1 試件

本文所研究的火箭底部柔性防熱材料平板試件如圖1所示，試件由2種不同類型的柔性隔熱材料組成，由外向內(nèi)由4層共同疊合，各層疊合順序如下：4mm柔性隔熱氈+2層阻燃硅橡膠涂覆織物 +4mm柔性隔熱氈+1層阻燃硅橡膠涂覆織物。各層材料在四周邊緣位置統(tǒng)一縫制封邊構(gòu)成整體的柔性防隔熱結(jié)構(gòu)。試件尺寸規(guī)格為260mm× 260mm，四周分布12個直徑Φ10mm的通孔用以固定試件。其中，柔性隔熱氈為新型輕質(zhì)疏松纖維材料，相較于傳統(tǒng)SiO2基、Al2O3基的隔熱材料具有超低密度（密度0.005g/cm3，為傳統(tǒng)隔熱材料的1/40）、低熱導率（室溫熱導率0.01～0.05W/(m·K)，比傳統(tǒng)隔熱材料低1～2倍，絕熱系數(shù)是傳統(tǒng)隔熱材料的60～90倍、高韌性等優(yōu)勢[8-9]。阻燃硅橡膠涂覆織物用玻璃纖維布為載體，浸漬加入阻燃劑的甲基乙烯基硅橡膠，經(jīng)過加熱硫化后在硅橡膠玻璃纖維布表面繼續(xù)涂覆二甲基硅橡膠，再經(jīng)過室溫硫化制成，具有較好的耐燒蝕、防隔熱、阻燃等性能，并具備一定的柔性和強度[10]。

圖1 柔性隔熱材料試件

為了獲得柔性防熱材料在熱載荷作用下沿厚度方向的溫度分布并評估其隔熱性能，分別在試件由外向內(nèi)第二層隔熱氈的內(nèi)壁及試件內(nèi)表面粘貼溫度傳感器，測量試件不同位置的升溫狀態(tài)。

2 試驗方法

本試驗中的低氣壓環(huán)境復合瞬態(tài)熱試驗系統(tǒng)示意圖如圖2所示，由低氣壓環(huán)境試驗艙和瞬態(tài)熱試驗模擬系統(tǒng)共同構(gòu)成。通過5.0m直徑低氣壓環(huán)境試驗艙施加壓力載荷，5.0m直徑低氣壓環(huán)境試驗艙的標稱環(huán)境壓力范圍為10Pa～0.12MPa，低氣壓環(huán)境試驗艙如圖3所示。

圖2 低氣壓復合瞬態(tài)熱試驗系統(tǒng)示意圖

圖3 低氣壓環(huán)境試驗艙

在低氣壓環(huán)境試驗艙內(nèi)部配置石英燈瞬態(tài)輻射熱試驗模擬系統(tǒng)，采用石英燈紅外輻射加熱方式模擬柔性隔熱材料外表面遙測飛行過程中的熱載荷環(huán)境。石英燈輻射瞬態(tài)熱試驗模擬系統(tǒng)由石英燈輻射加熱設備、加熱功率隨動調(diào)節(jié)設備、表征結(jié)構(gòu)接吸熱量的測控傳感器、控制反饋采集設備、控制計算機等部分組成，與試驗件共同構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)。加熱過程中，通過測控傳感器實時采集試驗件表面的熱流密度或溫度，與對應時刻的程序設定值進行比較、運算，得到的偏差經(jīng)“數(shù)—模”變換后，輸給功率隨動調(diào)節(jié)設備，調(diào)節(jié)石英燈輻射加熱設備的輸出電功率，實現(xiàn)加熱自動控制并模擬飛行時序內(nèi)的熱載荷條件。輻射瞬態(tài)熱試驗加熱閉環(huán)控制示意圖見圖4。

圖5為柔性防熱材料試件瞬態(tài)輻射熱試驗裝置結(jié)構(gòu)示意圖。柔性防熱材料試件外表面與作為閉環(huán)反饋控制的熱流傳感器敏感面位于同一豎向平面內(nèi)，并且與石英燈陣平面保持平行。通過計算機自動控制系統(tǒng)對石英燈輻射加熱設備的輸出熱量進行瞬態(tài)實時控制，使試件外表面的到達熱流按照設定的飛行熱流歷程變化。柔性試件內(nèi)表面面向外界環(huán)境，通過輻射和自然對流方式向外界散熱。柔性試件四周展向平面安裝有由導熱系數(shù)較低的多孔輕質(zhì)陶瓷纖維材料制成的隔熱框架，以減小試件展向方向的熱傳導，確保試件沿厚度方向的一維導熱。

圖4 石英燈輻射瞬態(tài)熱試驗加熱閉環(huán)控制示意圖

圖5 石英燈輻射熱試驗裝置結(jié)構(gòu)示意圖

3 試驗研究及結(jié)果分析

3.1 試驗條件

分別在常壓、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下以熱流密度作為反饋控制物理量，對箭體底部柔性防熱材料試件在飛行過程中的熱載荷環(huán)境進行動態(tài)模擬，得到了三種不同壓力環(huán)境下，試件受熱面所在平面反饋控制傳感器的“控制熱流密度”和通過遙測飛行獲得的“設定熱流密度”的控制對比曲線如圖6。從圖中可知，在0.1MPa、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下模擬箭體底部飛行熱載荷環(huán)境的全過程中，柔性材料試件受熱面熱流密度控制曲線與設定熱流密度曲線整體吻合良好；在小熱流平臺段之前的第200秒時刻前后，由于石英燈瞬態(tài)輻射加熱設備自身的熱慣性，無法有效模擬熱流密度驟然下降。表1給出了0.1MPa、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下的“控制熱流密度峰值”與“設定熱流密度峰值”，可以看出在不同壓力環(huán)境下，瞬態(tài)熱試驗模擬飛行熱載荷環(huán)境時序的峰值相對誤差均小于1.0%，說明低氣壓環(huán)境復合瞬態(tài)熱試驗系統(tǒng)能夠獲得模擬動態(tài)飛行熱環(huán)境要求的精度。

表1 控制熱流密度峰值與設定熱流密度峰值

圖6 試驗瞬態(tài)熱載荷控制曲線

3.2 壓力對試件升溫狀態(tài)的影響

圖7給出了常壓、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下，箭體底部飛行熱載荷模擬過程中柔性防熱材料試件的實測升溫曲線；表2給出了三種壓力環(huán)境下整個試驗歷程中試件不同位置最高溫度實測數(shù)據(jù)對比。20kPa壓力環(huán)境下，試件第二層隔熱氈內(nèi)壁最高溫度相比于常壓環(huán)境下降11.4oC，試件內(nèi)表面最高溫度相比于常壓環(huán)境下降16.6oC；2kPa壓力環(huán)境下，試件第二層隔熱氈內(nèi)壁最高溫度相比于常壓環(huán)境下降34.0oC，試件內(nèi)表面最高溫度相比于常壓環(huán)境下降42.3oC。可以看出，隨著環(huán)境壓力的降低，柔性防熱材料試件沿厚度方向的升溫幅度明顯降低。

表2 三種壓力環(huán)境下試件不同位置的最高溫度

圖7 試件升溫狀態(tài)曲線

3.3 壓力對試件燒蝕狀態(tài)的影響

表3給出了三種壓力環(huán)境下不同時刻試件表面的燃燒冒煙情況。可以看出，在常壓、20kPa、2kPa三種壓力環(huán)境下，柔性材料試件表面燃燒冒煙情況差異較大。常壓環(huán)境由于對流作用明顯，試件表面燃燒充分且火焰光亮刺眼，燃燒產(chǎn)生的煙霧從石英燈陣與試件之間的空間豎直向上冒出并迅速擴散。20kPa環(huán)境下，試件表面仍然存在較為明顯的燃燒，但火焰亮度降低、范圍縮小。2kPa環(huán)境下，試件的燃燒亮度明顯降低，由于低氣壓環(huán)境下的對流作用急劇減弱，燃燒產(chǎn)生的煙霧外形光順而飄渺且不斷沉降，難以有效擴散。70秒之后，煙霧的聚集已經(jīng)明顯遮擋了攝像頭的可見范圍。

表3 三種壓力環(huán)境下試件表面燃燒/冒煙狀態(tài)

圖8 試件外表面燒蝕狀態(tài)

圖8給出了三種壓力環(huán)境下試驗結(jié)束后試件外表面的燒蝕狀態(tài)?？梢钥闯龀涵h(huán)境下，試件表面由于燒蝕劇烈導致邊角及部分中部區(qū)域出現(xiàn)明顯破損及剝落，外層隔熱氈表面由于白色燒蝕物的附著，形貌難以清晰辨識；20kPa環(huán)境下，外層隔熱氈僅在邊角位置出現(xiàn)燒蝕剝落；2kPa環(huán)境下，試件外表面形貌基本完好。表面狀態(tài)的差異說明環(huán)境壓力的降低對箭體底部柔性防熱材料燒蝕的緩解作用明顯。表4給出了三種壓力環(huán)境下用以定量表征燒蝕程度的試驗前后試件重量變化?？梢钥闯?，燒蝕減重量隨著環(huán)境壓力的降低而減小。20kPa環(huán)境下的燒蝕減重量為常壓環(huán)境的87.1%，2kPa環(huán)境下的燒蝕減重量為常壓環(huán)境的55.7%。

表4 三種壓力環(huán)境下試件重量對比（單位：g）

5 結(jié)論

對火箭底部柔性防熱材料在低氣壓瞬態(tài)飛行熱載荷環(huán)境下的隔熱性能及燒蝕狀態(tài)進行試驗研究，得到了柔性防熱材料在不同壓力環(huán)境下的隔熱效果及燒蝕變化情況等試驗數(shù)據(jù)，研究結(jié)果表明：1）箭體底部柔性防熱材料沿厚度方向的升溫隨環(huán)境壓力的降低而減弱。2）隨著環(huán)境壓力的下降，柔性防熱材料表面燃燒劇烈程度減弱，燒蝕物擴散條件變差。環(huán)境壓力的降低對箭體底部柔性防熱材料燒蝕的減緩作用明顯，20kPa狀態(tài)下的燒蝕量約為常壓狀態(tài)的87%，2kPa狀態(tài)下的燒蝕量約為常壓狀態(tài)的56%。3）伴隨飛行過程中環(huán)境壓力的持續(xù)變化，箭體底部柔性防熱結(jié)構(gòu)熱防護安全余量也相應變化，因此考慮飛行歷程環(huán)境壓力變化的運載火箭底部柔性材料防隔熱設計具有重要的工程應用價值和經(jīng)濟效益。

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Experimental Research of Thermal-Insulation Performance of Flexible Thermal Protection Material of Rocket in Low-Pressure Environment

XUE Yu-xuan1HE Xi-bo1HU You-hong1YIN Xiao-Feng1SHEN Dan2

（1 Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China; 2 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China）

In this paper, aimed at pressure-change during flight, by use of low pressure-environment composite transient thermal-experiment system, the transient thermal load of flexible thermal protection material used at the bottom of rocket was simulated under normal pressure, 20kPa and 2kPa respectively. The effect of environmental-pressure on material’s thermal-insulation performance was discussed by testing structure’s temperature rise and ablation property. The test results show that the temperature rise and degree of ablation of flexible thermal protection material used at the bottom of rocket are all decreasing with the drop of environmental-pressure and that the ablation amount at 20kPa pressure and 2kPa pressure is respectively 87% and 56% of ablation amount at normal pressure

Low-pressure; flexible thermal protection material; thermal-insulation performance; experimental research

V416.5

A

1006-3919(2021)02-0045-06

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.02.007

2020-08-12；

2020-12-15

薛宇軒（1989—），男，碩士，工程師，研究方向：結(jié)構(gòu)熱試驗技術；（100076）北京市9200信箱72分箱.