飛行器隔熱瓦1200℃性能測試中接觸熱阻影響仿真與驗證

夏吝時，楊海龍，那偉，楊凱威，孫波，石寶麗

飛行器隔熱瓦1200℃性能測試中接觸熱阻影響仿真與驗證

夏吝時1，楊海龍2，那偉1，楊凱威1，孫波1，石寶麗1

（1.北京航天長征飛行器研究所，防隔熱實驗中心，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所 先進功能復合材料技術重點實驗室，北京 100076）

建立統一的飛行器隔熱材料性能測試標準。利用數值方法對飛行器隔熱瓦1 200 ℃熱環境性能測試中的傳熱模型進行計算。設計3種不同熱導率和表面粗糙度的絕熱材料隔熱性能對比試驗。在考慮接觸面間凹凸點完全接觸導熱、接觸間隙介質導熱和相鄰界面輻射傳熱聯合作用時，能夠獲得與實測數據基本一致的計算結果。試驗證明，接觸熱阻是導致實測數據與理想傳熱結果相悖的主要原因。獲得了接觸熱阻條件下熱擴散系數隨傳熱過程的變化關系，定量得到了相同測試條件下給定的3種不同熱導率與粗糙度底部絕熱材料對隔熱性能測試結果的影響。測試結果存在較大偏差的主要原因是表面粗糙度所致，兩接觸面在高溫條件下更有利于熱流傳播。研究結果可為飛行器熱防護系統設計與性能考核試驗方案的確定提供重要參考依據。

接觸熱阻；隔熱材料；試驗測試；傳熱過程；數值模擬；陶瓷隔熱瓦

在大國競爭背景下，全球都將高超聲速飛行技術視為現代化高端軍事能力建設的核心。隨著飛行距離和飛行速度的不斷增加，飛行器所處服役環境越來越惡劣，氣動加熱導致的高溫效應使得飛行器局部熱環境長時間超過1 000 ℃，因此安全可靠的熱防護系統是保證其生存能力和戰術目標實現的有效途徑[1-3]。隔熱瓦區別于熱解燒蝕防熱材料[4]，在美國X系列飛行器上的應用已顯示出了優異的隔熱性能和可重復使用性[5-6]。NASA及其研究中心一直開展對現有隔熱瓦的性能改進研究，國內航天材料及工藝研究所、北京航空航天大學、國防科技大學、山東工業陶瓷研究設計院、解放軍后勤工程學院等科研院所也在開展新型高效隔熱瓦的研究[7-10]。在隔熱瓦性能不斷提高、工藝不斷改進、成本逐步降低的過程中，對產品性能測試的準確性也提出了更高要求。由于目前國內外對飛行器用高性能隔熱瓦沒有統一的測試方法和標準，使得在相同測試熱環境下的同一測試件溫升響應過程及末時刻背溫會受到邊界條件的影響，導致測試結果產生較大相對誤差。在不統一測試條件的情況下，將嚴重影響測試結果的可信性和可比性[11]。

在對大量可重復使用飛行器隔熱瓦1 200 ℃熱環境長時間隔熱性能測試數據統計后發現，同一測試件在相同試驗條件、不同底部絕熱材料邊界下，測試結果存在較大差異。為定量對比測試結果間差異，利用數值方法對飛行器隔熱瓦熱環境測試中的傳熱模型進行了計算，得到了接觸熱阻條件下熱擴散系數隨傳熱過程的變化關系。設計了底部絕熱材料分別為納米隔熱材料[12]（納米級骨架SiO2氣凝膠隔熱瓦）、剛性隔熱瓦和柔性隔熱氈（柔性多晶氧化鋁纖維隔熱氈）的3 000 s長程比對試驗，驗證了計算結果的準確性和合理性。實測三者間的最大相對偏差達到22.92%，該偏差是由底部隔熱材料熱導率、比熱容等參數和表面粗糙度共同作用的結果，其中底部絕熱材料表面粗糙度的影響較材料物性參數更大，證明接觸熱阻是導致實測數據與理想傳熱結果相悖的主要原因。

國內外眾多學者已對接觸熱阻進行了廣泛的理論和試驗研究，理論上有彈性G-W、低載荷BGT、表面粗糙度ASPERSIM等接觸熱阻預測模型，試驗上也可通過接觸/非接式、瞬態/穩態等方法對其進行測量，還可通過數值建模進行分析研究[13-17]。由于理論模型中大量參數需由試驗結果統計確定，試驗和數值建模過程需對大量數據進行測量和修正，在實際工程應用中具有較大難度，因此本文僅對接觸熱阻在飛行器地面熱環境試驗中產生的影響進行分析與驗證，以期對飛行器熱防護系統地面試驗標準的建立提供參考依據。

1 模型與材料

1.1 計算模型

接觸熱阻是由于機械加工精度限制導致2固體接觸面間離散接觸，接觸間隙引起的熱流線收縮產生的附加阻力。微觀上，2固體表面間相互接觸時因粗糙度而產生的接觸熱阻將阻礙熱流傳播[18]。傳熱模型結構如圖1所示。由于測試件質量較輕，因此與底部絕熱邊界接觸時的相互作用力較小而未發生完全接觸，在未完全接觸的部分會形成接觸間隙，間隙中充滿空氣或其他介質而產生附加熱阻[19]。熱量在接觸界面間凹凸點完全接觸的部分通過熱傳導傳遞，在接觸間隙通過熱輻射和空氣熱傳導共同傳遞，如圖2所示。

圖1 傳熱模型結構

圖2 接觸面傳熱

由于接觸面間附加接觸熱阻改變了測試件和絕熱邊界間的實際熱導率[20-22]，因此在已知測試件熱導率1的前提下，將接觸間隙空氣熱導率2和絕熱材料熱導率3疊加得到接觸面當量熱導率s，由式（1）表示。多層材料當量熱導率由測試件熱導率1和接觸面當量熱導率s組成[23]。材料物性參數[24-26]見表1。

在無內熱源的傳熱過程中，材料內部熱傳導控制方程為：

接觸面間輻射換熱由能量傳遞求解方法建立各表面間的輻射換熱關系，微觀接觸間隙測試件下表面與絕熱邊界上表面間的輻射角系數為：

根據角系數的互換關系可知：

則測試件下表面向絕熱邊界上表面傳遞的輻射熱為：

式中：為面積，m2；為2個非接觸面間的距離，m；為平面法向量與直線距離間夾角。

根據材料熱物性參數，可獲得不同底部絕熱邊界時的熱擴散系數：

表1 材料物性參數

Tab.1 Physical parameters of materials

1.2 材料表面狀態

各材料表面狀態和電鏡照片如圖3所示。測試件和納米隔熱材料表面的玻璃布與剛性隔熱瓦表面狀態均相對平整，剛性隔熱瓦顯微結構更致密緊湊。柔性隔熱氈表面狀態凹凸不平，顯微結構疏松膨脹。

圖3 各材料表面狀態和電鏡照片照片

2 對比試驗與結果

2.1 試驗方案

使用石英燈陣對3件外尺寸均為300 mm× 300 mm×40 mm（長×寬×厚）的某飛行器隔熱瓦上表面進行500 s升至1200 ℃、保持2 500 s的熱環境加載試驗[27]。試驗全程測試其下表面在3種不同絕熱邊界材料時的溫升響應歷程，試驗項目見表2。測試過程中，在測試件上表面無縫放置一個300 mm× 300 mm×5 mm的高導熱均熱板，測試件周向套有厚度40 mm的剛性隔熱瓦做絕熱保護，避免多余熱量從側面傳入。

表2 試驗方案

Tab.2 Test scheme

2.2 試驗結果

1 200 ℃熱環境加載曲線如圖4所示。多次試驗過程中，上表面溫度控制效果穩定，試驗開始后第500 s時，熱面溫度達到1 200 ℃，超調后逐漸進入(1 200±1) ℃的穩定狀態。試驗系統工作穩定，滿足對比試驗要求。試驗過程中，測試件未發生整體結構變形，說明隔熱瓦內部在較大溫度梯度作用下能夠消除自身熱應力的影響，不存在宏觀上的尺寸變化。試驗中無明顯粉塵揮發或冒煙放氣現象發生，測試件試驗后質量較試驗前平均減少1.745 g，應為隔熱瓦內部纖維孔隙吸潮后水分散失所致。試驗末時刻，測試件下表面溫度測量值見表3。單次試驗中，柔性隔熱氈絕熱邊界下表面溫度相對剛性隔熱瓦的最大相對偏差為22.92%，3次試驗的平均最大相對偏差為21.27%。測試結果存在較大偏差的原因是底部絕熱材料熱導率、比熱容等物性參數和表面粗糙度共同作用的結果，其中表面粗糙度對介質傳熱和輻射傳熱過程起到了更為直接和重要的影響。其中最大相對偏差由式（7）計算得到。

各測試件不同底部邊界條件時的下表面溫度時間歷程測試數據如圖5所示。底部邊界為柔性隔熱氈時的末時刻背溫最高，納米隔熱材料次之，剛性隔熱瓦最低。在不存在表面粗糙度的理想狀態下，應為納米隔熱材料底部邊界時的末時刻背溫最高，柔性隔熱氈底部邊界時的末時刻背溫最低。結合表1所列物性參數，高溫熱導率最低的納米隔熱材料做底部絕熱邊界時的下表面溫度均低于高溫熱導率最高的柔性隔熱氈，有悖于理想的理論傳熱過程，說明分體結構間的接觸熱阻是導致實際傳熱過程與理論情況發生偏差的主要原因。

圖5 熱環境1 200 ℃下不同底部邊界條件時下表面溫度時間歷程測試數據

3個測試件在相同底部絕熱邊界材料時的下表面溫度時間歷程測試數據如圖6所示。可以看出，同類測試件在相同底部絕熱條件時的下表面末時刻溫度基本一致，柔性隔熱氈、剛性隔熱瓦和納米隔熱材料時各自最大相對偏差分別為1.45%、2.31%、1.94%。剛性隔熱瓦和納米隔熱材料條件下的溫升歷程較柔性隔熱氈更平穩，傳熱過程中下表面溫度隨時間推移的相對誤差更小。剛性隔熱瓦和納米隔熱材料作為底部絕熱材料時，3#測試件的下表面溫度均高于1#、2#測試件，說明材料隔熱性能相對一致，符合材料間自身性能差異造成的測試影響。在多次重復測試中，測試件具有較好的可重復使用性[28-30]，測試系統多次測量過程中穩定性較好。柔性隔熱氈作為底部絕熱材料時，下表面溫度并未體現出該規律，這是由于3次試驗時柔性隔熱氈表面平整度差異較大導致。

圖6 熱環境1 200 ℃下相同底部邊界條件時下表面溫度時間歷程測試數據

3 結果與討論

1 200 ℃熱環境計算結果如圖7所示。圖7a為理想條件下的理論計算結果，測試件下表面末時刻溫度高低與各材料高溫熱導率大小呈負相關，說明僅考慮測試件熱導率1和絕熱邊界熱導率3時的計算結果與理論情況相一致，符合預期。圖7b為考慮接觸熱阻條件下的計算結果，測試件下表面溫度響應過程和末時刻溫度均與理想計算值有較大差別，說明由2固體接觸面間各自表面粗糙度造成的接觸熱阻是真實存在的，采用以接觸間隙空氣熱導率2和絕熱材料熱導率3疊加方式表征的接觸面當量熱導率s方法，可用于實際傳熱過程計算。

圖7 熱環境1 200 ℃下表面溫度計算值

3種不同絕熱材料作為底部邊界條件時，測試件下表面溫度的計算和實測結果對比如圖8所示。當考慮接觸面間附加熱阻時，計算結果與實測值基本吻合，驗證了計算結果的可信性與合理性。進一步說明了接觸熱阻在熱量傳遞過程中改變了傳熱結構總熱阻，使得底部絕熱邊界和測試件間的當量熱導率比理想情況有所減小。實際測試結果和理論計算結果相比較，反映出測試件和絕熱邊界間接觸熱阻在納米隔熱材料底部邊界時的影響最大，剛性隔熱瓦次之，柔性隔熱氈時最小。其主要原因是接觸面當量熱導率中底部絕熱材料熱導率隨溫度升高過程的增量不同導致，其中納米隔熱材料高溫熱導率變化最小。

圖8 3種不同絕熱材料作為底部邊界條件時測試件下表面溫度的計算和實測結果

由圖9可以看出，1 200 ℃熱環境下各底部絕熱邊界的熱擴散率隨傳熱過程的延續而減小，主要原因是在總加熱量較大的情況下，底部絕熱材料與測試件接觸區域迅速接近熱平衡狀態，熱量傳導受阻所致。隨著熱量持續向測試件下表面傳遞，底部絕熱材料熱導率逐漸升高，最終達到平衡狀態。其中，柔性隔熱氈底部邊界熱擴散率降低幅度大于剛性隔熱瓦和納米隔熱材料，納米隔熱材料變化速率最小，這與各材料高溫熱導率增幅規律相同，與增長趨勢相反。

圖9 1 200 ℃熱環境下各底部絕熱邊界的熱擴散率

4 結論

高溫測試狀態下，接觸熱阻存在時更有利于熱流傳播。一方面，高溫環境導致測試件和底部絕熱材料本身熱脹后增大了接觸面積；另一方面，測試件和底部絕熱材料的熱導率隨溫度的增加而增大，同時高溫下接觸面間的熱輻射效應隨接觸界面間溫度的升高而增大，更有利于界面間的熱量傳遞。在對試驗模型進行傳熱計算過程中，考慮接觸面間附加熱阻時的計算結果與實測值基本吻合，驗證了測試結果的可信性與合理性。其中接觸熱阻主要由底部絕熱材料表面粗糙度引起。

飛行器熱防護系統設計人員應盡可能參考真實隔熱結構條件下的測試數據，盡量避免因絕熱邊界條件不同造成的地面試驗結果與真實使用條件不一致產生的設計冗余或欠缺。材料生產和試驗單位在對產品進行篩選或考核測試時，應對測試過程中測試件底部邊界條件予以關注，建立統一的試驗標準以保證測試結果的可信性和可比性。本文僅對1 200 ℃熱環境下無附加界面應力條件時，隔熱瓦產品地面性能測試中不同底部絕熱材料接觸熱阻對測試結果的影響進行了研究。在工程應用中，還應考慮實際使用環境時接觸應力對接觸熱阻的影響。

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Simulation and Verification of Effects of Contact Thermal Resistance on Performance Test of Aircraft Thermal Insulation Tile at 1 200 ℃

XIA Lin-shi1, YANG Hai-long2, NA Wei1, YANG Kai-wei1, SUN Bo1, SHI Bao-li1

(1. Thermal Protection Experimental Center, Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing 100076, China; 2. National Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Functional Composites Technology, Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China)

The work aims to establish a unified performance test standard for aircraft insulation materials. The heat transfer model of aircraft insulation tile in thermal environment performance test at 1 200 ℃ was calculated by the numerical method. A comparative test of thermal insulation performance of three kinds of thermal insulation materials with different thermal conductivity and surface roughness was designed. The calculated results were basically consistent with the measured data when the combined effects of complete contact heat conduction between the concave and convex points, heat conduction of the contact gap medium and radiation heat transfer of the adjacent interface were considered. It was proved that the contact thermal resistance was the main reason for the inconsistency between the measured data and the ideal heat transfer results. The relationship between thermal diffusivity and heat transfer process under the condition of contact thermal resistance was obtained, and the effect of three different thermal conductivity and roughness bottom insulation materials on thermal insulation performance was quantitatively obtained under the same test conditions. It is concluded that the main reason for the large deviation of test results is the surface roughness. The two contact surfaces are more favorable for heat flux propagation at high temperature. The research results can provide an important reference for the design of aircraft thermal protection system and the determination of performance test scheme.

contact thermal resistance;insulation materials; experimenttest; heat transfer process; numerical simulation; ceramic insulation tile

2022-04-20；

2022-06-17

XIA Lin-shi (1984-), Male, Master.

夏吝時, 楊海龍, 那偉, 等. 飛行器隔熱瓦1 200 ℃性能測試中接觸熱阻影響仿真與驗證[J]. 裝備環境工程, 2023, 20(2): 042-049.

V416.5

A

1672-9242(2023)02-0042-08

10.7643/ issn.1672-9242.2023.02.006

2022–04–20；

2022–06–17

夏吝時（1984—），男，碩士。

XIA Lin-shi, YANG Hai-long, NA Wei, et al.Simulation and Verification of Effects of Contact Thermal Resistance on Performance Test of Aircraft Thermal Insulation Tile at 1 200 ℃[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(2): 042-049.

責任編輯：劉世忠