飞行器的热防护.pptPPT资料.pptx

1、内部结构为K-镍合金，蒙皮为不锈钢;理论和试验研究促进了高速飞机所需技术发展，可压缩流 动、热结构和材料等方面的研究蓬勃开展。,Bell X-2,1.飞行器的热现象1.1 飞机的高速飞行,一、飞行器热问题,6/14/2019,5,1.飞行器的热现象1.1 飞机的高速飞行1952年6月，NACA提出飞行高度1215里、速度为410马 赫的有人或无人飞行器研究计划；1954年，NACA的兰利实验室（现在的NASA兰利研究中心）形成了以John Becker为主席的高超声速研究团队；前所未有的气动加热和高温结构问题，以至于他们认为这 是高超声速飞行的障碍；NASA发展了一个与X-15最终的实际结构相

2、似的设计。,一、飞行器热问题,19591968年间，X-15共完成了199次飞行任务；迄今为止，X-15是唯一的能够在大气层内100,000英尺高度 以上，以5M速度飞行的有人飞行器；,X-15 机身表面温度分布（括弧内的数字为以6M飞行时的实测 温度,无括弧的数字为以8M飞行时的实测 温度）,说明：1英尺=0.3048米,1.飞行器的热现象1.1 飞机的高速飞行厚蒙皮（热沉式防热）;受气动加热的表面采用InconelX（镍合金）制造;不受高温作用的内部结构采用钛制造;蒙皮的最大设计温度为 1200F;,6/14/2019,6,一、飞行器热问题,航天飞机外表面温度分 布,1.飞行器的热现象1.

3、2 航天飞机满足20世纪60年代轨道空间站后勤服务的需求；轨道器基本上是常规的蒙皮-骨架结构;防热系统（TPS）的设计要求结构的温度低于350F；,6/14/2019,7,一、飞行器热问题,1.飞行器的热现象1.3 空天飞机1986年2月，里根宣布要开展国家空天飞机计划（NASP）；Robert L.Williams，计划目标：“发展，然后在一个实验飞行器（X-30）上证明一 些必要的技术，使得国家可 以发展能够在大气层内持续 高超声速飞行或作为航天发 射器将有效载荷送入轨道的 军民两用飞行器。”NASP在88,000英尺高空以8马赫速度持续飞行时表面平衡温 度,6/14/2019,8,一、飞

4、行器热问题,环境加热率,太阳热流地球发射的辐射地球反射的辐射（反照）,卫 星,地 球,太 阳,自身携带热源能源系统、电子设备、散热系统（与卫星的具体设计密切相关）,1.4 在轨飞行器1.4.1 加热效 环应境热源太阳、地球,阴影效应,6/14/2019,9,1.飞行器的热现象加热效应,一、飞行器热问题,6/14/2019,10,在轨热源及几何关系,表面上单位面积的加热率是入射 热流的大小、表面相对入射热流 的方位和表面吸收率的函数；,表面吸收率是波长的函数，需要区分来自太阳辐射的吸收 率和来自地球辐射的吸收率；,应,1.飞行器的热现象1.4 在轨飞行器1.4.1 加热效考虑地球轨道上的一个面受

5、到来 自太阳和地球辐射的加热；,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系,：太阳热流向量与表面法线的夹 角,6/14/2019,11,1.飞行器的热现象1.4 在轨飞行器1.4.1 加热效 太应阳辐射地球轨道的太阳热流大约为 1350W/m2，一个表面接收到的太 阳加热可表示为,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系,：视角因素（也称为形状因素或构型因素），表示离开地球的总辐射能量到达平面的比例,1.飞行器的热现象1.4 在轨飞行器1.4.1 加热效地应球发射的辐射地球发射的辐射可以通过假 设地球为温度Te=289K的黑体在辐 射来近似,6/14/2019,12,一、飞行器热问题,在轨热源及几何关系

6、,地球发射的辐射可以通过假 设地球为温度Te=289K的黑体在辐 射来近似,：太阳反照率定义为到达地球表面的太阳辐射能量被反射回到太空的比例,应,6/14/2019,13,1.飞行器的热现象1.4 在轨飞行器1.4.1 加热效地球反射的辐射（反照）,一、飞行器热问题,6/14/2019,14,表1 典型轨道加热率,1.飞行器的热现象1.4 在轨飞行器1.4.1 加热效 总应加热总加热为太阳加热、地球发射辐射加热和反照加热之和，即：,一、飞行器热问题,6/14/2019,15,1.飞行器的热现象1.5 再入弹头弹头再入大气层时，由于再入飞行速度大，往往高达十 几个马赫数，并且又处于稠密大气层中，

7、弹头周围的空气受 到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，气流的大部分动能转化为 热能，导致空气温度急剧升高，此高温气体与弹头表面之间 产生了巨大温差，部分热能迅速向弹头表面传递，促使弹头 表面的温度急剧升高。,一、飞行器热问题,弹头外形,1.飞行器的热现象1.5 再入弹头文献6中给出了一个弹道导弹弹头再入大气层的热流计 算和温度场计算的实例，弹头外形如图所示。,6/14/2019,16,一、飞行器热问题,6/14/2019,17,驻点热流随再入时间变 化,1.飞行器的热现象1.5 再入弹头如图所示为驻点热流随 时间变化规律，从图上 可以看出，热流大小的 形状近似为抛物线，在 再入时刻30秒左右出现 峰

8、值点，高达5107W/m2。,一、飞行器热问题,6/14/2019,18,驻点温度随再入时间变 化,1.飞行器的热现象1.5 再入弹头如图所示为驻点温度随时 间的变化曲线，在整个的 再入过程中驻点的温度最 高达到7500K左右，可见 驻点受热最为严重。,一、飞行器热问题,2.热现象的影响 材料的熔点有限铝及合金、镁及合金、钛及合金和钢等金属材料是飞行 器的常用材料，这些材料都具有一定的熔点。尤其是铝及合金和镁及合金的熔点较低，当温度大于150时，就超过了铝、镁合金的使用温度极限。,在航空结构中使用的大多数的有机材料，基本都不能经 受100以上的温度。当温度超过350时，带有填充物的薄 板、胶、

9、各种密封材料和织物以及多数的涂料都将被削弱或 者完全遭到破坏。,6/14/2019,19,一、飞行器热问题,低 碳 钢,铬锰合 金钢,应力维持不变：温度越 高，蠕变速率就越大；温度降低，蠕变速率也 随之减小。,总的趋势，随着温度升高，材料的弹性模量、屈服强度 和拉伸强度均降低。,2.热现象的影响 降低材料性能如杨氏模量、许用应力降低，材料的蠕变效应等。,6/14/2019,20,一、飞行器热问题,再入30s时轴向应力变 化,2.热现象的影响 热应力由于结构温度的升高，结构会产生变形，在约束的作 用下会产生热应力。文献6 中分析了弹道导弹弹头再入时 弹头结构的热应力分布，从图 中可以看出，驻点的

10、热应力高 达300MPa，与一般结构材料 的拉升强度相当。,6/14/2019,21,一、飞行器热问题,随时间的增长，太阳能帆板端部的振动幅度 在不断增长。这种不稳定的振动响应最终会 导致太阳能帆板的结构破坏。,哈伯太空望远镜,哈伯太空望远镜太阳帆板 模型纵轴标准化参数：,2.热现象的影响热与结构的耦合振动,6/14/2019,22,二、热防护结构,防热结 构,吸热（热沉式）防热 辐射防热烧蚀式防热 发汗冷却防热 表面隔热防热 热管,6/14/2019,23,二、热防护结构,热沉式防热,1.热沉（吸热）式防热1.1 热沉式防热机理热沉式防热是选用热容大的材料制 成的防热层，能吸收大部分气动加热

11、，使传入结构内部的热量小到使结构及内 部仪器设备与舱内气体的温升低于允许 值。从防热层表面传入防热层材料的净热流密度,6/14/2019,24,：防热层表面辐射系数,：斯忒藩-玻尔兹曼常 数,：表面热力学温度为零时传入的热流密 度：为在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值：表面壁温（热力学温标）,二、热防护结构,1.热沉（吸热）式防热1.1 热沉式防热机理,表面温度修正后的气动加热引起的热流密 度,表面的辐射散 热,表面温度不很高，辐射散热项可忽略不计；防热材料为良导体，全部防热材料立即参与吸热，即表面 吸收的热量能很快传到整个防热层厚度。则单位面积防热层材料吸收的最多热量,：防热层材料密度,

12、：防热层材料厚度,：防热层材料的比热 容,：防热层材料的面密 度,：防热层材料的初始温 度,6/14/2019,25,只在加热时间短、热流密度不太高情况下才可使用，否则 防热层太笨重；防热层材料必须采用比热容大和热导率高的材料，才可减 轻防热层质量；受防热层材料熔点或受氧化破坏的限制，使用温度不高，约 600700；防热层表面形状和物理状况不变化，所以可用于要求气动 外形不变的航天器，或者防热层可重复使用的航天器,二、热防护结构,1.热沉（吸热）式防热1.1 热沉式防热机理,6/14/2019,26,二、热防护结构,6/14/2019,27,1.热沉（吸热）式防热1.2 材料吸热性能,表7 部

13、分吸热材料的性 能,二、热防护结构,1.热沉（吸热）式防热1.3 应用实例热沉防热的防热效率不高 但，简单易行，被早期的导弹与 飞船采用。右图所示为美国“双子星座”宇宙飞船的交会 与回收/再入控制舱锥段的防热 结构图。,为了减小实际进入材料的净热流，铍板表面涂以蓝黑高辐 射陶瓷，辐射项增大；采用7.0mm厚的铍板作吸热层，铍板内表面镀金（镀金面 的辐射系数小，向内表面的传热小）；,“双子星座”飞船的吸热防热结构,6/14/2019,28,若辐射散热项中 的足够大，在理想情况下可做到进入防 热层内的净热流等于零，即气动加热进入表面的热量完全 靠表面的辐射散射出去；组成：直接与高温气流接触的外蒙皮

14、，内部的飞行器承力 结构（内蒙皮），内外蒙皮之间的隔热层；,二、热防护结构,辐射防热结构图,从防热层表面传入防热层材 料的净热流密度,：在表面壁温下和气体恢复温度下的气体焓值,：防热层表面辐射系数：表面壁温（热力学温标）,2.辐射式防热2.1 辐射式防热机理,6/14/2019,29,二、热防护结构,辐射防热原理图,2.辐射式防热2.1 辐射式防热机理两种条件下能使进入外蒙 皮表面的热量完全被辐射散去隔热材料与外蒙皮贴合,，,如果用理想的隔热材料，其热导率，则 从而从表面的气动加热完全被辐射散热抵消，即,6/14/2019,30,如果对外蒙皮内表面进行处理，使内表面（向结构内部）的辐射系数时，

15、则向内部结构表面的辐射传热为零。于是，外蒙皮接受的气动加热被全部辐射掉。,二、热防护结构,辐射防热原理图,2.辐射式防热2.1 辐射式防热机理隔热材料与外蒙皮有间隙外蒙皮同隔热层之间留有间 隙，两者之间仅有辐射传热；,6/14/2019,31,二、热防护结构,6/14/2019,32,2.辐射式防热2.1 辐射式防热机理由上述两种极端情况分析可知，最佳的辐射防热结构应 该是：外蒙皮的向外辐射系数尽可能地高，外蒙皮内表面的辐 射系数；隔热层材料的热导率；虽然实际上无法完全做到这两点，但只要在结构和材料 的设计和选材上尽量满足这两个条件，就可以采用辐射式防 热概念将绝大部分气动加热的热量辐射出去。,二、热防护结构,2.辐射式防热2.1 辐射式防热机理辐射防热结构的基本特点：与高温气体接触的外蒙皮，其主要功能是辐射散热。如果 外表面处理成 的特性，内表面处理成 的 辐射