大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

张 栋，薛淑艳，宁献文，苏 生



大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

张 栋，薛淑艳，宁献文，苏 生

（北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室，北京100094）

以卫星用大推力发动机高温隔热屏为研究对象，根据传热机理建立了其瞬态传热模型。对不同边界温度条件下高温隔热屏的瞬态传热过程进行数值仿真，且经对比，仿真计算出的隔热屏温度值与试验结果吻合良好，验证了模型的准确性和适用性。利用该模型设计了某卫星高温隔热屏，并分析了隔热屏覆盖层发射率、反射屏发射率、比热容等对隔热屏瞬态隔热性能的影响。研究结果为隔热屏的设计和优化提供了依据。

大推力发动机；高温隔热屏；瞬态传热；数值仿真；发射率；比热容

0 引言

卫星用大推力发动机点火时平均温度达1000℃以上，对卫星表面和内部的舱板、设备等均会产生较大的辐射传热，极易使结构或设备因高温受损，因此，需要专门设计发动机隔热屏。多层隔热组件作为一种成熟的隔热方式[1]，已被广泛应用于国内外的各类飞行器上[2]。其隔热性能通常使用当量导热系数或当量辐射率来表征，该方法在卫星小推力发动机的隔热设计和分析中取得了较好的效果，但不能模拟因高温多层材料厚度方向变化造成的导热系数和比热容的不均匀性，且当量参数受到温度和瞬态防护时间的影响较大，造成对多层内部各单元温度变化趋势的模拟不准确，故该方法不能用于大推力发动机的高温隔热屏的设计和优化。国内外对于高温多层瞬态传热过程的仿真研究及试验验证较少[3-6]。目前，高温隔热屏的设计主要通过经验设计和试验验证相互多次迭代完成，每次设计更改都需要进行试验验证，因此设计周期长、成本高。

本文提出了一种通用的隔热屏物理仿真模型，以此为基础建立了隔热屏瞬态分析模型，并通过地面试验验证了分析模型的正确性和适用性，研究了隔热屏的材料热物理性能参数对其瞬态传热特性的影响。研究结果可用于月球及火星探测卫星等的大推力发动机高温隔热屏的设计和优化。

1 高温隔热屏及计算模型

1.1 隔热屏组成

多层隔热组件是由多层反射屏与间隔层叠合而成的隔热结构。研究表明[1]，与单一隔热材料构成的隔热屏相比，多层结构的隔热屏具有更低的当量导热系数。如图1所示，高温隔热屏主要由高温覆盖层、反射屏、间隔层等组成，其中高温覆盖层面向发动机，低温面安装在被防护的结构件上。从高温覆盖层到低温面，温度逐渐降低，设计时应充分考虑温度梯度化的因素，才能使隔热屏的重量达到最优化。即随着温度的降低，各层使用的反射屏和间隔层在满足温度要求的条件下，优先使用密度相对较低的材料。根据材料的使用温度范围，可将隔热屏设计为高温、中温和低温3个部分。

图1 高温隔热屏结构示意图

1.2 隔热屏传热计算模型

利用当量导热系数法计算多层隔热组件的隔热性能时，将多层隔热组件冷面和热面之间的换热关系按热传导处理。采用当量发射率法进行计算时，将冷面和热面之间的换热关系按热辐射处理[7]。因此，热传导和热辐射计算分别为：

。 (2)

式(1)、式(2)中：D为隔热材料的当量导热系数；为垂直于热流方向的多层隔热材料面积；H和C分别为热面和冷面的温度；为多层的等效总厚度；为斯忒藩-玻耳兹曼常量；D为隔热材料的当量发射率。

实际上，多层隔热组件的传热是辐射、传导及对流传热的耦合作用[8]，设计时要尽可能考虑分别减小这3种方式的传热。可在被隔热物体与高温环境之间插入很多发射率较低的表面（镀金属箔）来减小辐射传热；使反射屏之间的间隔层面密度和厚度尽可能小，间隔层上孔密度尽可能大，以减小热传导。在空间真空环境下，多层隔热组件内部的气体都通过放气而排除，对流传热往往较小，可以忽略，即隔热屏各层热量传递方式主要包括传导和辐射。

在发动机点火时，主要由高温覆盖层向内传热。隔热屏材料厚度很小，故可将隔热屏传热简化为一维非稳态传热过程。根据能量守恒定律，第层隔热屏材料内部传热的控制方程为

式中，、、、T分别为各层材料的密度、比热容、导热系数和层内某位置的温度。

第层隔热材料的两侧边界处的边界传热控制方程为：

(5)

式中：为某层材料的发射率；为导热修正系数，与间隔层的厚度、孔密度、实施工艺有关；为层间导热系数；各参数的上标-1、、+1分别表示第层和其相邻的两层；下标max和0表示某层的厚度方向的最大值和最小值。方程中第2项为与相邻层边界位置处的辐射换热，第3项为相邻层的边界位置处的传导换热。

在进行隔热屏瞬态换热计算时，应建立隔热屏各层材料的物理模型，其材料密度、比热容、厚度和表面辐射特性应按照真实状态进行设置，并考虑这些参数随着温度的变化。特别是某些材料如聚酰亚胺膜的比热容随温度变化较大，若不进行设置，则其瞬态换热计算结果误差较大。层间导热关系受实施工艺、安装方式和间隔层孔密度的影响较大，可根据试验拟合获得。高温覆盖层与发动机壁面和冷黑空间换热，换热量与温差及相互间角系数有关，与内侧多层隔热组件的传热为热传导与热辐射耦合边界条件。对于隔热屏的低温面，其边界条件主要为与隔热屏安装面的接触传热和辐射换热。中间的反射屏单元与相邻的间隔层间进行接触传热，与相邻的反射屏间进行辐射换热。反射屏和间隔层自身厚度方向存在温差，与其自身的导热系数有关。

2 计算结果及分析

根据传热机理和隔热屏的结构组成建立隔热屏试验分析模型，包括高温覆盖层、中间的反射屏和间隔层的模型，同时又设计了26单元和21单元的高温隔热屏物理模型。隔热屏各层材料的辐射特性和热物理特性根据测量结果设置，并考虑了它们随温度的变化。在高温覆盖层温度1050℃、800℃边界条件下，分别对2个物理模型进行900s试验考核，试验结果可以作为仿真分析模型的边界条件及验证依据。

对2个物理模型的瞬态传热过程进行数值模拟分析，模拟结果与试验结果对比如图2所示。可以看出：2个隔热屏的高温覆盖层快速升温，在900s时接近平衡，其他面温度均处于上升过程中。其中26单元隔热屏的高中温区之间和低温面分别从300s和600s时开始快速升温，多层越靠近低温面，升温滞后现象越明显。21单元隔热屏的高中温区之间和低温面分别从150s和450s时开始升温，提前升温的主要原因是由于其高温部分的单元数减少，热容和热阻减小，使温度滞后效应减弱。2个隔热屏各层升温速率均呈现先升高后降低的趋势。这是由于隔热屏中某层反射屏的温度升高是由热传导和热辐射耦合造成的，导热传热量与温度差值成正比，辐射传热量与温度4次方的差值成正比，即：温差较小时，导热作为隔热屏升温的主要因素；温差增大时，辐射传热成为主要因素，对下一层的传热量以4次方的速率增大，使其温度迅速升高；当两层间温差缩小时，其升温速率又开始下降。2个隔热屏的数值分析结果与试验结果变化趋势一致，数据吻合较好，验证了模型的有效性和适用性。

(a) 26单元隔热屏

(b) 21单元隔热屏

图2 隔热屏温度随时间的变化曲线

Fig. 2 The temperature versus time curve of the heat shield

3 隔热屏设计及优化研究

根据以上分析，针对某卫星的大推力发动机高温隔热屏进行设计及优化研究。图3为发动机与隔热屏的相对位置关系，根据发动机和卫星内结构板的构型，隔热屏的尺寸和形状具有一定的局限性，隔热屏最外侧与发动机间的最小间距仅为约200mm。发动机点火时平均温度达到1000℃，最高温度1300℃以上。隔热屏将发动机整体包覆在内，其对空间的角系数很小，根据发动机与隔热屏的位置关系、发动机的辐射边界条件和在轨工作模式，通过计算得出隔热屏的平衡温度为1050℃。隔热屏的覆盖层发射率取0.2。基于这些数据，对某卫星隔热屏进行了设计和仿真分析。

图3 发动机与隔热屏的位置示意

3.1 高温覆盖层发射率的影响

图4所示的是覆盖层发射率对隔热屏温度的影响，其中覆盖层发射率为0.2对应的隔热屏在900s后其低温面升温不超过40℃，隔热屏各层材料均满足温度使用要求。

(a) 高温覆盖层

(b) 低温面

图4 覆盖层发射率对隔热屏表面温度的影响

Fig. 4 Effect of cover layer’s surface emissivity on the surface temperature of the heat shield

由图4还可以看出：随着覆盖层发射率的增加，高温面的最高温度增加，升温到1000℃所需的时间减少；低温面的温度均升高；但发射率增加到一定值后，再增加对温度变化的影响将减弱。因此，高温覆盖层应选择发射率较小且性质比较稳定的金属表面，并且在隔热屏制作、运输和存储过程中需对表面进行保护。

3.2 反射屏发射率的影响

将覆盖层发射率为0.2的隔热屏的计算结果作为对比工况，其他计算条件保持不变，计算隔热屏各层发射率减小时隔热屏的瞬态传热过程。第1种状态为高温覆盖层发射率减小至0.1，第2到第4种状态分别为高温、中温、低温部分5层反射屏的发射率减小0.02，计算结果如图5所示。结果表明：覆盖层发射率的减小可以降低覆盖层表面温度；反射屏发射率的减小反而使覆盖层温度升高，这是由于隔热屏内部的隔热能力增强，使得覆盖层与内部传热减小；隔热屏低温面温度随着反射屏发射率的减小而降低，其中，覆盖层发射率的减小影响最大，高温区反射屏发射率的减小影响次之，中低温区反射屏发射率的减小影响最小。这是因为高温区温度较高，温差引起的辐射能量较大，高温区发射率的减小所造成的相对能量损失较大。因此，设计隔热屏时高温部分反射屏的发射率应尽可能的小。

(a) 高温覆盖层

(b) 低温面

图5 反射屏发射率对隔热屏表面温度的影响

Fig. 5 Effect of cover screen’s surface emissivity on the surface temperature of the heat shield

3.3 比热容的影响

考察比热容对隔热屏低温面温度的影响，设置4种隔热屏状态，第1种状态为将覆盖层比热容增大50%，第2至第4种状态分别为增大高温、中温、低温部分5层反射屏的比热容，各部分比热容增大总量与覆盖层比热容的增加量相等。对4种状态的隔热屏进行分析，计算结果如图6所示。结果表明：覆盖层温度随着比热容的增大而降低，增大高温部分反射屏的比热容对覆盖层温度降低效果较明显，中温、低温部分反射屏比热容的增大影响较小；增加隔热屏低温部分比热容对低温面温度降低的效果最为显著。因此，增大各层的比热容均可增强隔热屏的瞬态隔热能力，其中增加低温部分反射屏比热容的效果最好，且低温面为非金属材料，增大比热容所导致的重量增加最小。

(a) 高温覆盖层

(b) 低温面

图6 比热容对隔热屏表面温度的影响

Fig. 6 Effect of layer’s specific heat capacity on the surface temperature of the heat shield

4 结束语

本文建立了大推力发动机高温隔热屏热辐射和热传导耦合分析模型，对隔热屏瞬态传热过程进行了数值仿真，仿真结果与试验结果吻合较好，验证了模型的可靠性和适用性。利用此模型设计了某卫星大推力发动机的高温隔热屏，并分析了覆盖层发射率、反射屏发射率和比热容对隔热屏隔热性能的影响，结果表明：减小高温覆盖层发射率、减小高温部分反射屏发射率和增大低温部分反射屏比热容均能有效提高隔热屏瞬态隔热性能。研究结果可为高温隔热屏的设计及优化提供理论指导。

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（编辑：张艳艳）

Design and optimization of high temperature heat shield for large thrust engines

ZHANG Dong, XUE Shuyan, NING Xianwen, SU Sheng

(Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology, Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

The heat shield with large thrust engines is taken as the research object, and a numerical thermal model is established according to the heat transfer mechanism. The transient heat transfer process of the heat shield is simulated for different marginal temperatures, and the calculation results of the transient temperature of the heat shield are in good agreement with the experimental ones, thus the accuracy and the applicability of the model are verified. The heat shield for a certain detector is designed according to this model and the influence factors on the transient heat transfer performance are analyzed. This study provides a basis for the design and the optimization of the heat shield.

large thrust engines; high temperature heat shield; transient heat transfer; numerical simulation; emissivity; specific heat capacity

V444.3

A

1673-1379(2017)04-0350-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.04.002

张栋（1985—），男，博士学位，从事航天器热控设计及热分析研究工作。E-mail: dzhang3339@163.com。

2017-06-08；

2017-07-13

国家重大科技专项工程