高超声速飞行器结构热防护技术研究

康瑾

摘要：在科学技术的发展带动下，中国航空航天技术日趋成熟，高超声速飞行器的研制也因其前景广阔而成为热门专业。但就目前而言，动力技术与热防护技术二者互相制约的技术难题还亟待解决。本文联系实际，对高超声速飞行器防热机理以及相应技术进行详细剖析，并对未来前景进行预测，希望能给有关行业提供借鉴。

关键词：高超声速飞行器;结构热防护技术;现状综述

中图分类号：V250.1        文献标识码：A

高超声速飞行器在运行过程中，会受到各种干扰，导致表面温度大幅提高，使飞行器面临严重的气动加热问题，对内部造成危害。动力系统与热防护技术是研发高超声速飞行器过程中的两大关键，本文着重分析热防护技术的现状，详细介绍高超声速飞行器的热防护形式与不同部位受热环境，据此提出热防护材料的选择与形式的选取，并对其未来发展方向进行合理预测[1]。

1 高超声速飞行器综述

1.1 高超声速飞行器含义

高超声速飞行器的飞行速度超出五倍音速，其突防成功率远远高出普通飞行器，具有巨大的经济潜能。

1.2 气动加热简介

研发高超声速飞行器的两大技术难点分别为动力系统与热防护技术，现如今我国已基本攻破动力系统难关，使用改良后的喷气式发动机、超燃冲压发动机为高超声速飞行器提供动力，获得良好成效，成功发射多颗导弹。而气动加热问题，即所谓热障，指的是物体与空气或者其它气体作相对高速运动时，所产生的摩擦力较大，使物体周围温度升高、将摩擦力转变为热力的过程。当高速气体流过物体，或者高速物体穿过气体，气流与物体表面会产生剧烈摩擦，边界层中大量动能转化為热能，引发周边环境温度的急剧升高，对于高超声速飞行器而言，会致使飞行器表面材料刚度大幅下降，材料强度减弱，还会引发一系列问题，提升飞行器内温度，危害精密仪器和设备等，许多材料和结构无法承受气动加热的影响，因此，飞行器结构设计与材料选择工作面临着重大障碍，又名热障[2]。

1.3 热防护技术作用机理

1.3.1 热沉防热

热沉防热指的是通过提高材料热容量来增强飞行器表面吸热能力，从而吸收多余热量，避免危及内部。热容量又称比热容，是在理化性质不变的前提下，使单位质量的均相物质温度提升1K所需热量，可描述物体升温的难易程度与吸热散热能力。热容量是一切材料的固有属性，但防热材料的热容量有着特殊要求。首先，其必须具备较高的比热容，尽可能提高单位质量防热材料能够吸收的热量;其次，必须具有较高的热导率，即较高的导热能力，能够在同种材料间迅速传递热量，保持温度均匀，不至于产生过大温差。否则，材料受热面已达到较高温度，濒临破坏，但其余部分温度还未提升，无法有效发挥作用。热沉材料破坏温度一般不高，要提高吸热量，就只能增大材料质量，使高超声速飞行器防热系统趋于笨重。因此，热沉防热正在逐渐被改良和取代。

1.3.2 烧蚀防热

烧蚀防热指的是舍弃外层，任由其烧毁，达到保护内层的效果。烧蚀防热技术具有较好的效果，较为可靠，且自适应能力强，采用该技术构造的防护层重量较轻，储存运输和安装都十分方便，制作工艺简单，能够大面积推广和使用。在返回式卫星、宇宙飞船、中远程导弹弹头等部位，都可使用烧蚀防热机理构建防护层。该技术起步较早，历经多年的研究与改良，我国如今已掌握多种烧蚀材料的生产与应用技术，可为不同种类与用途的高超声速飞行器提供热防护，就目前而言，其为所有热防护机理中最为成功和普遍的一种。但它具有一个重要缺点，即只能一次性使用，外层材料无法回收，且在烧蚀过程中会发生气动外形变化，降低落点精度和航天器稳定性。

1.3.3 发汗冷却

发汗冷却机理与生物通过排汗散热降温相同，通过从多孔材料孔隙中喷射流体，可实现降温隔热，主要应用热阻塞效应。采用发汗冷却，可有效抑制对流传热，其最大优势是在作用过程中不会引发气动外形变化，并且容易控制，可通过把控液体渗出量来决定冷却效果，满足不同飞行器在不同情况下的热防护需求。

1.3.4 辐射防热

辐射防热指利用飞行器表面金属材料的辐射作用使热能散失，由于辐射热流和表面温度具有正相关，因此在使用辐射防热技术时，需选取具有高辐射特性和导热率较低、熔点较高、能够耐受高温的材料。但高辐射性材料具有较大危害性，可能会对人体产生不可逆转危害，因此在选择和使用时需要格外谨慎，由于材料局限性，该项技术还未在我国普及[3]。

1.3.5 薄膜冷却

薄膜冷却是在飞行器表面按照一定规律排布小孔，通过小孔喷射液体或气体，利用其形成的薄膜实现隔热降温;之后，液体蒸发过程中还会吸收一部分热量，气体则能够进入边界层，通过热阻塞效应降低对流传热。薄膜防热的后期作用机理与发汗冷却具有一定相似性，是对后者的改良与升级。

2 热防护系统分类

根据作用机理，可将高超声速飞行器的热防护系统分为多个类型，如今我国常用的有以下几种：

2.1 吸热式防护

吸热式防护系统采用热沉防热技术，运用诸如石墨、铜等材料构筑防热层，并利用材料比热容吸收大部分气动热，使飞行器舱内温度保持在允许范围内。其具有以下特征：

2.1.1 材料吸热能力取决于其质量，若大量使用热沉材料，会大幅增加飞行器质量与体积，因此吸热式防护系统只能在加热时间短且热流密度低的环境中使用，不能大范围推广普及，且需要寻找比热容较大、导热能力超强的材料。

2.1.2 热沉材料多为金属和碳，容易在高温环境中氧化，受到现有热沉材料熔点与氧化特性的影响，吸热式防护技术能够承受的最高温度约在600～700℃，暂时不能取得重大突破。

2.1.3 吸热式防护的防护层不会发生形变或理化性质改变，因此能够重复使用，可在要求气动外形稳定的设备中应用。但在短时间内一次性使用的设备中，如导弹、炮弹等，一般不使用该系统。

2.2 质量引射式防护

质量引射式防护的作用机理是烧蚀防热，外层防热材料在热解或者汽化、碳化过程中，能够大量带走飞行器表面热量，起到降温效果，保护内部结构的稳定性与安全性，并维持正常工作环境。在短时间内一次性使用飞行器，如导弹中可使用该防护系统，此外，在表面气动加热异常严重部位也可使用，但由于烧蚀体会一次性被消耗，因此其使用持续时间较短，且不能应用于要求表面形状稳定的飞行器中，否则会影响气动力特性。

2.3 传质换热防护

传质换热防护利用发汗冷却和薄膜冷却原理，是一种主动式热防护系统，利用循环通过管道的冷却剂，可吸收气动加热的大部分热量，并使少部分热量通过热辐射形式散失。若采用燃料作为冷却剂，热量并不会白白散失，而是用于燃料预热，减少飞行器能耗，因此传质换热防护系统符合我国的可持续发展理念，能够有效降低飞行器使用成本。无论是发汗冷却还是薄膜冷却，都要利用泵压系统喷出冷却剂，但二者略有不同，前者为利用多孔表面喷射，后者是从不连续缝隙中喷射，都可保持飞行器表面完整性，不会发生形状变化，不影响气动力特性，但在实际使用过程中，多孔壁可能会发生堵塞，无法长时间保持正常使用。传质换热防护系统设计与构建流程复杂，在尺寸较大、要求重复利用的航天器中适用，如航空飞船、飞机，在一次性使用或者尺寸较小的飞行器中一般不予考虑。

2.4 辐射式热防护

辐射式热防护属于被动防热，其主体结构一般有三部分：首先是直接接触外界高温气流的蒙皮，其次是内部飞行器的承力结构，又称为内蒙皮，最后则是两蒙皮间的隔热层。该系统中，外蒙皮材料的选择尤为重要，需充分考虑最大工作温度，选择熔点较高的材料，根据我国材料工业现状与实际需求，现如今在略超出500℃的温度范围内多使用钛合金;在500～900℃多使用铁钴镍三种金属的合金;在高于900℃但未达到1650℃时一般采用经过了抗氧化处理的高熔点金属如钨、钼;当温度高于1650℃時，金属很难保持稳定不熔化，因此多采用陶瓷或者碳、碳化硅的复合材料[4]。

隔热层材料的选择则会决定整个热防护系统的隔热性能，因此，在选择材料时，应格外谨慎，选取疏松多孔的轻质材料，如今常用的有各种纤维制成的毡布，如氧化铝、石棉纤维等，或者使用玻璃和陶瓷等制成泡沫。在整个辐射式热防护系统中，防热结构主要分为两种，其中冷结构影响内部结构的承载能力，内部飞行器的承力结构长时间在接近常温的环境中工作，因此对材料的熔点要求不高，可使用轻合金材料如镁铝。热结构则起到散热、隔热的防护作用，在热结构中，承力结构需要在高温环境下正常工作，兼具承力与防热两项功能，因此需选择高熔点、高强度材料。辐射式热防护系统中，防热材料不会消耗和损失，可重复使用，且防热作用较强，不会随加热时长的增加而减弱，因此，可在长时间接触高温环境的航天飞机等飞行器中使用。其结构复杂、制造工艺繁琐，成本较高，因此不推荐在一次性飞行器中使用，但可在气动加热格外严重的局部使用，以简化一次性飞行器的结构、降低其质量。

2.5 一体化热防护

一体化热防护指的是综合防热与承载功能为一体的新型系统，能够在发挥隔热功能的同时承载气动荷载、结构荷载，节省所需材料数量，精简结构，减轻质量，提升效率，目前我国相应技术已处于高速发展时期。其主要结构分为三部分，即上下壁板和隔热层，其中上壁板处于飞行器表面，承受高温，且需要较大强度，因此使用高温合金构筑;隔热层除隔热作用外还有支撑作用，因此选用轻质材料;下壁板则应当利用热沉原理，选取比热容较大的金属吸收多余热量，起到降温效果。上下壁板都应用金属材料可提升结构稳定性与强度，获得较高承载能力。一体化热防护结构可综合利用上壁板的辐射散热、隔热层的支撑与隔热功能、下壁板的热沉机理，实现承载与防热一体化。

3 热防护材料选择

高超声速飞行器的飞行速度极高，如今我国已经熟练掌握动力系统的相关技术，且很难在短时间内取得突破性进展，发动机推力基本上很难提升，为减轻飞行过载，需简化飞行器结构、降低其质量。因此，需选取轻质材料构造防热层。同时，所选材料还必须能够起到良好的防热作用，具有较高熔点和高刚度，可承受较强的冲击力，保护飞行器内部环境。对飞行器外表面受热情况进行详细分析后，将其划分为不同温区，并据此选择材料，就能够在减小结构质量的同时保障防热性能，降低飞行器制造成本。

3.1 超高温区

飞行器头锥和翼缘等部位为超高温区，最高温度可达1800℃，最适宜的热防护系统是上述质量引射系统，利用烧蚀原理，需选择熔点极高的材料，如今主要使用的是难熔金属与改良后的复合陶瓷等材料，但高熔点金属密度较大，会使结构质量大幅增加，且成本过高，加工难度大，抗氧化性能较差，因此，复合陶瓷、碳/碳复合材料成为首选，也是我国超高温防热材料领域的重点研究方向。

3.2 大面积区

高超声速飞行器的直段部分为大面积防热区，主要特点是面积较大，工作温度低于超高温区，一般在800℃以上，可采用质量引射热防护系统，或将不同的防护系统进行融合使用。在选择材料时，根据飞行器种类差异与具体使用环境，可选取碳基、陶瓷基等复合材料，或者无机隔热材料、金属等。

4 未来发展趋势预测

从上述分析可知，我国高超声速飞行器领域想要取得突破性进展，需研发耐高温能力更强、成本更低、强度更高的新型热防护材料，为满足设计需求，我国必然会在现有基础上对无机复合材料进行改进，研发能够耐受超高温度且综合性能较强的防护材料，并尽可能降低成本，减少材料生产与使用过程中的污染。

此外，高超声速飞行材料热性能与强度会受到广泛重视，在未来选取防热层材料时，必然需要兼顾其热性能与力学性能，并构建结构承载和防热一体化系统，从而减少防热材料用量，节省成本，同时降低飞行器结构的总质量，使现有的动力系统更好地发挥作用。在接受设计方面，需注重高超声速飞行器在迎风飞行时所受的摩擦力与空气阻力，考虑其带来的影响，提高结构的稳定性，加强紧固件连接并提高焊接工艺，提升结构的整体性，减少零件松动现象。

（责任编辑：侯辛锋）

参考文献：

[1]杨春晓. 基于热能利用的高超声速飞行器热防护技术研究[D].长沙：国防科技大学，2017.

[2]淦述荣，王蒙，李夜兰.波音公司高超声速飞行器材料结构热防护技术发展态势分析[J].飞航导弹，2017（07）：25-27.

[3]潘立新，杨家勇，王曼，等.高超声速飞行器舵面作动器舱环境设计及应用[J].航空学报，2016，37（S1）：46-52.

[4]王璐，王友利.高超声速飞行器热防护技术研究进展和趋势分析[J].宇航材料工艺，2016，46（01）：1-6.