新型TPS截锥式舱段防热结构设计

陈增奎，周卫卫，吴晓川

新型TPS截锥式舱段防热结构设计

陈增奎1，周卫卫2，吴晓川3

（1.中国运载火箭技术研究院，北京 100076；2.北京精密机电控制设备研究所，北京 100044；3.北京机科国创轻量化科学研究院有限公司，北京 101409）

解决传统防热结构成本高、研制周期长、效率低的难题。提出了新型轻质化高效夹层式TPS结构设计方案。采用系统性方法，将TPS结构设计为截锥式防热套形式，包括气动维形结构、防隔热结构以及开口支撑密封结构。TPS结构整体厚度为7 mm、当量密度为1.0 g/cm3，在0.4 MPa的气动外压下变形量为0.4 mm，在900 s的热载荷作用下，模拟舱体的内壁温度小于150 ℃。达到了轻质、高效、低成本的设计目标，为新型飞行器防隔热设计提供了可行方案。

防隔热系统；夹层结构；防热方案

随着飞行器飞行速度的不断提高，由气动加热引起的热环境变得越来越严酷，主要表现为气动加热温度越来越高，加热时间更加持久[1-5]。飞行器的气动热环境为低热焓、低热流密度和长时间加热，这就要求防隔热结构具有良好的抗烧蚀性能和隔热性能，并且具有较高的力学性能与较低的密度，以减少防热结构重量，提高飞行器有效载荷，从而适应地面运输起吊、发射、在轨巡航、再入等各种环境，特别是最严酷的载荷–温度耦合工况[6-10]。

目前的舱段壳体多采用高硅氧/酚醛系列防热套+ 金属基体的外部防热结构[11-12]，该种防热结构仅适用于高热焓、高热流密度和短时加热的飞行热环境，且成本较高、研制周期较长，不利于飞行器低成本的工程化应用[13-15]。

文中提出了新型轻质化高效夹层式TPS（Ther­m­al Protection System）结构设计方案，首次将TPS结构设计为截锥式防热套形式，包括气动维形结构、防隔热结构以及开口支撑密封结构，并对设计方案进行了分析和评价。

1 研究分析

1.1 问题分析

目前舱段壳体的防热结构成本较高、制备周期较长，且当量密度和当量厚度较大，防隔热能较低，套装工艺较为复杂，难以满足当前飞行器防隔热结构的低成本设计需求，具体情况见表1。

1.2 设计分析

针对上述问题及设计指标，提出了一种全新的产品设计思路和设计方案——“TPS截锥式舱段防热套设计”方案，即一种在飞行器高速巡航时能够适应复杂热环境的轻质、高效、低成本防热系统。TPS截锥式舱段防热套为组合式结构，包括气动维形结构、防隔热结构以及开口支撑密封结构。

TPS截锥式舱段防热套的设计目标如下：整体厚度为7 mm，当量密度为1.0 g/cm3，在0.40 MPa的气动外压下变形量为0.4 mm，在900 s的热载荷作用下，模拟舱体的内壁温度要小于150 ℃，气动外形为局部倒台阶，流畅级别要求<0.5 mm，操作时间为12 min。

1.2.1 TPS设计方案

TPS结构系统主要分为气动维形结构、防隔热结构、开口支撑和密封结构，其中气动维形结构起到保持气动外形和承载气动外压的作用，防隔热结构起到阻隔热量向内部传导、降低结构使用温度的作用，开口支撑和密封结构起到加强操作窗口和上下端面开口，并对防隔热结构系统进行密封的作用。利用FAST法进行具体分析，如图1所示。

表1 防热结构现状

Tab.1 The present situation of heat proof structure products

TPS防热结构主要由隔热毡、外层结构、内层结构组成，隔热毡选用超级隔热毡CG600，外层及内层结构选用0.5 mm厚的1Cr18Ni9Ti材料，该材料具有良好的力学性能及加工工艺性能。隔热毡、内外层结构需采用Dq552J–1耐高温胶黏剂进行套装粘贴固化。TPS防热结构模型如图2和3所示。

图2 结构系统示意图

图3 详细结构示意图

1.2.2 Pugh矩阵设计

针对TPS隔热毡结构形式，进行了Pugh矩阵设计，设计了2种结构方案。方案1为整体式TPS隔热毡结构，采用整体套装形式，如图4所示；方案2为贴片式TPS隔热毡结构，如图5所示。

图4 整体式TPS隔热毡方案

图5 贴片式TPS隔热毡方案

通过Pugh矩阵对2种方案进行对比评估，选择现有隔热毡结构作为评定的基准，Pugh矩阵分析结果见表2，−1代表比相应的基准差，0代表比相应的基准接近，1代表比相应的基准好。由打分结果可知方案1为优选方案。

表2 Pugh矩阵分析

Tab.2 Pugh matrix analysis table

1.2.3 零件创意设计

针对TPS隔热毡、TPS外层、TPS内层结构提出了零件创意，零件设计创意如表3所示，零件创意选择如表4所示。

1.2.4 DOE优化设计

TPS舱段防热套结构的TPS隔热毡、TPS外层、TPS内层需要采用Dq552J–1耐高温胶黏剂进行套装粘贴固化。Dq552J–123耐高温特性主要与聚氨酯、热敏成分、功能填料、辅助填料有关，为提高Dq552J–123的耐高温特性，需提高胶层的聚氨酯含量和降低热敏成分。为了快速有效地确定最优方案，选择热敏成分（）、功能填料（）、辅助填料（）3种组分为因素，设计了三因素两水平的正交试验。根据以往经验，当的质量分数为4%～8%、的质量分数为14%～19%、的质量分数为3%～9%时，胶黏剂有较好的导热系数。由于组分变化对密度和比热容影响不大，因此主要考虑导热系数的变化。选用L8（27）的正交表，试验因素水平如表5所示，正交试验结果如表6所示。

表3 零件设计创意

Tab.3 Part design creativity

表4 零件创意选择

Tab.4 Creative selection of parts

表5 正交试验因素水平表

Tab.5 Factor level table of orthogonal test wt.%

表6 不同组分比例下的导热系数正交试验表

根据表6分析可知，对于材料导热系数，热敏成分的影响最为显著，功能填料和辅助填料对导热系数的影响次之。最佳组合为121，即热敏成分的质量分数为4%，功能填料的质量分数为19%，辅助填料的质量分数为3%。

1.2.5 FMEA分析

对各个系统进行详细FMEA（Failure Mode and Effects Analysis）分析，对风险顺序数（RPN值）大于100的失效风险进行分析，并提出相应措施，如表7所示。

2 设计验证

通过仿真分析和三维装配，验证TPS舱段防热套的防热性能，测量TPS舱段防热套的当量密度、结构厚度是否满足设计要求，验证TPS舱段防热套设计的合理性。

表7 FMEA失效模式及影响分析

Tab.7 FMEA failure mode and effect analysis

2.1 承载能力

对TPS舱段防热套进行了三维建模、承载仿真分析计算，如图9所示。根据有限元计算结果可知，隔热毡厚度为6 mm，密度为0.18 g/cm3，承受0.40 MPa的气动外压下，TPS舱段防热套的最大应力值和最大变形量分别为185 MPa和0.4 mm，结构承载能力满足要求。

图9 承载能力分析

2.2 防热能力

采用“虚拟试验”的仿真分析方法，模拟TPS舱段防热套的防热能力。按照“虚拟试验”的边界和试验条件建立仿真模型。

TPS舱段（TPS舱段防热套与模拟舱完成套装连接后）通过8个M8的螺栓与上转接环连接，通过8个M10的螺栓与下转接环连接，石英灯加热环布置在TPS舱段周围，TPS舱段上下端面采用高温隔热棉密封，防止对流影响。采用石英灯加热，加热时长为900 s，试验条件如图10所示。

“虚拟试验”的仿真分析与实物试验对比表明，TPS舱段在热载荷的作用下，模拟舱内的最大温度为142 ℃，出现在操作窗口附近，最小温度为128 ℃，出现在模拟舱内部的环筋附近。TPS舱段的防热性能满足设计要求。

图10 虚拟热试验条件

2.3 密度与厚度

TPS舱段防热套的结构密度与厚度三维模型测量结果分别为0.98 g/cm3和6.90 mm，满足不高于1.0 g/cm3和7.0 mm的设计要求。

2.4 三维模拟模装

将TPS隔热毡、TPS外层、TPS内层、上口框、下口框、上操作口盖、下操作口盖、前底环、后底环进行三维数字化模装，检查接口匹配性和气动外形流畅级别情况。

通过模装试验可知，各项结构接口关系匹配良好，接口结构不匹配数为0，防热套结构的局部倒台阶<0.5 mm。

2.5 成本评估

对TPS防热套从原材料、工艺流程、制备周期、套装总装等方面进行成本评估分析，为了更加清晰对比方案的优劣，对其进行打分（5分满分），如表8所示。从评分结果可以看出，TPS防热套结构相比传统的高硅氧/酚醛结构、轻质杂化纤维/酚醛结构具有明显的优势。

表8 成本评估分析

Tab.8 cost evaluation analysis

2.6 接口分析

2.6.1 外部接口

外部接口主要是飞行器舱段对接、仪器设备的操作窗口等机械接口。与常规防热套相同，TPS防热套与飞行器舱段套装后，需要进行整体的对接端面加工和仪器设备操作窗口的配制加工。

TPS防热套结构可按照总体结构设计要求进行设计，未引起外部接口结构的任何改变，对外部接口无影响。

2.6.2 内部接口

TPS防热套内部接口主要是TPS结构本身的连接接口。TPS隔热毡、TPS内外层、上口框、下口、上操作口盖、下操作口盖需采用Dq552J–1耐高温胶黏剂进行套装粘贴固化。固化之后，采用铆钉将上口框、下口、上操作口盖、下操作口盖与TPS内外层进行铆接，形成整体结构后，与飞行器舱段进行套装加工。内部接口满足设计工艺要求。

3 结论

提出的新型TPS截锥式舱段防热结构的设计，可有效减轻飞行器重量，增加结构强度，提高防隔热能力，降低成本。将其应用于型号产品上，可以实现精确建模、预测效果、评估风险等，从设计上降低产品成本，全面提升当前设计能力，为新型飞行器的研制奠定了基础。后续还可相继实现TPS截锥式舱段防热套的货架化、系列化和通用化，具有良好的应用价值和前景。

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Design of New TPS Truncated Cone Cabin Section Heat Protection Structure

CHEN Zeng-kui1, ZHOU Wei-wei2, WU Xiao-chuan3

(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China; 2. Beijing Institute of Precision Mechatronics and Controls, Beijing 100044, China; 3. Beijing Jike Guochuang Lightweight Science Research Institute Co., Ltd., Beijing 101409, China)

In order to solve the problems of high cost, long development cycle and low efficiency of traditional heat proof structures, a new lightweight and efficient sandwich TPS structure design scheme is proposed in this paper. Using the systematic method, TPS structure is designed as truncated cone heat jacket, including pneumatic dimensional structure, anti-heat insulation structure and open support sealing structure. The design results show that the overall thickness of TPS structure is 7 mm, the equivalent density is 1.0 g/cm3, and the deformation is 0.4 mm under the aerodynamic external pressure of 0.4 MPa. Under the thermal load of 900 s, the inner wall temperature of the simulated cabin is less than 150 ℃ which achieves the design goal of light weight, high efficiency and low cost, and provides a feasible scheme for the anti-heat insulation design of the new type of flying device.

thermal insulation system; sandwich structure; thermal protection scheme

10.3969/j.issn.1674-6457.2022.05.010

TH12

A

1674-6457(2022)05-0061-07

2021–11–21

国家轻量化材料成形技术及装备创新中心基金（专项）

陈增奎（1984—），男，硕士，高级工程师，主要研究方向为弹/箭结构设计与热防护设计。

责任编辑：蒋红晨