航天器高温热密封设计方法及性能评价

王振峰，高 扬，徐晓亮，曹占伟，宫钇成，尘 军

(空间物理重点实验室，北京 100076)

0 引 言

航天器在大气层内飞行时面临气动加热，无论是再入弹头、滑翔与巡航飞行器、载人飞船，其不同舱段间、窗口、控制面缝隙，均存在热密封问题[1-2]。航天器的热密封是一项极富挑战性的课题。NASA 的 GRC 研究中心在上世纪 80 年代末到 90 年代初开始高温热密封结构研究，也是美国国家航空航天计划的一部分。目前，利用现有试验技术水平，可以通过高温压缩试验、高温磨损试验以及常温流动试验对新型的密封设计进行评价[3]。传统采用填隙式密封结构的热密封措施[4]应用在航天飞机上，耐温通常在1000 ℃以下，不能满足更长时间更高温度的使用需求。针对未来可重复使用/再入飞行器的控制面热密封需求[5]，文献[6-8]提出一种改进的热密封材料，它采用较好回弹性的弹簧管和填充物来适应高温环境，其在X-38飞行器上得到应用。另一类热密封设计是在热密封件后部(而不是在内部)安置弹簧实现预加载[9]，这种设计虽然提高了热密封组合件的回弹性，但由于预加载弹簧暴露在高温环境中，因此这种热密封组合件的耐温性能有所下降。还有一种双缠绕热密封材料，两个或更多热密封材料缠绕在一起形成性能更好的热密封件。陶瓷片热密封也被作为控制面密封材料，这种密封材料的泄漏率较缠绕类密封材料低一个数量级，它更适应类似陶瓷基复合材料控制面粗糙表面带来的摩擦损伤环境[10-11]。……