疏导式热防护结构传热极限特性

艾邦成, 陈思员, 韩海涛,*, 胡龙飞,鲁芹, 初敏, 邓代英,俞继军

1. 中国航天空气动力技术研究院，北京 100074 2. 中国航天科技集团有限公司 航天飞行器气动热防护实验室，北京 100048

以组合发动机为动力的未来空天往返飞行器采用机身发动机一体化设计，为了提高吸气式发动机的性能，机身前缘半径达到了1～3 mm量级。由于前缘半径过小，这些部位将面临严酷的气动加热，其防热成为了突出的技术难题。被动式热防护技术依靠材料本身的耐高温性能，在头部、前缘等部位防热应用最为广泛，如采用碳/碳化硅、抗氧化碳/碳、超高温陶瓷与难熔金属及其合金等材料，可以实现短时间的非烧蚀热防护[1-7]。但是，在长时间的严酷气动加热条件下，材料抗氧化烧蚀及力学承载能力显著降低，尖化前缘温度将接近甚至超过材料应用极限；同时驻点附近的大热流梯度在前缘结构形成了较高的温度梯度，产生了较大的热应力载荷，使得结构强度及可重复使用性能难以保证。可见，随着飞行状态的提高，依赖防热材料耐高温抗氧化能力的被动热防护技术将很难满足工程使用需求。主动热防护技术能够明显提高结构防热能力，如通过再生冷却、气膜/发汗冷却等，可以实现热量的快速耗散，降低热防护结构温度，但是由于尖前缘部位结构尺寸小、热流梯度大，使得主动热防护技术的工艺实现及热环境自适应设计难度较大，同时附加了很大的设备代偿，影响了其工程应用。……