材料防热的多尺度现象与防热建模

俞继军, 邓代英, 罗晓光, 高俊杰, 艾邦成

(中国航天空气动力技术研究院航天飞行器气动热防护重点实验室,北京 100074)

引 言

新型高速飞行器返回再入及其在大气层内飞行的过程中面临多样化的气动加热环境,材料高温热响应特性与飞行热环境密切相关.受飞行器外形、弹道、用途等差异影响,各类型飞行器所承受的热环境特征有明显区别.对于返回式卫星、地球再入飞船、火星着陆器等,其主要任务是将人或货物安全运送至地面,通常设计为大钝头倒锥外形以减小所承受的气动加热,其大底部位气动加热环境具有热流相对较低、焓值较高的特点,表面防热层通常采用防热和隔热性能均较好的低密度树脂基防热材料.例如我国成功发射并回收的大部分返回式卫星中,经历的最大热流约350 kW/m2,总加热时间在130～154 s之间,采用的主要防热形式为硅橡胶防热涂层和钛合金结构[1];对于再入飞船,有效载荷需求相比返回式卫星大幅增加,所承受的气动加热也明显提高,美国早期的“水星号”“双子星座号”以及用于月球探测返回的“阿波罗号”飞船,其大底最高热流达到了2 604 kW/m2,再入时间约为390～980 s,采用的表层防热材料同样为低密度树脂基类防热材料,例如DC-325,Avcoat5026-39[2];我国“神舟号”系列载人飞船大底承受的最大气动加热约为1 700 kW/m2,再入时间为400～600 s,驻点焓值约30 MJ/kg,采用低密度烧蚀材料H88,H96和中密度玻璃钢材料MD2相结合的方式,在耐低温性能、成型效率和成型质量等方面均相当或……