高超聲速剛性陶瓷隔熱瓦的發(fā)展與應(yīng)用

高超聲速剛性陶瓷隔熱瓦的發(fā)展與應(yīng)用

高超速機(jī)場在頂層上航行，其氣動力和熱量環(huán)境非常嚴(yán)格。材料和熱保護(hù)技術(shù)是關(guān)鍵之一。剛性陶瓷隔熱瓦兼具承載和隔熱功效,在航天飛機(jī)及X系列飛行器上已經(jīng)使用。剛性陶瓷隔熱瓦是高超聲速飛行器的潛在熱防護(hù)材料之一,對此類材料的發(fā)展歷程及性能進(jìn)行了深入分析,并思考其在高超聲速飛行器上使用面臨的問題,具有現(xiàn)實意義。1剛性陶瓷隔膜瓦li-400剛性陶瓷隔熱瓦是由耐高溫陶瓷纖維(如石英、氧化鋁、硅酸鋁纖維等)與無機(jī)粘結(jié)劑在高溫下燒結(jié)而成的剛性多孔材料,相對于燒蝕材料,剛性陶瓷隔熱瓦具有高維形、可重復(fù)使用的優(yōu)點,從20世紀(jì)80年代開始在美國航天飛機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用,性能不斷得到改進(jìn)與完善,X-43A和X-51A高超聲速飛行器均大面積使用了剛性陶瓷隔熱瓦。剛性陶瓷隔熱瓦的發(fā)展大致經(jīng)歷了三代。洛克希德公司于1972年研制出第一代剛性陶瓷隔熱瓦,并于1975年擴(kuò)大生產(chǎn)。這類隔熱瓦為全石英纖維剛性陶瓷隔熱瓦,有兩個不同密度的牌號:LI-900(0.144g/cm3)和LI-2200(0.352g/cm3)。LI-900以硅溶膠為粘結(jié)劑、純度為99.7%的無定形石英纖維為骨架高溫?zé)Y(jié)而成。為提高隔熱瓦的機(jī)械強(qiáng)度,以便用于航天飛機(jī)載荷高度集中的區(qū)域,洛克希德公司又研制了高密度的LI-2200。該剛性陶瓷隔熱瓦僅靠高溫煅燒粘結(jié)石英纖維而成,并加入2%左右的SiC超細(xì)粉作為抗輻射劑。根據(jù)表面涂層的不同,第一代隔熱瓦又可分為兩類:涂有黑色高發(fā)射率涂層的高溫可重復(fù)使用表面絕熱材料(HRSI),應(yīng)用于650℃～1260℃的高溫區(qū)域;涂有白色高發(fā)射率涂層的低溫可重復(fù)使用表面絕熱材料(LRSI),應(yīng)用于370℃～650℃的較低溫區(qū)域。1978年,NASA研制出第二代剛性陶瓷隔熱瓦——耐火纖維復(fù)合材料隔熱瓦(FRCI)。FRCI隔熱瓦由78%的石英纖維和22%的硼硅酸鋁纖維(3M,Nextel312)組成,并加入2%～3%的SiC作為抗輻射劑,硼硅酸鋁纖維在高溫下釋放出氧化硼,在纖維搭接點處形成硼硅酸鹽粘結(jié)點。FRCI密度僅為LI-2200的55%,而強(qiáng)度更高,從第三架航天飛機(jī)發(fā)現(xiàn)者號(1981年)開始,代替了大部分LI-2200隔熱瓦。第三代剛性陶瓷隔熱瓦為1980年研制的高溫特性材料(HTP)。這種復(fù)合材料由78%的石英纖維、22%的氧化鋁纖維以及3%的氮化硼組成,其中BN是纖維粘接劑的必要來源,同時還起到抑制石英纖維析晶的作用。1985年,美國宇航局下屬AMES研究中心在此基礎(chǔ)之上還研制出另一種高溫使用材料——氧化鋁增強(qiáng)熱屏蔽瓦(AETB)。該隔熱瓦由68%的石英纖維、20%的氧化鋁纖維以及12%的Nextel312纖維組成,其中氧化鋁纖維的加入提高了材料的耐溫性,硼硅酸鋁纖維中的硼提供了纖維粘結(jié)必需的粘結(jié)劑。HTP與AETB隔熱瓦均添加2%的SiC作為抗輻射劑。剛性陶瓷隔熱瓦在航天飛機(jī)以及X系列飛行器上的應(yīng)用已顯示出優(yōu)異的隔熱性能及可重復(fù)使用性,然而隨著航天技術(shù)的發(fā)展,勢必對隔熱材料的綜合性能提出更高要求。為提高剛性陶瓷隔熱瓦的隔熱性能及其耐用性,NASA及其研究中心一直開展對現(xiàn)有隔熱瓦的改進(jìn)研究,主要集中在如下方面:1抗輻射劑和抗輻射劑的制備有兩種基本途徑:一是在纖維中直接摻入抗輻射顆粒,或者通過溶膠凝膠法在纖維表面原位復(fù)合抗輻射劑。另外一種方法是采用反射金屬箔,這種結(jié)構(gòu)能有效的阻擋輻射傳熱,但同時會使使用溫度降低。2產(chǎn)品的熱瓦復(fù)合氣凝膠的納米多孔結(jié)構(gòu)能有效地降低對流傳熱。Ames研究中心1999年報道了將航天飛機(jī)隔熱瓦復(fù)合二氧化硅氣凝膠經(jīng)超臨界干燥制得了二氧化硅氣凝膠-隔熱瓦復(fù)合材料。相比原隔熱瓦,復(fù)合材料的熱導(dǎo)率降低的同時強(qiáng)度得到了提高。氣凝膠-隔熱瓦復(fù)合材料常壓下80℃熱導(dǎo)率約為0.03W/m·K,500℃為0.09W/m·K,與原隔熱瓦在真空下熱導(dǎo)率相當(dāng)。3etb隔膜瓦組合為提高隔熱瓦的抗沖刷性及耐溫性,提出多層組合結(jié)構(gòu)隔熱瓦方案:將兩種不同密度的AETB隔熱瓦由氧化鋁或氧化硅粘結(jié)劑粘結(jié)在一起,高密度的AETB隔熱瓦具有較高的耐溫性,高溫下不發(fā)生后退,作為組合材料外層;低密度的AETB隔熱瓦具有較低的熱導(dǎo)率,作為組合材料內(nèi)層。不同材料組合使用可以兼顧各個材料的優(yōu)點,達(dá)到優(yōu)化的目的。2基于sa的高發(fā)射率涂層剛性陶瓷隔熱瓦在航天飛行器得到真正應(yīng)用,除隔熱瓦技術(shù)外,還需解決高發(fā)射率涂層、防水涂層、粘結(jié)與密封等大量的與應(yīng)用相關(guān)的技術(shù),NASA在此方面開展了大量研究。這些技術(shù)同樣具有關(guān)鍵作用,應(yīng)當(dāng)引起高度重視,隔熱瓦材料技術(shù)與上述相關(guān)技術(shù)應(yīng)同步進(jìn)行。2.1瓦與tufi涂層為抵抗再入的高輻射熱能并改善隔熱瓦的力學(xué)性能,必須研制高發(fā)射率表面涂層。早期HRSI和FRCI-12隔熱瓦使用的是反應(yīng)固化玻璃涂層(RCG),該涂層以SiB4為高輻射劑,SiO2和B2O3為粘結(jié)劑,1100℃下燒結(jié)而成。由于氧化鋁纖維熱膨脹系數(shù)較高,在第二代FRCI隔熱瓦和第三代AETB隔熱瓦上涂敷了與之適配的TUFI涂層。TUFI涂層的抗破壞能力比RCG提高幾倍,并且提高了剛性陶瓷隔熱瓦的耐久性。2.2防熱瓦-氈墊組合件的粘結(jié)為協(xié)調(diào)熱、力條件下隔熱瓦與鋁結(jié)構(gòu)之間的形變,隔熱瓦之間留有適當(dāng)?shù)目p隙,同時隔熱瓦與鋁結(jié)構(gòu)之間用應(yīng)變隔離墊(SIP)連接。應(yīng)變隔離墊是一種尼龍纖維針刺氈(商品名Nomex)。用室溫固化硅膠粘結(jié)劑(RTV)將氈墊粘接在隔熱瓦無涂層的一面,用同樣的粘結(jié)劑將防熱瓦-氈墊組合件粘到鋁合金殼體上。對于LI-900和LI-2200隔熱瓦,SIP的厚度分別為4mm和2.3mm。隔熱瓦之間的鋁合金殼體用敷有涂層的NOMEX氈覆蓋,防止向殼體直接傳熱。隔熱瓦之間的縫隙用氧化鋁纖維氈填充,并粘結(jié)在隔熱瓦底部的NOMEX氈上。2.3氧化硅顆粒與水混合物干燥為提高隔熱瓦和應(yīng)變隔離墊的界面強(qiáng)度,Ames研究中心于1979年開始使用表面增強(qiáng)的隔熱瓦。具體方法是:將硅溶膠(杜邦Ludox)、氧化硅顆粒與水的混合物涂刷到隔熱瓦表面,在空氣中干燥24h,再在65℃下干燥2h。增強(qiáng)處理后的隔熱瓦表面密度呈梯度變化,顯著提高了隔熱瓦-隔離墊的抗拉伸強(qiáng)度,對于LI-900提高了100%,對于LI-2200提高了60%。2.4初始疏水試劑為防止隔熱瓦吸收雨水和濕氣,還需對隔熱瓦無輻射涂層的一面進(jìn)行防潮處理。起初采用六甲基二硅氮烷作為疏水試劑進(jìn)行溶液疏水,但加熱后殘?zhí)紘?yán)重。改進(jìn)后采用甲基三甲氧基硅烷進(jìn)行疏水處理,處理后隔熱瓦具有良好的防潮性能,增重僅0.1%,經(jīng)加熱后殘?zhí)己苌佟?x系列飛機(jī)的剛性陶瓷襯套蓋的應(yīng)用3.1波音公司是主服務(wù)商X-37B是著名的X系列試驗飛行器,尺寸為美國原有航天飛機(jī)的四分之一,波音公司是主承包商。其機(jī)體迎風(fēng)面防熱材料是AETB隔熱瓦,表面覆有2.5mm厚的TUFI涂層,涂層由硅酸鹽玻璃與高輻射劑MoSi2組成,在界面形成密度梯度,強(qiáng)度和耐用性較好。3.2aebt涂層X-43A在2004年3月和11月的兩次試驗中成功實現(xiàn)了Ma=6.8和Ma=9.8的飛行。該飛行器上下表面都敷設(shè)了有TUFI涂層的AETB隔熱瓦,為了保證飛行器大面積熱防護(hù)隔熱瓦的幾何外形,AETB隔熱瓦在安裝后,整個機(jī)身在大型數(shù)控機(jī)床上進(jìn)行加工,加工完成后再進(jìn)行整體噴涂TUFI涂層,涂層在室溫下固化。由于飛行時間只有十幾秒,大部分隔熱材料的厚度在13mm左右。3.3高復(fù)合材料熱防護(hù)系統(tǒng)X-51A的飛行速度在Ma=6.0～7.0之間,較之前的X-43A飛行速度要慢,但飛行時間更長,因此對熱防護(hù)系統(tǒng)的性能要求更高。首架X-51A曾于2010年5月26日進(jìn)行飛行試驗,但其飛行馬赫數(shù)在達(dá)到4.88時因故障而終止。該飛行器迎風(fēng)面采用波音公司研制的BRI-16隔熱瓦為隔熱材料,由應(yīng)力隔離墊粘貼到鋁蒙皮上。4剛性陶瓷隔膜瓦防護(hù)剛性陶瓷隔熱瓦曾經(jīng)成功地解決了航天飛機(jī)的熱防護(hù)問題,在X系列飛行器目前驗證階段仍然可以使用,表明剛性陶瓷隔熱瓦作為高超聲速飛行器外防熱材料的潛在可行性。未來高超聲速飛行器氣動力熱環(huán)境與航天飛機(jī)有很大區(qū)別,剛性陶瓷隔熱瓦能否滿足其熱防護(hù)要求仍需分析和思考。為研制滿足高超聲速飛行器熱防護(hù)需求的隔熱材料,通過上述分析,可以得到如下啟示:1陶瓷隔膜瓦的性能在剛性陶瓷隔熱瓦多年的發(fā)展過程中,通過改進(jìn)材料組成、結(jié)構(gòu)及制備工藝,剛性陶瓷隔熱瓦在降低密度、提高強(qiáng)度、穩(wěn)定性能等方面取得了持續(xù)的進(jìn)步,揭示了新型先進(jìn)材料從早期研制、工藝改進(jìn)、規(guī)模生產(chǎn)到工程應(yīng)用的內(nèi)在規(guī)律。應(yīng)充分借鑒美國在剛性陶瓷隔熱瓦研制的成功經(jīng)驗,快速提升我國類剛性陶瓷隔熱瓦材料的研究水平。2環(huán)境中6的環(huán)境美國第一代剛性陶瓷隔熱瓦以無定形石英纖維作為骨架高溫?zé)Y(jié)而成,應(yīng)用在低于1260℃的環(huán)境中;第二代、第三代剛性陶瓷瓦中由于添加了硼硅酸鋁、氧化鋁纖維,其耐溫性顯著提高,使用溫度在1370℃以上,同時密度更低,強(qiáng)度更高。以第二代、第三代剛性陶瓷瓦為基礎(chǔ)開展研究工作,有助于高超聲速熱防護(hù)材料的研制。3高發(fā)射率涂層的處理技術(shù)在高超聲速熱防護(hù)材料研制的過程中,要充分重視高發(fā)射率涂層、防潮處理、連結(jié)與密封等相關(guān)技術(shù)的研究工作,保證材料研究工作與工程應(yīng)用相關(guān)技術(shù)同步協(xié)調(diào)發(fā)展。4類剛性陶瓷隔膜瓦美國第二代、第三代隔熱瓦中使用了氧化鋁纖維、硼硅酸鋁纖維等關(guān)鍵原材料,目前,國內(nèi)生產(chǎn)的氧化鋁纖維性能尚不能完全滿足使用要求,硼硅酸鋁纖維還無國產(chǎn)能力,制約了