可重复使用热防护系统防热结构

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1、1991年宇航材料工艺第4期可重复使用热防护系统防热结构曾昭焕(航空航天部703所X摘本文简单介绍及分析7现用航jE机轨道器热防护系统(TPS)防热结构和正在研制或计划研制的盖板式耐热承载防热结构，从未来的完奎可重复使用飞行器的基本结构布局出发，指出，所谓可重复使用的TPS，实际上限定于其整机的可重复使用性；现用航天飞机TPS防热结构应该是下一代或未来的可重复使用飞行嚣TPS的优选方案，盖板式耐热承载防热结构很可能只是部分应用，直至盖板材料及盖板式耐热承栽防热结构完全成熟。主题词防热§统，防热材料，盖板，防热结构可重

2、复使用的飞行器必须采用可重复使用的TPS。在迄今流行的热沉式、烧蚀式及辐射式三种再入(返回)防热方案之中，可重复使用的TPS只能采用辐射防热方案，因为可重复使用的TPS必须满足可靠、轻重量及可重复使用的条件可重复使用的辐射防热TPS，除部分使用发汗、热管及吹气等特殊冷却方式之外，都是将不同的表面辐射防热和绝热材料通过一定结构形式或连接方式连接固定在飞行器之不同温度区域实现的。袁面辐射材料、绝热材料和结构形式或连接方式谓辐射防热结构三要素。不同的要素组台即构成不同的防热结构。二、现用可重复使用TPS防热结构目前，典型的

3、已获实用的可重复使用TPS是美国航天飞机轨道器的TPS他们的基本结构为：1．外部辐射防热与绝热分开的防热结构美国航天飞机鼻锥采用抗氧化碳／碳复合材料制成空腔薄壳结构，用Inconel718及^一288等耐高温合金连接件将其机械连接固定在机身主结构上，采用内部绝热保护连接件及与这些连接件相连接的机体结构。外表防热与内部绝热分开，可以通过反复辐射达到降低驻点温度和温度分布梯度的目的。2．柔性毡防热结构美国航天飞机轨道器上表面低温医采用外表面涂有有机硅涂层的石英布或陶瓷布包覆NoIIIeX毡(FRSI)或超细石英棉(AFR

4、SI)防热材料，用室温固化有机硅橡胶(RTV一500)牯接在蒙皮上。柔性防热结构没有热匹配的问题，可使每块面积较大，也不需加工成特定的16形状5，冉瓷防热瓦防热结构美国航呆飞机轨道器的下表面采用表面硬薄壳辐射涂层与绝热材料结合一体的刚性陶瓷防热瓦，用RTV一560通过应变隔离垫间接粘接在机身蒙皮上的防热结构。可见，现用可重复使用TPS，除鼻锥及前缘防热之外，都采用表面辐射防热层与绝热材料结台一体的防热材料及将它们粘接在蒙皮上的外敷式防热结构。其特点是自身不承载，只将载荷传递给被保护的对象，故又称之为冷结构防热结构。美

5、国航天飞机的飞行实践证明，这种防热结构是成功的。三，盖板式耐热承载防热结构将辐射盖板材料和绝热材料组合起来，安装固定在机身上的防热结构被称为盖板式防热结构。它们有预装结构单元方案(如多层钛瓦)，组合安装机械连接方案等。组合安装机械莲接防热结构由盖板、下面板和纤维绝热体组成，用螺丝固定在主结构上。根据盖板材料的种类，有C／C盖板+多层纤维绝热多桩连接防热结构、高温台金蜂窝+多层纤维绝热+钛合金蜂窝、薄壁圆柱销螺纹连接防热结构和法国陶瓷盖板+多层反射绝热防热结构。此外，还设计试验过陶瓷薄壳+多层绝热+FRCI防热结构、金

6、属薄壳+绝热组台防热结构。ThomasJ．Dunn发明的采用六角形ACC盖板和盖板中心机械固定的预应力防热结构获得了美国专利。这些结构，盖板与盖板之问多采用边缘搭接连锁结构，防热系统与主结构之间采用承载支撑结构，从而构成了能够承受预料之中的热、声和压应力但对主框架的强度无贡献的耐热承载防热结构。其特点有：(1)要承受应力载荷；(2)要采用机械连接固定方式；(3)要采用轻重量的耐热承载材料；(4)与航天器的种类无关．金属盎板金属盖板主要包括钛台金盖板和高温合金蜂窝两种。最初的钛瓦用Ti一6AI一4V(Ti64)制造，后

7、改用性能比Ti64好的Ti一6A1一aSh一4Zr-2Mo(T16242)。并已证明，SiC增强钛波纹板材料的承载能力比Ti64高得多(尤其在538℃钛台金性能下降时)；用这种波纹板制成的钛瓦的压缩承载能力优于Ti64瓦，且这种优越性随温度升高更加明显。用来制造耐高温蜂窝的台金主要是Inconel617(美国)和氧化钍弥散强化Ni—Cr合金(TDNiCr，法国)。快速凝固钛台金、TiA1及TisAI等高温高比强材料是重要的轻重量耐热承载材料。快速凝固粉冶法碳增强钛可用于704℃以上的温度。TiA1的950℃／eoh持

8、久强度为84．5MPaTi3Al在1200℃是可锻的，是Ti—Al系轻重量耐热台金中最有希望的候选对象。金属盖板TPS克服了刚性陶瓷瓦TPS的强度低、性脆和易吸水等一系列的缺点，其较高的强度和韧性使之在恶劣的环境中更加显示出结构的高度完整性和可重复使用性。但是，金属盖板除了过热能力差，热膨胀变形拱曲导致附面层过早地从层流转变为紊流，以及设计与制