再入航天器陶瓷拐角环防热计算与结构适用性分析

李伟杰刘峰董彦芝张幸红

（1北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

（2哈尔滨工业大学复合材料研究所，哈尔滨 150001）

1 引言

可靠的防热技术和先进的热防护结构材料是再入航天器成功返回的重要条件。对于再入航天器应用的防热结构，美国航天飞机的翼前缘部位应用的是增强C/C材料[1]，航天飞机再入时经受的热流环境分别为，中间底部结构位置的峰值热流约为60kW/m2，翼前缘处峰值热流为600kW/m2；Apollo飞船指挥舱的防热结构为双层结构形式，迎风面球半径为4.693 92m[2]。防热材料采用Avcoat 5026-39/HC-G，为玻璃填充环氧树脂材料，密度为497kg/m3，防热层厚度根据局部热环境的不同呈现非均匀分布，该防热结构的烧蚀温度能够达到922K[3]。

除上述几种防热材料外，近年来超高温陶瓷受到航天科研人员的高度重视，美国、意大利等国更是将其作为在研再入飞行器防热结构（包括美国SHARP项目、意大利SHS项目等）的重要候选材料。所谓超高温陶瓷，是指在超高温环境及反应气氛中能够保持物理和化学稳定性的一类特殊材料，这类材料具有高熔点、高热导率及良好的抗氧化能力等特性，是极端环境下使用的新型耐高温结构材料[4]。超高温陶瓷的相关研究结果表明，ZrB2-20vol%SiC材料体系具有较好的防热性能[5-6]。

本文针对再入航天器的典型防热结构——后端防热拐角环部件，应用超高温陶瓷（ZrB2-20vol%SiC）作为拐角环防热结构材料，应用有限元模拟方法，计算了超高温陶瓷拐角环在近地轨道及探月返回再入热环境下的温度场。根据温度场计算结果，本文针对超高温陶瓷作为再入航天器防热结构材料的适用性进行了分析。

2 结构建模

2.1 结构及模型

针对超高温陶瓷拐角环防热结构的特点，利用ABAQUS有限元分析软件，建立了拐角环结构的热响应分析模型。结构有限元模型及网格划分见图1所示。热响应有限元模型采用热传导分析的实体单元。

图1 拐角环结构及网格划分Fig.1 Structure and mesh of the aft ring

在进行拐角环结构热响应分析计算时，选取拐角环结构内外表面共7个典型的特征点P1～P7，分别代表第一到第七个特征点，如图2所示。其中特征点P1～P4为拐角环结构外表面由上至下的4个特征点位置，特征点P5～P7为拐角环结构内表面由上至下的3个特征点位置。除了上述7个特征点位置之外，本文在进行有限元计算时，对结构外表面及内表面的最高温度特征位置同样给予了分析。

图2 拐角环结构特征点分布Fig.2 Distribution of characteristic points on the aft ring

2.2 材料参数

超高温陶瓷拐角环结构材料（ZrB2-20vol%SiC）的密度为5 460kg/m3，发射率为0.8，密度及发射率参数假设为定值，不随温度的变化而变化。ZrB2超高温陶瓷的热导率及比热容等性能参数如表1所示。

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2.3 再入热环境

计算分析假设拐角环结构初始温度为300K。图3为拐角环结构模型的热流密度加载图，加载区域为拐角环结构的外表面。考虑最严格条件，所有区域均匀加载。

图3 拐角环结构模型热流加载Fig.3 Loading of heat flux on the aft ring

计算所用热环境条件说明如下：1）对于近地轨道再入，采用某航天器再入热环境条件，再入起始时刻（t=0s）为距离地面约100km高度，峰值热流密度出现在250s时刻，为1.3MW/m2，再入加热时间为530s，计算总时间为550s，热流密度随再入时间连续变化；2）对于探月返回再入，采用Apollo飞船指令舱再入时的拐角处热流密度环境，因再入热环境数据有限，取峰值热流密度出现在1 000s，为2.5MW/m2。计算初始时刻（t=0s）及加热结束时刻（t=2 000s），热流均为 0，计算总时间取 2 200s。

3 计算结果分析

3.1 近地轨道再入

在近地轨道再入热环境下，超高温陶瓷拐角环结构7个特征点的温度场计算结果如图4所示。对于特征点P1在近地轨道再入条件下的温度场，随着再入时间的推进，特征点P1处的温度也逐渐增大，当加热时间持续到271.7s时，温度达到最高，为1 542.7K。随后，该位置的温度开始缓慢下降。这是因为，在给定再入热环境作用下，热流加载使得结构表面温度上升，同时由于超高温陶瓷本身与外界存在辐射换热，两者共同作用使表面温度发生变化。在温度达到峰值之前，热流加载使得温度上升的贡献大于结构与外界辐射换热使得温度下降的贡献。当温度达到峰值过后，结构与外界辐射换热使得温度下降的贡献开始起主导作用，超过热流加载使得温度上升的贡献，因此，结构表面温度表现为逐渐下降。在计算总时间（550s）区间内，可以看出，在530s再入加热结束时刻，特征点P1处的温度开始明显下降，因为此时结构温度的变化仅仅来自于结构与外界辐射换热使得温度下降这一贡献。

对于结构外部其他特征点（P2、P3、P4）的温度场，其随时间变化的规律与特征点P1相似，如图4所示。随着加热时间的增大，各特征点温度逐渐增大，当加热时间持续到约270s时，温度分别达到最高。在加热过程中，结构外部其他特征点同样存在热流加载使得温度上升以及结构与外界辐射换热使得温度下降这两方面的作用。在530s热流加载结束后，特征点、温度开始明显下降。

再入过程中，拐角环结构外部最高温度最大值所在特征点的温度场标记为Pout-Tmax，如图4所示，在272.5s时刻，该位置温度达到最大，为1 555.5K。

图5给出了再入过程中拐角环结构内表面3个特征点位置（P5、P6、P7）的温度场，随着热流加载时间的增加，特征点P5位置的温度也逐渐升高，在200s之前，温度升高并不明显，这是因为拐角环结构有一定的厚度，在外部受到热流载荷以后，由外向内的传热存在一个过程。随后，P5位置的温度开始有所升高，尤其是在加载时间超过300s以后，温度上升逐渐明显，当时间为550s，即为计算结束时刻，P5位置的温度达到443.3K，但温度变化未出现下降趋势，可以看出，在随后的时间里，由于拐角环结构外表面温度高于内表面，因此内表面的温升还将持续一段时间。对于P6及P7特征点的温度场，如图5所示，其变化趋势与特征点P5相似。

图5 近地轨道再入热环境下拐角环内部特征点温度场Fig.5 Temperature fields of the characteristic points inside the aft ring reentry from LEO

在530s再入加热过程中，拐角环结构内部最高温度最大值所在特征点的温度场标记为Pin-Tmax，如图5所示，在550s计算结束时刻，该位置温度为463.4K，也即此时刻结构内部温升为163.4K。

3.2 探月返回再入

在探月返回再入热环境下，拐角环外部结构特征点的温度场如图6所示。随着加热时间的延长，P1位置的温度逐渐升高，当持续加热时间到1 056.7s时，P1位置的温度达到最高，为2 229.7K。结合近地轨道再入拐角环结构温度场结果分析，再入过程中，结构热传导同样由热流加载使得结构表面温度上升、结构本身与外界辐射换热——两者共同作用使得结构外部温度发生变化。在2 000s热流加载结束后，特征点的温度开始明显下降，因为此时结构温度的变化仅仅来自于结构与外界辐射换热使得温度下降这一贡献。探月返回再入热环境下，拐角环结构外部温度最高值出现在1 058.4s，最高温度值为2 352.9K。

图6 探月返回再入热环境下拐角环外部特征点温度场Fig.6 Temperature fields of the characteristic points outside the aft ring reentry from the lunar orbit

拐角环结构内表面特征点温度场计算结果如图7所示。随着加热时间的增加，结构外表面不断向内表面传导换热。在2 200s计算结束时刻，P5～P7的3个特征点的温度分别达到701.2K、697.7K、725.8K。可以看出，相比于计算初始时刻的300K，P5～P7的3个特征点在2 200s时候的温升分别达到了401.2K、397.7K及425.8K，结构内部温度最高特征点的温度为731.7K，也即此时刻结构内部温升为431.7K。

图7 探月返回再入热环境下拐角环内部特征点温度场Fig.7 Temperature fields of the characteristic points inside aft ring reentry from lunar orbit

4 结构适用性分析

根据近地轨道及探月返回再入过程中的拐角环结构温度场计算结果，超高温陶瓷材料的结构在再入过程中的最高温度分别为1 555.5K及2 352.9K，结构内部最大温升分别为163.4K及431.7K。基于此，本节从材料性能及结构设计的角度对超高温陶瓷拐角环结构性能进行分析。

4.1 材料抗高温性

根据哈尔滨工业大学复合材料研究所胡平等人关于ZrB2超高温陶瓷的研究成果[5]，ZrB2超高温陶瓷在电弧风洞1.7MW/m2、5.4MW/m2两种热流密度条件下各进行600s的烧蚀试验。

ZrB2超高温陶瓷电弧风洞烧蚀试验结果，见表2。ZrB2超高温陶瓷在电弧风洞条件下的烧蚀形貌，见图8[5]。试验结果表明，在1.7MW/m2条件下，结构表面最高温度达到1 660℃，试验后，结构无变化，也即在1.7MW/m2、600s烧蚀条件下，结构保持完好，如图8（b）所示。在5.4MW/m2条件下，结构表明最高温度达到2 330℃，试验后结构厚度减小0.002 98m，如图8（c）所示，在结构表面形成了较为明显的氧化结构，且由于烧蚀过程中的气流冲刷及剥蚀，使得结构上端呈现半球状，说明在5.4MW/m2高热流密度条件下，材料发生了较为明显的剥蚀。

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图8 ZrB2超高温陶瓷在电弧风洞条件下的烧蚀形貌Fig.8 Ablation character of ZrB2UHTCs in arc windtunnel

此外，胡平等人开展了氧乙炔焰条件下ZrB2超高温陶瓷烧蚀10min的试验，如图9所示[6]。试验过程中，结构表面温度达到2 200℃的时间持续约500s。试验后，结构氧化层厚度仅为0.000 396m。结果表明，在此烧蚀条件下，ZrB2超高温陶瓷具有良好的抗烧蚀能力。

图9 氧乙炔焰条件下ZrB2超高温陶瓷烧蚀形貌Fig.9 Ablation character of ZrB2UHTCs under oxyacetylene torch

基于上述试验结果，ZrB2超高温陶瓷在电弧风洞1.7MW/m2、5.4MW/m2两种热流密度条件下的结构烧蚀响应有所不同。结合近地轨道（峰值热流密度为1.3MW/m2、550s，最高温度1 555.5K，即1 282.5℃）及探月返回（峰值热流密度为2.5MW/m2、2 000s，最高温度2 352.9K，即2 079.9℃）的再入热环境，可以推断，ZrB2超高温陶瓷具有较好的抗高温性能。

4.2 结构可设计性

关于超高温陶瓷的结构可设计性，主要包括结构设计匹配以及工艺匹配。

对于结构设计匹配，主要是防热性能匹配。由于超高温陶瓷热导率较高，结构外部能够承受高热流环境，而结构内部隔热的问题则成为其结构可设计的重点之一。目前，研究人员采用低热导率材料作为内部结构以实现隔热（包括柔性隔热毡、纤维隔热涂层、热屏蔽材料等），也有学者提出应用功能梯度材料以实现防热与隔热功能一体化[7]。

对于结构工艺匹配，主要是结构可加工性以及结构连接的匹配。目前应用较为广泛的超高温陶瓷制备方法主要为热压烧结，所得结构各项性能稳定，且能够满足大尺寸结构制备及加工要求。由于超高温陶瓷具有优良的导电及导热性能，因此结构加工工艺广泛，包括线切割、切削、磨削、铣削等方法，能够满足复杂结构外形的需求，图10给出了几种典型的超高温陶瓷结构件形式。对于结构连接，一般采用螺接方式，也可结合楔形镶嵌的形式，能够保证结构连接强度及刚度的要求，如图10[8-9]所示。

图10 超高温陶瓷结构件Fig.10 Structure samples of UHTCs

基于上述分析，应用超高温陶瓷到再入式航天器防热结构，在结构设计、成型与加工工艺方面均具有较好的可设计性。

5 结束语

本文基于应用超高温陶瓷到再入式航天器的考虑，计算并分析了近地轨道及探月返回再入过程中超高温陶瓷拐角环结构温度场，再入过程中结构表面最高温度分别为1 555.5K及2 352.9K，结构内部最大温升分别为163.4K及431.7K。通过对超高温陶瓷在热流密度为1.7MW/m2与5.4MW/m2的电弧风洞以及2 200℃氧乙炔焰条件下烧蚀行为的调研，分析了超高温陶瓷作为再入航天器防热结构的适用性。

根据超高温陶瓷在近地轨道及探月返回再入热环境下的温度场计算结果，以及材料性能及结构适用性分析，可以得出结论，超高温陶瓷因其所具有的优良的耐高温及耐烧蚀性能，有可能作为近地轨道及探月返回的再入防热结构材料。

后续相关研究，将基于再入过程中超高温陶瓷防热结构的热应力以及结构本征力学性能，对超高温陶瓷的防热结构适用性予以进一步分析。

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