X-37B空天飞行器轻质非烧蚀热防护新技术
- 格式:doc
- 大小:2.47 MB
- 文档页数:8
X-37B空天飞行器轻质非烧蚀热防护新技术
鲁芹,姜贵庆,罗晓光,胡龙飞
(中国航天空气动力技术研究院,北京 100074)
摘要:X-37B是世界上第一个具有可重复使用、高超声速飞行、高机动变轨及快速响应能力的空天飞行器。
热防护技术是制约空天飞行器最终服役能力的关键技术。
X-37B突破了空天飞行器热防护技术的瓶颈,成功的验证了新型的轻质非烧蚀热防护技术。
回顾了空天飞行器热防护发展历程,分析了X-37B 的“全球快速精确打击目标”的特殊功能对热防护系统的需求,提出了X-37B空天飞行器热防护系统的新技术—可重复使用、轻质、非烧蚀,最后探索了X-37B热防护新技术的实施途径—防隔热一体化、梯度化。
关键字:X-37B;轻质非烧蚀;防隔热一体化;梯度化
0.引言
随着现代航天技术的发展, 继陆、海、空之后,太空以其得天独厚的地理优势及其在政治、经济、军事、外交等方面具有的极其重要的价值,已经被世界军事大国视为维护国家安全和利益的战略制高点。
夺取制天权, 已成为世界航天大国共同的战略目标。
以X-37B为代表的空天飞行器是21世纪空间攻防对抗、全面夺取制天权的必不可缺的关键武器装备。
热防护系统是空天飞行器最为关键的子系统之一,热防护技术是制约空天飞行器最终服役能力的的关键技术。
空天飞行器的“全球快速精确打击目标”、“高机动性”以及“高可靠性和低成本”等要求对传统的热防护技术提出了严峻的挑战。
防热问题成为空天飞行器设计中的关键制约因素和主要技术瓶颈。
2010年发射成功的、在轨244天以及水平着陆的X-37B是一种可以在地球近轨道、太空和大气层中飞行的、具有超强机动能力和快速响应能力的空天飞行器。
它的发射成功引起全世界的高度关注。
X-37B 的一项重要任务是验证新型的热防护系统,它的顺利返回与再次发射也预示着这种新型防热系统得了巨大突破。
1.X-37B空天飞行器
X-37B空天飞行器是一种可在各种弹道轨迹上飞行,用于执行范围广泛的空间控制任务的可重复使用飞行器。
它是一种可用于航天发射、操作、侦察和作战的多功能作战武器。
它既保持了航空战斗机的可重复的特性,又继承了空天飞行器能长时间在轨道上运行的优势。
它是航空和航天器技术高度结合的结晶。
X-37B是世界上最先进的空天飞行器,它的先进性体现在:
第一,反应速度更快,空中机动性更强,飞行速度是当今最先进的喷气战斗机和最先进导弹无法企及的,可以达到最高的二十几马赫;第二,在轨时间长达244天,能长时间停留在打击目标上空的轨道上,敌方反导系统根本无法及时进行预警,从而达到最有效的打击效果;第三,可用作全球打击和空间激光反弹道导弹的平台,而且还可用作部署空间卫星和在全球范围内快速运送军事物资和人员的平台。
第四,在空中轨道上需要的燃料更少,却能做出更长时间的巡航,这是世界上其他任何一款式战机所不能比拟的。
第五,为开发更加高级的空天武器平台作准备。
2.X-37B空天飞行器中的热防护概况
2.1 可重复使用空天飞行器热防护概况及存在的问题
表1给出了美国空天飞行器热防护系统的发展历程[1]。
从表1看出,随着人类认识的提高和航天技术的发展,空天飞行器的热防护系统由传统的以金属为主体的金属热防护开始转向以非金属为主体的陶瓷瓦热防护,热防护类型也从烧蚀型热防护转向非烧蚀热防护。
表1世界航天大国空天飞行器的热防护方案
空天飞行器年代高温区热防护类型
美国X-37B 2010 增韧单体纤维抗氧化复合结构(TUFORC)非烧蚀
美国发现号航天飞机2006 RCC热结构烧蚀
美国X-33 C/C热结构烧蚀
美国奋进号航天飞机1994 RCC热结构烧蚀
美国X-30A(NASP) ACC发汗冷却烧蚀
美国哥伦比亚号航天飞机1981 RCC热结构烧蚀
前苏联-暴风雪航天飞机1988 C/C材料热结构烧蚀
法国-Hermes SiC/SiC、C/SiC或C/C 烧蚀
英国-Hotol ACC或C/SiC热结构烧蚀
日本-HOPE RCC热结构烧蚀
航天飞机是世界上第一个部分可重复使用的空天飞行器,航天飞机首次采用了陶瓷热防护系统和材
料,并获得了成功的飞行。
它解决了当时金属防热瓦尚不能解决的重量、热膨胀、连接和密封等方面的种种矛盾,为航天飞机划时代的腾空建立了不可磨灭的功绩。
但是陶瓷瓦具有脆性大,抗损伤能力差,维护成本高,更换周期长等问题,热防护一直是美国航天飞机可重复使用的瓶颈问题。
航天飞机的两次灾难性事故都与热防护直接相关。
航天飞机并没有达到预期的可重复使用目的。
2.2 X-37B热防护系统的新突破
X-37B的成功返回与再次发射说明其所使用的新型非烧蚀热防护系统-单片增韧抗氧化复合结构(TUFROC)已经成熟。
这种新型陶瓷复合结构不但能承受再入时产生的高温,而且还解决了陶瓷瓦在高温环境下的热裂和抗氧化等瓶颈问题,并且可以重复利用。
表2给出了目前空天飞行器高温区所采用热防护结构材料的对比[2]。
从表2可以看出,TUFROC的密度只是增强C/C材料(RCC)的1/4,成本降为RCC的1/10,并且制造周期缩为RCC的1/6到1/3。
与传统的烧蚀热防护不同,TUFROC采用了非烧蚀的轻质热防护新技术。
表2空天飞行器高温区所采用的热防护材料
高温区材料密度(g/cm3)成本(K$) 制造周期(月) 最高温度(K)热防护类型
TUFROC 0.4 50 2 2000 非烧蚀
RCC 1.6 500 6~12 2300 烧蚀
C/SiC 1.8~2.05 6~12 ~2100(长时1923)烧蚀
SiC/SiC 2.4~2.9 6~12 长时1723 烧蚀
3.X-37B空天飞行器的轻质非烧蚀热防护新技术
X-37B空天飞行器的“全球快速精确打击目标”、“高机动性”以及“高可靠性和低成本”等要求对热防护系统提出了可重复使用的具体要求:非烧蚀、轻质化。
3.1 非烧蚀热防护技术
飞行器高速再入大气时,速度高达20多马赫,飞行器的表面会产生严重的气动加热,引起表面温度极高,高达几千度。
飞行器的表面会发生氧化、相变等一系列化学反应,表面会出现不同程度的烧蚀,必须对再入飞行器采取防热措施。
对于一次性使用的再入飞行器,其防热问题比较容易解决,通常采用成熟的烧蚀热防护技术。
烧蚀
式热防护是目前国内外各种飞行器应用最广的热防护形式。
X-37B空天飞行器是一种可重复使用飞行器,可重复使用概念是冯·布劳恩和钱学森在20 世纪中期提出,其主要目的是降低航天器居高不下的成本。
X-37B空天飞行器的可重复性要求飞行器的外形保持不变,而烧蚀热防护技术难以满足飞行器的外形不变的要求。
因此,非烧蚀热防护技术成为X-37B空天飞行器必须解决的关键技术。
非烧蚀热防护,是指热防护系统在防热材料与高温气体相互作用下能够长时间保持物理和化学稳定性。
防热材料的表面不发生明显的氧化反应,在长时间加热条件下(1000~2000s),飞行器气动特性保持不变。
目前非烧蚀热防护的材料研究集中在高密度的超高温陶瓷、抗氧化C/C、SiC/SiC、C/SiC复合材料,还没有取得突破性进展。
错误!未找到引用源。
地面考核试验结果显示了目前耐高温材料在非烧蚀热防护技术上存在的问题:C/C和C/SiC的烧蚀量较大,超高温陶瓷抗热冲击能力较差。
3.2 轻质化热防护技术
美国为保障在未来战争中保持太空优势,实施了“太空作战快速响应”计划,该计划要求必须遵循两个原则:快速响应性(迅速性和全球性) 和经济可承受性[3]。
快速响应性(迅速性和全球性) 和经济可承受性对热防护结构提出了轻质化的要求。
X-37B以其超强的机动性能和快速响应能力引起全世界的高度关注。
X-37B的尺寸是航天飞机的1/4,但采用新型热防护技术的X-37B的总重量只是航天飞机的1/10。
根据美国航空航天局2006年对各种运载器发射至近地轨道的发射成本统计数据,航天飞机的发射成本约为10000$/lbm,国内的CZ-3B运载火箭约为2200$/lbm,而X-37B的发射成本可以降低到1000$/lbm[7],X-37B的总发射成本随总重量的减少也明显降低。
目前,轻质化的研究主要集中在烧蚀类型的低密度材料上。
轻质化技术主要应用在一次性飞行器—飞船上,如美国的阿波罗、双子星座以及中国神州飞船等。
综上所述,轻质非烧蚀热防护技术是目前以X-37B为代表的空天飞行器的关键新技术。
表3飞船热防护系统方案
飞船型号最高温区热防护类型
双子星座飞船座舱填充硅橡胶的酚醛玻璃钢蜂窝结构和酚醛玻璃钢蜂窝夹层结构
阿波罗飞船指挥舱填充酚醛-环氧的酚醛玻璃钢蜂窝结构和不锈钢结构
烧蚀
泡沫硅铜弹性体热屏蔽(金属蒙皮)
CHEOPS号飞船指
挥舱
3.3 轻质非烧蚀热防护新技术的实施途径
随着非烧蚀热防护研究的不断深入,人们逐渐意识到单从材料抗氧化及高熔点角度出发,找到一种能在任何再入飞行条件下都能实现非烧蚀的单一材料几乎是不可能的。
非烧蚀的实现与飞行器的再入热走廊密切相关,非烧蚀热防护的研究重心已经单纯从超高温材料设计转为结合飞行热环境、深化机理认识并重视预防隔热一体化设计的新阶段。
先进热防护系统需要结合飞行热环境—非烧蚀机理—高可靠性结构加以实现:(1)根据空天飞行器的飞行走廊给出准确的热环境,探索非烧蚀热防护的限制边界;(2)针对不同飞行阶段的热环境特点分析非烧蚀的实现机理;(3)通过材料密度、热物理性能梯度化设计提供热应力释放通道,提高热防护结构的安全可靠性并同时实现结构件轻质化;(4)利用不同状态的地面模拟试验完成热防护系统的环境适应性分析。
针对X-37B飞行器的鼻锥及翼前缘防热要求,NASA-Ames研究中心提出了热防护结构的新概念。
这个新概念摈弃了防热与隔热各自独立的传统设计思想,实现了外层非烧蚀与内层低密度梯度化设计,成功解决了外层防热与内部隔热基体结构之间的热匹配性问题,并且通过了地面风洞模拟试验验证和飞行试验验证。
a.防隔热一体化设计[4]
与传统的防热-隔热分开的设计方法不同,TUFROC创新性的使用了防热—隔热一体的设计方法,实现了抗氧化烧蚀外层与高韧性隔热基体的一体化连接。
采用机械连接方式将具有优良抗氧化烧蚀性能的外层与具有良好抗冲击载荷性能的隔热基体有效组合,并统一进行涂层处理。
克服了单纯抗氧化外层的脆性,提高了热防护部件的抗热震性能,保障了热防护系统的安全性,优良的隔热性能简化了机身的隔热结构设计,实现了功能、防热、隔热一体化、模块化的设计思想。
如图3所示,TUFROC有两部分构成:外层(ROCCI)盖帽和内部隔热层。
ROCCI是一种表面完全致密的高密度的含碳陶瓷复合材料,用作外层以实现非烧蚀;内层为含纤维的多孔低密度隔热层(FRCI)以降低整体热结构的密度。
图 1 TUFROC 结构示意图
b.梯度化设计
X-37B空天飞行器再入时,飞行器内外层产生的巨大温差对其热防护系统提出了梯度化设计的要求,以缓解短距离的巨大应力引起的热裂问题。
表面完全致密化,同时具有较低的催化效率和较高的导热系数和辐射系数,对于实现热防护结构表面的抗氧化非烧蚀特性及降低表面层温度梯度非常有利。
致密高导热表面层在抵挡住热流后,实现内部材料的高效隔热是非烧蚀热防护系统另一重要要求。
从实现角度来说,高效隔热可以由材料的多孔疏松结构来完成。
多孔层还可以吸收或缓释致密表面层由于温度大幅升高造成的热应变,保持整个热防护系统的高温维形能力。
因此,形成由完全致密结构向多孔疏松结构梯度过渡的非均质防热系统结构是实现非烧蚀特性的重要途径。
利用这种独特的设计方法,不但实现了低密度与非烧蚀的有机结合,而且抗热震性能好,不易产生热裂效应。
c.抗氧化
不用于传统表面处理,TUFROC的表面处理采用功能化涂层(TaSi2-MoSi2-B2O3·SiO2),实现了表面的低催化与高辐射特性,有效降低了进入材料的热流,很大程度上减轻了材料的烧蚀压力。
内部及界面的连接空隙提供了活性氧的扩散通道,提高了材料反应界面的氧分压,使得材料在较宽的温度范围内保持被动氧化(即生成固态氧化物),保持整体热防护部件在高温服役条件下的结构稳定性及保形能力。
d.试验验证
地面电弧风洞设备模拟空天飞行器飞行走廊的特征服役段,考核热防护系统的非烧蚀性、高效隔热性及安全可靠性。
确定功能化热防护系统部件的可靠服役范围,初步完成具有较高成熟度的典型热防护部件制备。
在电弧风洞试验中,如图所示,对TUFORC的四种样件进行了测试:钝形,尖锐前缘、钝形前缘以及具有42°后掠角的塔架结构。
(a)钝形cone (b)尖锐前缘(c)钝形前缘(d)塔架结构
图2TUFORC的电弧加热器试验模型
试验考核前后的尖锐前缘模型可参见图6,为182W/cm2驻点热流、总加热时间600s前后的外形变化(每隔120s拍照一次),模型测量也表明经上述状态考核后TUFROC结构的前缘半径未发生改变。
(a)考核前形貌(RN=3.18cm,δ =10°)(b)经2,4,6和10分钟加热考核后形貌
图3182W/cm2驻点热流下不同加热时间对TUFROC尖前缘测试样品的影响图7给出了具有复杂曲线特征的钝形前缘(代表X-37全尺寸20.3cm长防热瓦),图7(a)为77.0W/cm2热流加热5分钟试验考核中照片(表面温度为1978K)。
考核过程中前缘的外沿比中心部位的气流速度及压力梯度更大,因此面临更高的气流剪切力及更严重的气动加热。
图7(c)为考核后的样品表面,其沿驻点的表面粗糙度沿驻点流线略微增加,但样品的外模线尺寸及辐射性能保持不变。
(a) 电弧加热试验中(b)试验前(c)试验后
图4加热时间对全尺寸TUFROC的影响(加热时间5分钟,Tw=1980K)
4.结束语
X-37B空天飞行器是21世纪世界航天大国霸占太空的关键武器装备,热防护技术是影响其生存能力的关键技术。
X-37B空天飞行器的总体设计对传统的热防护系统提出了新的挑战。
可重复使用、轻质化和非烧蚀是其热防护设计中的新技术,也是必须率先突破的一项重大基础科学问题。
防隔热一体化设计、梯度化设计和试验验证是实现轻质非烧蚀的重要实施途径。
参考文献
[1] 张鲁民,航天飞机空气动力学分析,国防工业出版社,2009
[2] David A. Stewart and Daniel B. Leiser, Lightweight TUFROC TPS for Hypersonic Vehicles, 14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,Canberra,Australia,AIAA2006-7945
[3] 袁俊,美国太空战略与太空站武器的新进展,中国航天,2005,(2),36-41
[4] David A. Stewart and Daniel B. Leiser,Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-resistant
Composite, US 7,381,459,B1
作者简介
鲁芹,女,博士,高级工程师,研究方向为高超声速飞行器热防护研究
姜贵庆,男,研究员,研究方向为研究方向为高超声速飞行器热防护研究
罗晓光,男,博士,研究方向为研究方向为高超声速飞行器热防护研究
胡龙飞,男,博士,研究方向为研究方向为高超声速飞行器热防护研究。