防热材料烧蚀行为和热响应的数值仿真研究

发布时间：2020-08-09 09:02

【摘要】：防热材料是先进热防护系统(Thermal Protection System,TPS)设计和研制的关键材料,其在新型动力系统和再入式飞行器、空间探测飞行器、临近空间飞行器、重复使用运载器等飞行器中具有不可低估的作用,其性能是相关动力系统和飞行器先进性和可靠性的决定因素之一。而在众多的热防护材料当中,碳/碳复合材料、碳/酚醛复合材料以及超高温陶瓷材料作为典型的热防护材料一直是热防护系统开发研究的热点。因此,针对该类防热材料,有必要研究其在高温服役条件下,防热材料的烧蚀和热响应行为,尤其准确预测温度场等的变化规律,可以为热防护系统以及防热材料的设计和优化、解决防热过度冗余或不足提供有效的参考和依据。本文以碳/碳复合材料、三维编织碳/酚醛复合材料以及超高温陶瓷防热材料为研究对象,在分析不同类型防热材料热响应计算模型和计算方法的基础上,应用数值计算方法,针对高温服役条件下防热材料的烧蚀和热响应行为进行了数值计算。主要工作包括以下几个方面:首先,在考虑纤维和基体性能差异的基础上,将纤维和基体分开建模,从而建立了包含纤维和基体的传热模型。分析了碳/碳复合材料的表面热化学烧蚀机理,并在此前提下建立了碳/碳复合材料的表面热化学烧蚀模型。应用该烧蚀模型以及耦合相应的边界条件,并对其划分高质量网格,利用有限元动网格技术捕捉了烧蚀面的退缩速率,从而实现了高温服役条件下碳/碳复合材料表面热化学烧蚀行为的计算,预测了高温条件下该防热材料的表面温度、烧蚀面退缩行为、纤维和基体的线烧蚀率以及体积和质量损失规律等。其次,针对高温服役条件下三维编织碳/酚醛复合材料的基体和纤维的性能差异,将基体和纤维分开考虑,并应用能量和质量守恒原理,从复合材料组成物的角度出发建立了该防热材料的体积烧蚀模型。与其他烧蚀模型相比,目前较多的烧蚀计算忽略了基体和纤维之间存在的差异,建立了复合材料整体的一维或二维烧蚀模型,从而预测的烧蚀性能势必会产生较大的分析误差。因此,为了更加精确的计算,本文建立的烧蚀模型充分考虑了高温条件下纤维的传热过程以及基体密度和材料热物性的变化,并利用Arrhenius方程计算了防热材料的热分解效应。在此基础上,应用该烧蚀模型并考虑烧蚀边界上热解气体的热阻塞效应,实现了高温服役条件下三维编织碳/酚醛复合材料体积烧蚀行为的计算,预测了该防热材料的瞬态温度场分布、密度变化、材料热物性、基体热解度、分解率、质量损失率以及炭层厚度的产生及变化情况。在高温条件下,三维编织碳/酚醛复合材料发生体积烧蚀行为的同时,也必然发生材料的热变形,产生一定的变形位移。而防热材料的变形方式及其变形位移,一方面直接关系着热防护系统结构的稳定性和安全性,另一方面准确预测服役过程中防热材料的变形方式和变形位移,是热防护系统设计、优化、最终定型的前提条件。基于此,在温度场计算的基础上,针对三维编织碳/酚醛复合材料的高温变形行为进行了相关计算。在该计算过程中,考虑了酚醛基体热解引起的基体热膨胀系数的非线性变化,预测了高温条件下三维编织碳/酚醛复合材料的变形情况以及基体热膨胀系数的分布特征。最后,针对超音速服役条件下超高温陶瓷防热材料的热响应行为,在分析原有计算方法的基础上,应用流-固-热耦合计算方法求解了超音速服役条件下飞行器表面超高温陶瓷防热材料的热响应行为。在该计算过程中,流场计算选择了Spalart-Allmaras湍流模型以及匹配压力远场边界条件,并应用动网格技术捕捉了结构的变形位移。在此基础上,应用该计算方法预测了服役过程中超音速流场的流动状态、气动热流、气动压力以及飞行器表面超高温陶瓷防热材料的温度场、变形位移的分布特点和变化规律。计算结果表明:1、在烧蚀过程中,碳/碳复合材料的烧蚀面出现了明显的退缩行为,并且基体的退缩距离要比纤维的退缩距离大。纤维和基体具有不同的体积和质量损失情况,两者的线烧蚀率也并不相同,说明烧蚀过程中纤维和基体具有不同的烧蚀性能。2、在加热过程中,三维编织碳/酚醛复合材料具有不均匀的温度场分布,材料内部存在较大的温差;随着温度的升高,加热面及其附近区域的基体密度首先出现了减小,并且密度的减小区域向材料结构的厚度方向延伸;不同时刻酚醛基体的分解率曲线出现了一个波谷,该波谷代表了材料分解最严重的位置,随着烧蚀过程的进行,该位置不断地向材料结构的更深区域移动,并且该分解率的绝对值逐渐减小;表面炭层的产生需要一段时间的过渡,在过渡时间内平均炭层厚度几乎为0。3、在初始阶段,酚醛基体顶面区域的热膨胀系数首先出现了减小,并且在顶面附近形成了一个热膨胀系数的减小区域,材料的热膨胀系数由顶而底出现了分层现象;碳/酚醛复合材料的变形位移随时间的增加而增大,与纤维的变形位移相比较,整个变形主要集中在基体材料中,并且在材料的顶面附近变形最为严重。4、在超音速服役条件下,飞行器表面超高温陶瓷防热材料的不同位置具有不同的气动加热热流,在机头前缘的驻点区域,气动热流在较短的时间段内迅速升高到了很高的水平,随后该热流随时间的增加而逐渐降低;机头最前缘的防热材料产生的变形最大,并且该变形位移主要集中在x方向。
【学位授予单位】：兰州理工大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：TB35;V445.1;V259
【图文】：

温度分布,航天飞机,温度分布,飞行器

1.1 课题背景及研究意义近年来随着航空航天技术的迅猛发展，临近空间飞行器以及长时间飞行武器的研究已经引起了世界各国的广泛关注。飞行器在超声速巡航、冲出大气层以及返回地面时，其表面经常面临高温、高压、高热流、高焓值的恶劣工作环境，材料的表面温度可达数千摄氏度以上，例如航天飞机的表面温度分布如图 1.1 所示[1]。因此，为了保护飞行器及其内部结构免遭烧毁，需要对其采取热防护措施，进而使飞行器及其内部结构工作在安全的温度范围内。另一方面，特殊、苛刻的服役环境也对飞行器的热防护技术、材料及其结构提出了更高的要求，并且热防护材料作为新型的功能材料，其性能正在向多功能方向发展[2]。因而，为了保护飞行器安全工作，世界各国在开发更加优秀的热防护材料方面已经投入了大量的时间和经费。同时，在材料的设计方面，防热材料除了高效可靠的防隔热外，还要能够承受一定的外部载荷，维持飞行器的外部形状，避免产生过大的变形位移；而在材料的选择方面，除了具有高效的防热作用外，还要尽量减小防热材料自身的质量，进而实现热防护系统的轻质化[3]。

防热材料,烧蚀现象,航天器,返回舱

防热材料烧蚀行为和热响应的数值仿真研究防护作用。航天器的烧蚀现象如图 1.2 所示。对于烧蚀防热材料，一般要求其具有较高的比热和较低的导热系数、密度以及线烧蚀率，这是因为防热材料在外界加热时，比热容较大则材料吸收的热量越多；导热系数小则意味着热量很难传入材料结构内部，从而使温度集中在材料结构的表层区域；密度小则易于实现结构的轻质化；而线烧蚀率小则易于保持防热材料的结构完整性，避免出现材料结构的破坏。

头锥,碳复合材料,机翼前缘,防热

图 1.3 X-43A 的头锥和机翼前缘采用碳/碳复合材料[14]Fig. 1.3 Carbon/carbon composite material for X-43A head cone and wing leading edge[表 1.1 碳/碳复合材料在航天飞机上的应用[18]Table 1.1 Application of carbon/carbon composites in space shuttle[18]国家飞机名称使用区域具体部件功能美国Shuttle最高温区 C/C 薄壳热结构抗氧化，防热较高温区防热瓦 C/C 头锥抗氧化，防热NASP(超音速)最高温区 C/C 薄壁热结构抗氧化，防热较高温区 C/C 面板抗氧化，防热前苏联BypaH(暴风雪)最高温区 C/C 结构防热瓦抗氧化，防热欧洲 Hermes 最高温区 C/C 薄壳热结构抗氧化，防热日本 Hope最高温区 C/C 薄壳热结构抗氧化，防热较高温区 C/C 支座式面板抗氧化，防热英国 Hotel最高温区 C/C 薄壳热结构抗氧化，防热较高温区 C/C 面板抗氧化，防热

【相似文献】