【摘要】：防熱材料是先進(jìn)熱防護(hù)系統(tǒng)(Thermal Protection System,TPS)設(shè)計和研制的關(guān)鍵材料,其在新型動力系統(tǒng)和再入式飛行器、空間探測飛行器、臨近空間飛行器、重復(fù)使用運載器等飛行器中具有不可低估的作用,其性能是相關(guān)動力系統(tǒng)和飛行器先進(jìn)性和可靠性的決定因素之一。而在眾多的熱防護(hù)材料當(dāng)中,碳/碳復(fù)合材料、碳/酚醛復(fù)合材料以及超高溫陶瓷材料作為典型的熱防護(hù)材料一直是熱防護(hù)系統(tǒng)開發(fā)研究的熱點。因此,針對該類防熱材料,有必要研究其在高溫服役條件下,防熱材料的燒蝕和熱響應(yīng)行為,尤其準(zhǔn)確預(yù)測溫度場等的變化規(guī)律,可以為熱防護(hù)系統(tǒng)以及防熱材料的設(shè)計和優(yōu)化、解決防熱過度冗余或不足提供有效的參考和依據(jù)。本文以碳/碳復(fù)合材料、三維編織碳/酚醛復(fù)合材料以及超高溫陶瓷防熱材料為研究對象,在分析不同類型防熱材料熱響應(yīng)計算模型和計算方法的基礎(chǔ)上,應(yīng)用數(shù)值計算方法,針對高溫服役條件下防熱材料的燒蝕和熱響應(yīng)行為進(jìn)行了數(shù)值計算。主要工作包括以下幾個方面:首先,在考慮纖維和基體性能差異的基礎(chǔ)上,將纖維和基體分開建模,從而建立了包含纖維和基體的傳熱模型。分析了碳/碳復(fù)合材料的表面熱化學(xué)燒蝕機理,并在此前提下建立了碳/碳復(fù)合材料的表面熱化學(xué)燒蝕模型。應(yīng)用該燒蝕模型以及耦合相應(yīng)的邊界條件,并對其劃分高質(zhì)量網(wǎng)格,利用有限元動網(wǎng)格技術(shù)捕捉了燒蝕面的退縮速率,從而實現(xiàn)了高溫服役條件下碳/碳復(fù)合材料表面熱化學(xué)燒蝕行為的計算,預(yù)測了高溫條件下該防熱材料的表面溫度、燒蝕面退縮行為、纖維和基體的線燒蝕率以及體積和質(zhì)量損失規(guī)律等。其次,針對高溫服役條件下三維編織碳/酚醛復(fù)合材料的基體和纖維的性能差異,將基體和纖維分開考慮,并應(yīng)用能量和質(zhì)量守恒原理,從復(fù)合材料組成物的角度出發(fā)建立了該防熱材料的體積燒蝕模型。與其他燒蝕模型相比,目前較多的燒蝕計算忽略了基體和纖維之間存在的差異,建立了復(fù)合材料整體的一維或二維燒蝕模型,從而預(yù)測的燒蝕性能勢必會產(chǎn)生較大的分析誤差。因此,為了更加精確的計算,本文建立的燒蝕模型充分考慮了高溫條件下纖維的傳熱過程以及基體密度和材料熱物性的變化,并利用Arrhenius方程計算了防熱材料的熱分解效應(yīng)。在此基礎(chǔ)上,應(yīng)用該燒蝕模型并考慮燒蝕邊界上熱解氣體的熱阻塞效應(yīng),實現(xiàn)了高溫服役條件下三維編織碳/酚醛復(fù)合材料體積燒蝕行為的計算,預(yù)測了該防熱材料的瞬態(tài)溫度場分布、密度變化、材料熱物性、基體熱解度、分解率、質(zhì)量損失率以及炭層厚度的產(chǎn)生及變化情況。在高溫條件下,三維編織碳/酚醛復(fù)合材料發(fā)生體積燒蝕行為的同時,也必然發(fā)生材料的熱變形,產(chǎn)生一定的變形位移。而防熱材料的變形方式及其變形位移,一方面直接關(guān)系著熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和安全性,另一方面準(zhǔn)確預(yù)測服役過程中防熱材料的變形方式和變形位移,是熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計、優(yōu)化、最終定型的前提條件�；诖�,在溫度場計算的基礎(chǔ)上,針對三維編織碳/酚醛復(fù)合材料的高溫變形行為進(jìn)行了相關(guān)計算。在該計算過程中,考慮了酚醛基體熱解引起的基體熱膨脹系數(shù)的非線性變化,預(yù)測了高溫條件下三維編織碳/酚醛復(fù)合材料的變形情況以及基體熱膨脹系數(shù)的分布特征。最后,針對超音速服役條件下超高溫陶瓷防熱材料的熱響應(yīng)行為,在分析原有計算方法的基礎(chǔ)上,應(yīng)用流-固-熱耦合計算方法求解了超音速服役條件下飛行器表面超高溫陶瓷防熱材料的熱響應(yīng)行為。在該計算過程中,流場計算選擇了Spalart-Allmaras湍流模型以及匹配壓力遠(yuǎn)場邊界條件,并應(yīng)用動網(wǎng)格技術(shù)捕捉了結(jié)構(gòu)的變形位移。在此基礎(chǔ)上,應(yīng)用該計算方法預(yù)測了服役過程中超音速流場的流動狀態(tài)、氣動熱流、氣動壓力以及飛行器表面超高溫陶瓷防熱材料的溫度場、變形位移的分布特點和變化規(guī)律。計算結(jié)果表明:1、在燒蝕過程中,碳/碳復(fù)合材料的燒蝕面出現(xiàn)了明顯的退縮行為,并且基體的退縮距離要比纖維的退縮距離大。纖維和基體具有不同的體積和質(zhì)量損失情況,兩者的線燒蝕率也并不相同,說明燒蝕過程中纖維和基體具有不同的燒蝕性能。2、在加熱過程中,三維編織碳/酚醛復(fù)合材料具有不均勻的溫度場分布,材料內(nèi)部存在較大的溫差;隨著溫度的升高,加熱面及其附近區(qū)域的基體密度首先出現(xiàn)了減小,并且密度的減小區(qū)域向材料結(jié)構(gòu)的厚度方向延伸;不同時刻酚醛基體的分解率曲線出現(xiàn)了一個波谷,該波谷代表了材料分解最嚴(yán)重的位置,隨著燒蝕過程的進(jìn)行,該位置不斷地向材料結(jié)構(gòu)的更深區(qū)域移動,并且該分解率的絕對值逐漸減小;表面炭層的產(chǎn)生需要一段時間的過渡,在過渡時間內(nèi)平均炭層厚度幾乎為0。3、在初始階段,酚醛基體頂面區(qū)域的熱膨脹系數(shù)首先出現(xiàn)了減小,并且在頂面附近形成了一個熱膨脹系數(shù)的減小區(qū)域,材料的熱膨脹系數(shù)由頂而底出現(xiàn)了分層現(xiàn)象;碳/酚醛復(fù)合材料的變形位移隨時間的增加而增大,與纖維的變形位移相比較,整個變形主要集中在基體材料中,并且在材料的頂面附近變形最為嚴(yán)重。4、在超音速服役條件下,飛行器表面超高溫陶瓷防熱材料的不同位置具有不同的氣動加熱熱流,在機頭前緣的駐點區(qū)域,氣動熱流在較短的時間段內(nèi)迅速升高到了很高的水平,隨后該熱流隨時間的增加而逐漸降低;機頭最前緣的防熱材料產(chǎn)生的變形最大,并且該變形位移主要集中在x方向。
【學(xué)位授予單位】：蘭州理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：TB35;V445.1;V259
【圖文】：

1.1 課題背景及研究意義近年來隨著航空航天技術(shù)的迅猛發(fā)展，臨近空間飛行器以及長時間飛行武器的研究已經(jīng)引起了世界各國的廣泛關(guān)注。飛行器在超聲速巡航、沖出大氣層以及返回地面時，其表面經(jīng)常面臨高溫、高壓、高熱流、高焓值的惡劣工作環(huán)境，材料的表面溫度可達(dá)數(shù)千攝氏度以上，例如航天飛機的表面溫度分布如圖 1.1 所示[1]。因此，為了保護(hù)飛行器及其內(nèi)部結(jié)構(gòu)免遭燒毀，需要對其采取熱防護(hù)措施，進(jìn)而使飛行器及其內(nèi)部結(jié)構(gòu)工作在安全的溫度范圍內(nèi)。另一方面，特殊、苛刻的服役環(huán)境也對飛行器的熱防護(hù)技術(shù)、材料及其結(jié)構(gòu)提出了更高的要求，并且熱防護(hù)材料作為新型的功能材料，其性能正在向多功能方向發(fā)展[2]。因而，為了保護(hù)飛行器安全工作，世界各國在開發(fā)更加優(yōu)秀的熱防護(hù)材料方面已經(jīng)投入了大量的時間和經(jīng)費。同時，在材料的設(shè)計方面，防熱材料除了高效可靠的防隔熱外，還要能夠承受一定的外部載荷，維持飛行器的外部形狀，避免產(chǎn)生過大的變形位移；而在材料的選擇方面，除了具有高效的防熱作用外，還要盡量減小防熱材料自身的質(zhì)量，進(jìn)而實現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)的輕質(zhì)化[3]。

防熱材料燒蝕行為和熱響應(yīng)的數(shù)值仿真研究防護(hù)作用。航天器的燒蝕現(xiàn)象如圖 1.2 所示。對于燒蝕防熱材料，一般要求其具有較高的比熱和較低的導(dǎo)熱系數(shù)、密度以及線燒蝕率，這是因為防熱材料在外界加熱時，比熱容較大則材料吸收的熱量越多；導(dǎo)熱系數(shù)小則意味著熱量很難傳入材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部，從而使溫度集中在材料結(jié)構(gòu)的表層區(qū)域；密度小則易于實現(xiàn)結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化；而線燒蝕率小則易于保持防熱材料的結(jié)構(gòu)完整性，避免出現(xiàn)材料結(jié)構(gòu)的破壞。

圖 1.3 X-43A 的頭錐和機翼前緣采用碳/碳復(fù)合材料[14]Fig. 1.3 Carbon/carbon composite material for X-43A head cone and wing leading edge[表 1.1 碳/碳復(fù)合材料在航天飛機上的應(yīng)用[18]Table 1.1 Application of carbon/carbon composites in space shuttle[18]國家 飛機名稱 使用區(qū)域 具體部件 功能美國Shuttle最高溫區(qū) C/C 薄殼熱結(jié)構(gòu) 抗氧化，防熱較高溫區(qū) 防熱瓦 C/C 頭錐 抗氧化，防熱NASP(超音速)最高溫區(qū) C/C 薄壁熱結(jié)構(gòu) 抗氧化，防熱較高溫區(qū) C/C 面板 抗氧化，防熱前蘇聯(lián)BypaH(暴風(fēng)雪)最高溫區(qū) C/C 結(jié)構(gòu)防熱瓦 抗氧化，防熱歐洲 Hermes 最高溫區(qū) C/C 薄殼熱結(jié)構(gòu) 抗氧化，防熱日本 Hope最高溫區(qū) C/C 薄殼熱結(jié)構(gòu) 抗氧化，防熱較高溫區(qū) C/C 支座式面板 抗氧化，防熱英國 Hotel最高溫區(qū) C/C 薄殼熱結(jié)構(gòu) 抗氧化，防熱較高溫區(qū) C/C 面板 抗氧化，防熱

【相似文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 段新勝;顧湘;林浩欣;查翌燦;;熱響應(yīng)試驗后的熱恢復(fù)試驗理論與應(yīng)用研究[J];太陽能學(xué)報;2017年08期

2 孟慶龍;官燕玲;谷雅秀;趙凡;韓文生;;土壤源熱泵熱響應(yīng)測試研究進(jìn)展及分析[J];西安建筑科技大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版);2015年01期

3 韓群;;地源熱泵熱響應(yīng)試驗在工程中的重要性[J];山西建筑;2010年11期

4 孫興華;韓放;裴一飛;;真空熱試驗熱響應(yīng)測試程序設(shè)計[J];航天器環(huán)境工程;2010年06期

5 游恩溥;高力明;宛良德;;熱響應(yīng)系數(shù)TRF與Z傳遞系數(shù)ZTF[J];中國陶瓷;1987年01期

6 李鴻權(quán),王淑華,姜貴慶;碳-酚醛燒蝕和熱響應(yīng)的理論分析與工程計算[J];空氣動力學(xué)學(xué)報;1989年03期

7 緒方一雄;吳再豐;;高速熱響應(yīng)鉑膜溫度傳感器[J];國外計量;1989年05期

8 李鵬;鄭雨;李杭哲;劉航;段新勝;;對巖土熱響應(yīng)試驗的回顧與展望[J];暖通空調(diào);2019年05期

9 劉春雷;王貴玲;王婉麗;藺文靜;;基于現(xiàn)場熱響應(yīng)測試方法的地下巖土熱物性分析[J];吉林大學(xué)學(xué)報(地球科學(xué)版);2014年05期

10 姚木申;孫占文;;熱響應(yīng)試驗過程及相關(guān)參數(shù)探討[J];制冷與空調(diào);2013年11期

相關(guān)會議論文 前10條

1 馮琛琛;王甜;張鑫;郝吉波;王灃浩;;地源熱泵熱響應(yīng)測試結(jié)果影響因素分析[A];第二屆中國制冷空調(diào)專業(yè)產(chǎn)學(xué)研論壇論文集[C];2013年

2 王淑華;張學(xué)軍;張友華;;低密度防熱材料熱響應(yīng)數(shù)值模擬及防熱機理研究[A];第十五屆全國復(fù)合材料學(xué)術(shù)會議論文集（下冊）[C];2008年

3 張自強;王智超;高松;李永;金U

本文編號：2786905