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高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù) 版權(quán)信息
- ISBN：9787030704290
- 條形碼：9787030704290 ; 978-7-03-070429-0
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊(cè)數(shù)：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù) 內(nèi)容簡(jiǎn)介
飛行速度超過5倍聲速的飛行器叫做高超聲速飛行器。高超聲速飛行器在設(shè)計(jì)中遇到的優(yōu)選技術(shù)難題稱之為"熱障"。它主要指高超聲速飛行器在大氣層中飛行承受的嚴(yán)酷氣動(dòng)加熱載荷，在低空飛行還可能遇到大氣中粒子對(duì)飛行器的侵蝕。克服"熱障"的主要方法是根據(jù)飛行器的服役環(huán)境特征采取有效的熱防護(hù)措施。本書較全面地論述了高超聲速飛行器的熱防護(hù)技術(shù)，共分9章。主要內(nèi)容包括熱防護(hù)技術(shù)的基本方法及其理論和預(yù)測(cè)，粒子云侵蝕計(jì)算，熱防護(hù)設(shè)計(jì)與地面試驗(yàn)技術(shù)，發(fā)展與展望等。
高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù) 目錄
目錄
叢書序
前言
第1章熱防護(hù)技術(shù)概述/1
1.1氣動(dòng)熱效應(yīng)/1
1.2熱防護(hù)技術(shù)/4
參考文獻(xiàn)/6
第2章熱防護(hù)的基本方式82.1熱沉式/8
2.2燒蝕式/9
2.3輻射式/12
2.4主動(dòng)式/13
參考文獻(xiàn)/15
第3章燒蝕熱防護(hù)理論及預(yù)測(cè)方法/17
3.1硅基材料燒蝕機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/17
3.1.1硅基材料駐點(diǎn)液態(tài)層流失模型/19
3.1.2基于溫度邊界固液耦合與算法改進(jìn)/22
3.1.3高溫液層黏性系數(shù)的參數(shù)辨識(shí)方法/26
3.2碳/碳材料燒蝕機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/31
3.2.1碳/碳材料燒蝕基本假設(shè)與模擬方法/32
3.2.2多組元碳基材料燒蝕模擬方法/36
3.2.3多組元多機(jī)制碳基材料的燒蝕機(jī)理與模擬方法/39
3.3碳化熱解復(fù)合材料燒蝕機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/46
3.3.1碳化熱解復(fù)合材料燒蝕基本假設(shè)與模擬方法/47
3.3.2多組元碳化類材料的燒蝕算法改進(jìn)/51
3.3.3低密度碳化材料的“體燒蝕”現(xiàn)象與模擬/53
參考文獻(xiàn)/56
第4章輻射式熱防護(hù)理論及預(yù)測(cè)方法58
4.1蜂窩夾層結(jié)構(gòu)理論及預(yù)測(cè)方法/60
4.1.1金屬蜂窩結(jié)構(gòu)傳熱分析模型/61
4.1.2蜂窩等效熱導(dǎo)率模型/62
4.2多層復(fù)合結(jié)構(gòu)傳熱分析模型/64
4.3典型算例/66
參考文獻(xiàn)/70
第5章主動(dòng)式熱防護(hù)理論及預(yù)測(cè)方法/72
5.1發(fā)汗冷卻熱防護(hù)機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/72
5.1.1研究背景/72
5.1.2國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀/74
5.1.3液態(tài)工質(zhì)發(fā)汗冷卻數(shù)學(xué)模型及計(jì)算方法/82
5.1.4發(fā)汗冷卻計(jì)算方法驗(yàn)證/84
5.2疏導(dǎo)式熱防護(hù)機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/86
5.2.1疏導(dǎo)式熱防護(hù)的基本原理與實(shí)現(xiàn)途徑/87
5.2.2疏導(dǎo)式防熱的主要部件——高溫?zé)峁?93
5.2.3疏導(dǎo)式傳熱的模擬方法與分析案例/99
參考文獻(xiàn)/109
第6章粒子云侵蝕機(jī)理及評(píng)估方法/114
6.1天氣環(huán)境剖面/115
6.2侵蝕機(jī)理/118
6.2.1粒子的機(jī)械碰撞侵蝕/120
6.2.2粒子在激波層中的質(zhì)量和速度變化/120
6.2.3粒子對(duì)熱環(huán)境參數(shù)的影響/122
6.3評(píng)估方法/123
6.3.1燒蝕/侵蝕耦合計(jì)算/123
6.3.2侵蝕試驗(yàn)評(píng)估/124
參考文獻(xiàn)/130
第7章熱防護(hù)設(shè)計(jì)132
7.1熱防護(hù)設(shè)計(jì)的要求/132
7.2熱防護(hù)設(shè)計(jì)的依據(jù)/133
7.3熱防護(hù)設(shè)計(jì)的流程/135
7.4熱防護(hù)設(shè)計(jì)的原則/136
7.5熱防護(hù)設(shè)計(jì)的材料體系/137
7.6熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)/138
7.7熱匹配設(shè)計(jì)/143
7.8熱密封設(shè)計(jì)/145
7.9熱透波設(shè)計(jì)/147
7.10熱防護(hù)優(yōu)化設(shè)計(jì)/152
7.11熱防護(hù)可靠性設(shè)計(jì)/158
參考文獻(xiàn)/159
第8章熱防護(hù)模擬試驗(yàn)技術(shù)/161
8.1概述/161
8.2地面試驗(yàn)設(shè)備/162
8.2.1電弧加熱器/162
8.2.2燃?xì)饬髟囼?yàn)裝置/164
8.2.3自由飛彈道靶/167
8.2.4紅外輻射加熱設(shè)備/169
8.3模擬試驗(yàn)類型/173
8.3.1防熱材料篩選試驗(yàn)/173
8.3.2防熱材料性能評(píng)價(jià)試驗(yàn)/174
8.3.3熱結(jié)構(gòu)、熱匹配試驗(yàn)/174
8.3.4燒蝕/侵蝕外形試驗(yàn)/176
8.3.5熱密封試驗(yàn)/177
8.3.6產(chǎn)品驗(yàn)收試驗(yàn)/178
8.3.7產(chǎn)品儲(chǔ)存期試驗(yàn)/179
參考文獻(xiàn)/180
第9章熱防護(hù)技術(shù)發(fā)展與展望/181
叢書序
前言
第1章熱防護(hù)技術(shù)概述/1
1.1氣動(dòng)熱效應(yīng)/1
1.2熱防護(hù)技術(shù)/4
參考文獻(xiàn)/6
第2章熱防護(hù)的基本方式82.1熱沉式/8
2.2燒蝕式/9
2.3輻射式/12
2.4主動(dòng)式/13
參考文獻(xiàn)/15
第3章燒蝕熱防護(hù)理論及預(yù)測(cè)方法/17
3.1硅基材料燒蝕機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/17
3.1.1硅基材料駐點(diǎn)液態(tài)層流失模型/19
3.1.2基于溫度邊界固液耦合與算法改進(jìn)/22
3.1.3高溫液層黏性系數(shù)的參數(shù)辨識(shí)方法/26
3.2碳/碳材料燒蝕機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/31
3.2.1碳/碳材料燒蝕基本假設(shè)與模擬方法/32
3.2.2多組元碳基材料燒蝕模擬方法/36
3.2.3多組元多機(jī)制碳基材料的燒蝕機(jī)理與模擬方法/39
3.3碳化熱解復(fù)合材料燒蝕機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/46
3.3.1碳化熱解復(fù)合材料燒蝕基本假設(shè)與模擬方法/47
3.3.2多組元碳化類材料的燒蝕算法改進(jìn)/51
3.3.3低密度碳化材料的“體燒蝕”現(xiàn)象與模擬/53
參考文獻(xiàn)/56
第4章輻射式熱防護(hù)理論及預(yù)測(cè)方法58
4.1蜂窩夾層結(jié)構(gòu)理論及預(yù)測(cè)方法/60
4.1.1金屬蜂窩結(jié)構(gòu)傳熱分析模型/61
4.1.2蜂窩等效熱導(dǎo)率模型/62
4.2多層復(fù)合結(jié)構(gòu)傳熱分析模型/64
4.3典型算例/66
參考文獻(xiàn)/70
第5章主動(dòng)式熱防護(hù)理論及預(yù)測(cè)方法/72
5.1發(fā)汗冷卻熱防護(hù)機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/72
5.1.1研究背景/72
5.1.2國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀/74
5.1.3液態(tài)工質(zhì)發(fā)汗冷卻數(shù)學(xué)模型及計(jì)算方法/82
5.1.4發(fā)汗冷卻計(jì)算方法驗(yàn)證/84
5.2疏導(dǎo)式熱防護(hù)機(jī)理及預(yù)測(cè)方法/86
5.2.1疏導(dǎo)式熱防護(hù)的基本原理與實(shí)現(xiàn)途徑/87
5.2.2疏導(dǎo)式防熱的主要部件——高溫?zé)峁?93
5.2.3疏導(dǎo)式傳熱的模擬方法與分析案例/99
參考文獻(xiàn)/109
第6章粒子云侵蝕機(jī)理及評(píng)估方法/114
6.1天氣環(huán)境剖面/115
6.2侵蝕機(jī)理/118
6.2.1粒子的機(jī)械碰撞侵蝕/120
6.2.2粒子在激波層中的質(zhì)量和速度變化/120
6.2.3粒子對(duì)熱環(huán)境參數(shù)的影響/122
6.3評(píng)估方法/123
6.3.1燒蝕/侵蝕耦合計(jì)算/123
6.3.2侵蝕試驗(yàn)評(píng)估/124
參考文獻(xiàn)/130
第7章熱防護(hù)設(shè)計(jì)132
7.1熱防護(hù)設(shè)計(jì)的要求/132
7.2熱防護(hù)設(shè)計(jì)的依據(jù)/133
7.3熱防護(hù)設(shè)計(jì)的流程/135
7.4熱防護(hù)設(shè)計(jì)的原則/136
7.5熱防護(hù)設(shè)計(jì)的材料體系/137
7.6熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)/138
7.7熱匹配設(shè)計(jì)/143
7.8熱密封設(shè)計(jì)/145
7.9熱透波設(shè)計(jì)/147
7.10熱防護(hù)優(yōu)化設(shè)計(jì)/152
7.11熱防護(hù)可靠性設(shè)計(jì)/158
參考文獻(xiàn)/159
第8章熱防護(hù)模擬試驗(yàn)技術(shù)/161
8.1概述/161
8.2地面試驗(yàn)設(shè)備/162
8.2.1電弧加熱器/162
8.2.2燃?xì)饬髟囼?yàn)裝置/164
8.2.3自由飛彈道靶/167
8.2.4紅外輻射加熱設(shè)備/169
8.3模擬試驗(yàn)類型/173
8.3.1防熱材料篩選試驗(yàn)/173
8.3.2防熱材料性能評(píng)價(jià)試驗(yàn)/174
8.3.3熱結(jié)構(gòu)、熱匹配試驗(yàn)/174
8.3.4燒蝕/侵蝕外形試驗(yàn)/176
8.3.5熱密封試驗(yàn)/177
8.3.6產(chǎn)品驗(yàn)收試驗(yàn)/178
8.3.7產(chǎn)品儲(chǔ)存期試驗(yàn)/179
參考文獻(xiàn)/180
第9章熱防護(hù)技術(shù)發(fā)展與展望/181
展開全部
高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù) 節(jié)選
第1章熱防護(hù)技術(shù)概述 無論是高超聲速導(dǎo)彈還是高超聲速天地往返運(yùn)輸器，這些飛行器所共有的特點(diǎn)是以高超聲速經(jīng)歷或穿越大氣層，不同類型的飛行器雖然在大氣層內(nèi)飛行的時(shí)間、高度及方式不同，但是只要是在高超聲速狀態(tài)下經(jīng)歷大氣層，就會(huì)在飛行器表面產(chǎn)生氣動(dòng)加熱，其直接后果就是使飛行器表面和內(nèi)部溫度升高。當(dāng)溫度過高時(shí)，會(huì)使飛行器的儀器破壞、控制失靈，嚴(yán)重時(shí)會(huì)直接導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)燒毀甚至爆炸，歷史上稱為“熱障”問題。“熱障”問題涉及空氣動(dòng)力學(xué)、材料力學(xué)、固體力學(xué)、化學(xué)、熱力學(xué)及傳熱學(xué)等多項(xiàng)學(xué)科領(lǐng)域，解決問題的關(guān)鍵就是要合理地設(shè)計(jì)熱防護(hù)系統(tǒng)（thermal protection system， TPS）來保證飛行器不被燒壞。 燒蝕熱防護(hù)和熱沉式熱防護(hù)是熱防護(hù)技術(shù)*具代表性的研究成果，目前燒蝕熱防護(hù)仍然是高速飛行器熱防護(hù)的主要技術(shù)手段。隨著高速飛行器技術(shù)的不斷發(fā)展，熱防護(hù)技術(shù)也面臨著新的需求，不僅要解決不斷發(fā)展的飛行器面臨的傳統(tǒng)燒蝕熱防護(hù)問題，還要研究由于氣動(dòng)加熱引起的新的問題，如氣動(dòng)物理問題、熱防護(hù)系統(tǒng)的復(fù)合功能問題（透波、隱身問題）等。因此，高超聲速氣動(dòng)熱力學(xué)及航天器熱防護(hù)仍將是未來一段時(shí)間航天領(lǐng)域重點(diǎn)關(guān)注的研究?jī)?nèi)容之一。 1.1氣動(dòng)熱效應(yīng) 熱量由某一物體傳至另一物體，也可由物體的某一部分傳至另一部分，稱為傳熱。傳熱是由溫度差引起的，在自然界和工程技術(shù)中，溫度差普遍存在，因而傳熱現(xiàn)象也普遍存在，只是方式和程度有所不同而已［1］。 不同類型的傳熱過程稱為不同的傳熱模式。當(dāng)在靜態(tài)介質(zhì)中存在溫度差時(shí)，無論介質(zhì)是固體還是流體，介質(zhì)中都會(huì)發(fā)生傳熱，這種傳熱過程稱為熱傳導(dǎo)。與此不同，當(dāng)一個(gè)表面和一種運(yùn)動(dòng)的流體處于不同溫度時(shí)，它們之間發(fā)生的傳熱稱為對(duì)流。還有一種傳熱方式是具有一定溫度的表面以電磁波的形式發(fā)射能量，稱為熱輻射。 飛行器以高超聲速在稠密大氣層中運(yùn)動(dòng)時(shí)，空氣受到強(qiáng)烈的壓縮和劇烈的摩擦作用［23］，飛行器的大部分動(dòng)能轉(zhuǎn)化成為熱能，致使飛行器周圍的空氣溫度急劇升高，高溫氣體與飛行器表面之間產(chǎn)生巨大溫差，部分熱能迅速向物面?zhèn)鬟f，這種因?yàn)槲矬w在大氣中以高速飛行產(chǎn)生的加熱現(xiàn)象稱為氣動(dòng)加熱。隨著飛行馬赫數(shù)的增加，氣動(dòng)加熱將更趨嚴(yán)重，傳熱的問題研究將會(huì)越來越重要。例如，洲際彈道導(dǎo)彈彈頭再入大氣層時(shí)，*大飛行馬赫數(shù)可達(dá)到20以上，端頭駐點(diǎn)區(qū)的空氣溫度可升至8000～10000K，熱流密度高達(dá)100000kW/m2，*高壓力在10MPa以上［4］。 飛行器結(jié)構(gòu)的外表面在高速飛行中將受到強(qiáng)迫對(duì)流的影響，溫度升高，從而使結(jié)構(gòu)內(nèi)部產(chǎn)生溫度梯度和不均勻的熱膨脹［5］。這種膨脹是受到結(jié)構(gòu)本身的約束和限制而產(chǎn)生熱應(yīng)力，因此這種情況對(duì)于高速飛行器來說是非常嚴(yán)厲的，尤其是對(duì)于航天飛機(jī)來說更是如此［6］。 首先介紹飛行過程和氣動(dòng)加熱環(huán)境的特點(diǎn)。以航天飛機(jī)的飛行過程為例，介紹高速飛行器在飛行過程中所經(jīng)受的氣動(dòng)加熱環(huán)境變化情況。理論飛行過程中，飛行器表面典型部位的熱流變化情況如圖1.1所示，從圖中可以看到，飛行器在上升階段將出現(xiàn)一定的加熱環(huán)境，從軌道返回時(shí)將出現(xiàn)再入段中*嚴(yán)重的加熱環(huán)境，而后者氣動(dòng)加熱環(huán)境更加惡劣。這是因?yàn)殡m然起飛是在稠密的大氣層中，氣動(dòng)加熱很大，然而飛行器很快就到達(dá)了約100km的高度，而這時(shí)空氣已逐漸稀薄，以后隨著高度的增加，熱流逐漸下降，圖1.1飛行器表面熱流變化情況到達(dá)軌道飛行時(shí)飛行器差不多已在真空中飛行，氣動(dòng)加熱幾乎為零［78］。再入大氣層后，由于飛行器速度很大，在大氣密度增加的情況下，熱流不斷增大，以至出現(xiàn)峰值，直至飛行速度降低，氣動(dòng)加熱才逐漸恢復(fù)到零［2］。 研究氣動(dòng)加熱現(xiàn)象，首先要了解飛行器周圍的流場(chǎng)特性，確定流場(chǎng)分布條件。20世紀(jì)初，普朗特（Prandtl）提出了邊界層的概念，認(rèn)為小黏性系數(shù)的流體流過物面時(shí)，黏性對(duì)物面的影響主要在靠近物體表面的區(qū)域內(nèi)，緊靠物面的薄層稱為邊界層。通常將流體速度由壁面為零急劇地變到速度為外流速度u∞的99％（u=0.99u∞）處的距離稱為邊界層厚度。在這一層內(nèi)，黏性力起主要作用，剪切和傳熱是主要的物理現(xiàn)象；在這一層之外的區(qū)域，黏性力不強(qiáng)，可以忽略剪切和傳熱效應(yīng)，通常可視為無黏流場(chǎng)。 在高超聲速流動(dòng)中，靠近物面的薄層內(nèi)，由于高速邊界層內(nèi)黏性摩擦力的作用，在產(chǎn)生速度梯度的同時(shí)，氣體的動(dòng)能不可逆轉(zhuǎn)地轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮埽沟么吮觾?nèi)存在明顯的溫度梯度。邊界層的厚度相對(duì)于壁面的特征尺寸來說是極微小的，因而可以認(rèn)為換熱現(xiàn)象中的導(dǎo)熱和對(duì)流基本上在邊界層內(nèi)進(jìn)行，邊界層以外不考慮氣體的黏性作用和熱傳導(dǎo)［910］。因此，可以把氣體力學(xué)中的黏性氣體基本方程用于邊界層內(nèi)的氣體流動(dòng)，通過邊界層內(nèi)氣體的對(duì)流換熱來求物體表面的氣動(dòng)加熱［11］。 受飛行器外形、彈道、用途等差異影響，各類型飛行器所承受的熱環(huán)境特征有明顯區(qū)別。對(duì)于返回式衛(wèi)星、地球再入飛船、火星著陸器等，其大底部位氣動(dòng)加熱環(huán)境具有熱流相對(duì)較低、焓值較高的特點(diǎn)。例如，我國(guó)成功發(fā)射并回收的大部分返回式衛(wèi)星中，經(jīng)歷的*大熱流約350kW/m2，總加熱時(shí)間為130～154s；美國(guó)早期的“水星”號(hào)、“雙子星座”號(hào)及用于月球探測(cè)返回的“阿波羅”號(hào)飛船，其大底部位*高熱流達(dá)到了2604kW/m2，再入時(shí)間為390～980s；我國(guó)“神舟”號(hào)系列載人飛船大底部位承受的*大氣動(dòng)加熱約為1700kW/m2，再入時(shí)間為400～600s，駐點(diǎn)焓值約為30MJ/kg。對(duì)于戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)彈頭，其承受的熱環(huán)境具有高熱流、高壓的特征，根據(jù)射程進(jìn)行簡(jiǎn)單分類，中程導(dǎo)彈彈頭需承受的*大熱流密度為14～17MW/m2，遠(yuǎn)程導(dǎo)彈彈頭需承受的*大熱流密度為62～84MW/m2；對(duì)于固體發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室噴管，則需要面臨超過3000°C的高溫燃?xì)夂虯l2O3粒子的沖刷作用，典型固體發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室至噴管出口之間的熱流密度*高可達(dá)到每平方米幾十兆瓦量級(jí)，*高工作壓力可達(dá)10MPa以上。而近年來，在多樣化航天任務(wù)需求的牽引下，航天飛機(jī)、HTV2、X37B等新型高速飛行器進(jìn)入了快速發(fā)展期，此類飛行器一般需經(jīng)歷千秒量級(jí)的長(zhǎng)時(shí)間氣動(dòng)加熱環(huán)境，且要求表面具有非燒蝕或微燒蝕特性，防熱材料表面的熱環(huán)境特征也變得更加復(fù)雜，化學(xué)非平衡流動(dòng)、稀薄氣體流動(dòng)、氧化催化等熱物理現(xiàn)象對(duì)飛行器防熱性能的影響變得更加突出。 1.2熱防護(hù)技術(shù) 熱防護(hù)的基本目的是確保飛行器的安全，并保持內(nèi)部有效載荷或儀器設(shè)備在允許的溫度和壓力范圍內(nèi)。熱防護(hù)系統(tǒng)作為任何大氣層內(nèi)高速飛行器所必需的關(guān)鍵子系統(tǒng)，由單一或多種具有特定功能的材料以一定結(jié)構(gòu)形式構(gòu)成，同時(shí)并可提供滾控、透波、抗激光、隱身等特定功能。熱防護(hù)技術(shù)是高速飛行器發(fā)展的基石，廣泛應(yīng)用于各種戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈、空天飛行器及發(fā)動(dòng)機(jī)等關(guān)鍵部位，不僅直接影響飛行器的性能，而且事關(guān)飛行成敗。因此，對(duì)于各類高速飛行器研發(fā)而言，具有典型多學(xué)科特性的熱防護(hù)技術(shù)往往是需要突破的關(guān)鍵技術(shù)之一。 理想的熱防護(hù)系統(tǒng)和熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，建立在對(duì)服役環(huán)境、需求和客觀存在不確定性的理解和認(rèn)知的基礎(chǔ)上，充分利用和控制關(guān)鍵氣動(dòng)物理效應(yīng)，承受熱環(huán)境，發(fā)揮材料效能的*大潛力。防熱結(jié)構(gòu)是設(shè)計(jì)與材料的有機(jī)結(jié)合、構(gòu)造，結(jié)構(gòu)形式對(duì)防熱能力、結(jié)構(gòu)效率和可實(shí)現(xiàn)性影響重大，熱防護(hù)設(shè)計(jì)不僅要解決設(shè)計(jì)、選取和利用什么材料的問題，還必須要解決熱連接、熱匹配等一系列實(shí)用化和工程化關(guān)鍵技術(shù)，以達(dá)到結(jié)構(gòu)效率和可靠性之間的協(xié)同。 國(guó)外熱防護(hù)技術(shù)是從解決“熱障”問題開始的。在**代戰(zhàn)略導(dǎo)彈彈頭早期研制中，研究人員采用熱沉式防熱，未能成功。1958年，美國(guó)科學(xué)家Adams［12］首次提出了燒蝕熱防護(hù)的概念。此概念的提出及其后續(xù)燒蝕熱防護(hù)理論的創(chuàng)立為防熱材料的研制提供了材料設(shè)計(jì)的準(zhǔn)則，它開創(chuàng)了熱防護(hù)技術(shù)的新領(lǐng)域，因此成為解決各類飛行器熱防護(hù)問題的里程碑。隨著第二代戰(zhàn)略導(dǎo)彈彈頭熱防護(hù)技術(shù)的發(fā)展，美、蘇兩國(guó)都總結(jié)了**代戰(zhàn)略導(dǎo)彈彈頭的經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)，研究重點(diǎn)放在彈頭小型化上，如穩(wěn)定燒蝕外形、被動(dòng)控制，以及與流體力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)熱力學(xué)等學(xué)科相關(guān)的基礎(chǔ)理論研究，這些基礎(chǔ)學(xué)科問題的突破為小型化彈頭熱防護(hù)問題的解決奠定了基礎(chǔ)。 美國(guó)航天飛機(jī)的研制**次對(duì)可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)提出了明確的需求。引入陶瓷材料體系的“絕熱式熱防護(hù)系統(tǒng)”是美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration， NASA）空間運(yùn)輸系統(tǒng)*偉大的成就之一，解決了高溫帶來的熱膨脹問題，同時(shí)巧妙的熱匹配設(shè)計(jì)也為其實(shí)用化做出了巨大貢獻(xiàn)。 現(xiàn)有熱防護(hù)系統(tǒng)的基本形式有熱沉式熱防護(hù)系統(tǒng)、主動(dòng)式熱防護(hù)系統(tǒng)、輻射式熱防護(hù)系統(tǒng)、燒蝕式熱防護(hù)系統(tǒng)等［1216］。 （1） 飛行器殼體本身允許有一定程度的溫升，熱沉式熱防護(hù)系統(tǒng)依靠殼體自身的熱容吸熱來達(dá)到防熱的目的。例如，在機(jī)頭和機(jī)翼前緣，裝設(shè)一層由比熱容較大的材料制作的防熱層［16］，飛行器返回大氣層時(shí)，這層材料能吸收大部分的氣動(dòng)加熱，使內(nèi)部結(jié)構(gòu)的溫升低于允許值。防熱設(shè)計(jì)的任務(wù)就是要根據(jù)飛行器的表面熱流密度、防熱層的材料性能和允許的內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫升等，計(jì)算出所需要的防護(hù)層厚度和質(zhì)量。為了減輕飛行器的質(zhì)量，所選材料應(yīng)盡可能具有比熱容大、熔點(diǎn)高的特點(diǎn)。 （2） 主動(dòng)式熱防護(hù)系統(tǒng)以發(fā)汗冷卻和疏導(dǎo)式冷卻為代表。發(fā)汗冷卻是指冷卻劑在壓力或溫度的作用下，從多孔的外殼材料中擠壓出來，攜帶出飛行器內(nèi)部熱量，同時(shí)分解和氣化阻塞外部對(duì)飛行器表面的氣動(dòng)加熱，從而達(dá)到熱防護(hù)的目的［17］。疏導(dǎo)式冷卻結(jié)構(gòu)一般是通過高導(dǎo)熱材料或高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)等形式將飛行器高溫部位的熱量快速帶走，疏導(dǎo)至低溫部位或以其他方式散發(fā)掉，從而使飛行器局部氣動(dòng)加熱嚴(yán)重部位的防熱結(jié)構(gòu)溫度降至許用范圍內(nèi)，達(dá)到防熱目的。 （3） 輻射式熱防護(hù)系統(tǒng)是通過飛行器殼體表面的輻射散熱使防熱結(jié)構(gòu)溫度降至許用范圍內(nèi)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的防護(hù)作用。輻射防熱結(jié)構(gòu)有多種形式，主要為蒙皮和隔熱層。輻射防熱結(jié)構(gòu)受殼體防熱材料所能承受的*高溫度的限制，要求殼體防熱材料的使用溫度大于氣動(dòng)加熱條件下的輻射平衡溫度（進(jìn)入防熱殼體表面熱量與輻射散熱抵消時(shí)的殼體表面溫度）。目前，高速飛行器表面輻射平衡溫度低于1600℃時(shí)常采用碳/碳化硅或抗氧化碳/碳材料，溫度更高時(shí)則需要對(duì)材料表面進(jìn)行耐高溫處理，一般可采用表面涂敷高溫難熔金屬等措施。 （4） 燒蝕式熱防護(hù)系統(tǒng)是目前高速飛行器防熱結(jié)構(gòu)中常用的一種防熱形式，其原理是通過防熱材料在高溫條件下的分解、熔化、氣化和升華等相變過程吸收大量熱量。同時(shí)，相變產(chǎn)物等形成的氣體會(huì)向邊界層擴(kuò)散繼續(xù)吸收一部分熱量，并且增大邊界層厚度，進(jìn)而減少了飛行器表面的氣動(dòng)加熱熱流密度，也稱為熱阻塞效應(yīng)或質(zhì)量引射效應(yīng)。由于燒蝕式防熱結(jié)構(gòu)的工作不受熱流密度的限制，適應(yīng)流場(chǎng)變化的能力強(qiáng)，而且隨著燒蝕材料的低密度化發(fā)展趨勢(shì)，燒蝕防熱結(jié)構(gòu)的質(zhì)量密度也逐漸減小，是高速飛行器中應(yīng)用*廣泛的防熱形式。 高速飛行器的每一次性能的重大提升都以熱防護(hù)技術(shù)的更新?lián)Q代為前提。進(jìn)入21世紀(jì)，隨著新一輪高速飛行器研發(fā)熱潮的興起，現(xiàn)有熱防護(hù)技術(shù)已經(jīng)很難滿足其性能需求。高速飛行器熱防護(hù)技術(shù)必將由傳統(tǒng)彈道式大熱流短時(shí)間防熱轉(zhuǎn)變?yōu)殚L(zhǎng)時(shí)間高效防隔熱；從單一的被動(dòng)式防熱轉(zhuǎn)變?yōu)轱w行器內(nèi)部主動(dòng)式能量管理；從傳統(tǒng)的冷熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)到防熱/承力一體化設(shè)計(jì)；從滿足單一防熱功能到滿足防熱、通信、隱身等復(fù)合功能；從單純的一次性再入飛行器拓展到空間往返飛行器，未來還將由地球大氣環(huán)境拓展到火星等特殊星際環(huán)境，高速飛行器熱防護(hù)技術(shù)領(lǐng)域廣度將不斷擴(kuò)展，難度也將不斷增加。因此，高速飛行器熱防護(hù)技術(shù)還將面臨更大的挑戰(zhàn)，熱防護(hù)技術(shù)也將成為新型高速飛行器關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)項(xiàng)目。 參考文獻(xiàn) ［1］曹林，孫銘霞.傳熱對(duì)增壓器徑流渦輪葉片溫度分布的影響［J］.柴油機(jī)，2013，35（2）： 2630. ［2］于佳音.鋁合金表面陽極氧化膜的耐熱性能研究［D］.哈爾濱： 哈爾濱工程大學(xué)，2013. ［
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