内置高导C/C材料的疏导式热防护结构防热效果

工程科学学报，第37卷，第2期：243-249,2015年2月 Chinese Journal of Engineering,Vol.37,No.2:243-249,February 2015 DOI:10.13374/j.issn2095-9389.2015.02.017:http://journals.ustb.edu.cn 内置高导C/C材料的疏导式热防护结构防热效果 刘冬欢四，张憬)，尚新春” 1)北京科技大学数理学院，北京1000832)北京科技大学自然科学基础实验中心，北京100083 ☒通信作者，E-mail:liudh@ustb.edu.cn 摘要本文建立了内置高导C/C材料的疏导式热防护结构原理模型，通过实验的方法给出了高导C/C材料与耐热三维编 织C/C材料间的接触热阻，并利用数值仿真针对影响结构热防护效果的若干关键参数进行了参数影响研究.研究结果表明： 减小耐热层厚度是一种降低驻点温度的有效方法，但是必须同时考虑由此引起的强度问题：界面接触热阻对热防护效果影响 很大，必须通过工艺处理降低界面热阻才能实现有效的热防护 关键词C/C复合材料：热防护；导热性；接触热阻 分类号V214.9 Thermal protection effect of heat-pipe-cooled thermal protection structures with embed- ded high thermal conductivity C/C materials LIU Dong-huan',ZHANG Jing》,SHANG Xin--thun》 1)School of Mathematics and Physics,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083,China 2)Basic Experimental Center for Natural Science,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083.China Corresponding author,E-mail:liudh@ustb.edu.cn ABSTRACT Heat-pipe-cooled thermal protection is an effective thermal protection method with embedded high heat transfer capacity materials or structures.A numerical model of a heat-pipe-cooled thermal protection structure with an embedded high thermal conduc- tivity C/C material was proposed in the present paper.Contact thermal resistance was tested between the high thermal conductivity C/ C material and the heat-resisting three-dimensional braid C/C material.The effects of several key parameters on the thermal protection results were also numerically investigated.The results show that it is an effective method to decrease the stagnation temperature by reducing the thickness of the heat-resisting material,but the resulting strength problem should also be taken into account.Interface contact thermal resistance has a significant influence on the thermal protection effect,and in order to achieve effective thermal protec- tion the interface contact thermal resistance should be lowered through fabrication processing. KEY WORDS carbon/carbon composites;thermal protection:thermal conductivity:contact thermal resistance 随着飞行器的飞行速度越来越快，其机翼的前缘 要长时间持续这样的飞行状态，再加上可重复使用运 结构往往非常尖锐（前缘半径甚至是毫米量级），这样 载器(reusable launch vehicle,RLV)概念的提出，要求 在实现了高升力、低阻力的同时也带来了极其严重的 热防护结构有一定的可重用性，以缩短使用准备时间. 局部气动加热问题，在前缘驻点附近热流密度甚至高 这些苛刻的约束条件对传统的烧蚀型和非烧蚀的隔热 达10MW·m2,而随着与驻点距离的增加，热流密度 型以及对流冷却型热防护结构提出了严峻的挑战：烧 又急剧下降，特别是在机翼背风面的广大区域热流密 蚀型热防护系统结构简单，技术可靠，易于实现，但是 度相对很低.与此同时，飞行器在服役过程中往往需 由于在烧蚀过程中结构的气动外形不断发生变化，不 收稿日期：2013-11-22 基金项目：国家自然科学基金资助项目(11302023)：中央高校基本科研业务费专项资金资助项目(FRF-TP-14030A1)

工程科学学报，第 37 卷，第 2 期: 243--249，2015 年 2 月 Chinese Journal of Engineering，Vol． 37，No． 2: 243--249，February 2015 DOI: 10． 13374 /j． issn2095--9389． 2015． 02． 017; http: / /journals． ustb． edu． cn 内置高导 C / C 材料的疏导式热防护结构防热效果 刘冬欢1) ，张 憬2) ，尚新春1) 1) 北京科技大学数理学院，北京 100083 2) 北京科技大学自然科学基础实验中心，北京 100083  通信作者，E-mail: liudh@ ustb． edu． cn 摘 要 本文建立了内置高导 C/C 材料的疏导式热防护结构原理模型，通过实验的方法给出了高导 C/C 材料与耐热三维编 织 C/C 材料间的接触热阻，并利用数值仿真针对影响结构热防护效果的若干关键参数进行了参数影响研究． 研究结果表明: 减小耐热层厚度是一种降低驻点温度的有效方法，但是必须同时考虑由此引起的强度问题; 界面接触热阻对热防护效果影响 很大，必须通过工艺处理降低界面热阻才能实现有效的热防护． 关键词 C/C 复合材料; 热防护; 导热性; 接触热阻 分类号 V214. 9 Thermal protection effect of heat-pipe-cooled thermal protection structures with embed￾ded high thermal conductivity C /C materials LIU Dong-huan1)  ，ZHANG Jing2) ，SHANG Xin-chun1) 1) School of Mathematics and Physics，University of Science and Technology Beijing，Beijing 100083，China 2) Basic Experimental Center for Natural Science，University of Science and Technology Beijing，Beijing 100083，China  Corresponding author，E-mail: liudh@ ustb． edu． cn ABSTＲACT Heat-pipe-cooled thermal protection is an effective thermal protection method with embedded high heat transfer capacity materials or structures． A numerical model of a heat-pipe-cooled thermal protection structure with an embedded high thermal conduc￾tivity C/C material was proposed in the present paper． Contact thermal resistance was tested between the high thermal conductivity C/ C material and the heat-resisting three-dimensional braid C/C material． The effects of several key parameters on the thermal protection results were also numerically investigated． The results show that it is an effective method to decrease the stagnation temperature by reducing the thickness of the heat-resisting material，but the resulting strength problem should also be taken into account． Interface contact thermal resistance has a significant influence on the thermal protection effect，and in order to achieve effective thermal protec￾tion the interface contact thermal resistance should be lowered through fabrication processing． KEY WOＲDS carbon/carbon composites; thermal protection; thermal conductivity; contact thermal resistance 收稿日期: 2013--11--22 基金项目: 国家自然科学基金资助项目( 11302023) ; 中央高校基本科研业务费专项资金资助项目( FＲF--TP--14--030A1) 随着飞行器的飞行速度越来越快，其机翼的前缘 结构往往非常尖锐( 前缘半径甚至是毫米量级) ，这样 在实现了高升力、低阻力的同时也带来了极其严重的 局部气动加热问题，在前缘驻点附近热流密度甚至高 达 10 MW·m － 2，而随着与驻点距离的增加，热流密度 又急剧下降，特别是在机翼背风面的广大区域热流密 度相对很低． 与此同时，飞行器在服役过程中往往需 要长时间持续这样的飞行状态，再加上可重复使用运 载器( reusable launch vehicle，ＲLV) 概念的提出，要求 热防护结构有一定的可重用性，以缩短使用准备时间． 这些苛刻的约束条件对传统的烧蚀型和非烧蚀的隔热 型以及对流冷却型热防护结构提出了严峻的挑战: 烧 蚀型热防护系统结构简单，技术可靠，易于实现，但是 由于在烧蚀过程中结构的气动外形不断发生变化，不

·244· 工程科学学报，第37卷，第2期 仅给气动力的计算和飞行器的精确控制带来很大困 金作为管材，而耐热材料往往为C/C复合材料，由于 难，而且可重复使用性能较差：隔热型热防护结构和对 二者之间的热膨胀系数差别近10倍，因此带来了严重 流冷却型热防护结构针对存在局部超高温的结构不仅 的热失配现象，此时采用同样是碳材料的高热导率材 效率很低，而且很难长时间在高温环境中工作。因此， 料作为热量疏导介质的热防护方法引起了研究者的关 与这些热防护结构相比，疏导式热防护就成为一种相 注.李同起和胡子君提出了利用高导热碳材料进行疏 对高效的热防护方式. 导式热管理的思路，并根据碳材料的结构特点设计了 疏导式热防护的基本思想是采用某种高导热率的 几种可能的热管理结构模型，姜贵庆等a进行了 材料或结构将驻点附近的高气动热流快速疏导至结构 内置高热导率材料疏导热防护的试验研究，孙健和刘 后部的低热流区，从而实现降低驻点温度、提高结构后 伟强7-网针对内置高导热层的疏导式热防护结构进 部温度、降低结构温度梯度及热应力的目的.疏导式 行了数值模拟研究，给出了疏导防热系统的结构参数 热防护的基本类型有两种，一种采用内置的高温热管 和材料参数对冷却效果的影响结果，但是他们的研究 进行热量的疏导，另一种采用内置的高热导率材料. 并没有考虑界面接触热阻的影响. 内置高温热管的疏导式热防护研究最早开始于 内置的高导热材料与外部的耐热材料之间的接触 1971年Silverstein0的工作，他给出了疏导式热防护结 热阻对疏导式热防护效果有很大的影响，目前这方面 构的概念设计.随后Camarda等四、Colwell等回、 的研究还不多见.本文首先针对常用的耐热材料（三 Jang、Wojcik和Clark、Juhasz和Rovang以及 维编织C/C复合材料)与高热导率材料（高导C/C复 Glass等切分别从不同的角度通过理论分析、数值模拟 合材料)之间的界面接触热阻进行了初步的试验研 和试验研究验证了内置高温热管疏导式热防护的可行 究，进而针对内置高导C/C材料的疏导式热防护结构 性.国内关于内置高温热管的研究近些年刚刚起步， 原理模型进行了防热效果数值模拟，并与已有试验结 姜贵庆等阅提出了增加固体介质的导热系数和采用高 果进行了对比，最后给出了各种结构材料参数对结构 温热管冷却的两种热防护方案，刘冬欢等9山针对内 防热效果的影响.本文研究成果可为内置高导C/C材 置高温热管疏导式热防护的热力耦合机理及界面热阻 料的疏导式热防护结构的设计及安全评估提供技术 对热防护效果的影响进行了研究，肖光明等网基于热 储备 网络分析法研究了疏导式热防护用高温热管的启动特 性团，鲁芹等人基于等效热容的方法研究了高温热管 1原理模型 的启动特性，陈连忠等试验验证了高温热管在疏导 为了考察内置高导C/C材料疏导式热防护的防 式热防护应用上的可行性.高温热管一般采用高温合 热效果，建立其原理模型如图1所示 180 150 SR13 SR17 50 ICC复合材料 2高导C/C复合材料 图1内置高导C/C材料疏导式热防护原理模型（单位：mm) Fig.I Principle model of a heat-pipe-cooled thermal protection structure with an embedded high thermal conductivity C/C material (unit:mm) 图1中材料1为耐热三维编织C/C复合材料，这 结构温度场分析的控制方程为 里假设材料参数不随温度变化，其热导率为66.1W· V·(k7T)+f=0 (1) m,K,密度为1960kg·m3,比热容1790J·kg· 这里：k为材料热导率矩阵：T为结构温度：∫为生热 K1.材料2为高导C/C材料，其轴向热导率为991.5 率，本研究中为零 Wm1·K1,其他材料属性同普通C/C材料. 在三维编织C/C材料外表面施加给定热流边界 试验和数值模拟时的热环境为：来流总焓为10 条件，给定的热流q由两部分组成，一部分是气动热， Mkg1,驻点热流2900kW·m2.以球头顶点为x轴 另一部分是辐射到外部空间的热量，即 坐标原点，球头部分的气动热流密度载荷如图2所示， 9=9.-0e(T-T4). (2) 柱段部分的热流密度由217.2kW·m2线性地降低 这里，q。为气动热；o为Stefan--Boltzmann常数，取为 到零 5.67×10-8W·m2·K4:e为辐射率，取为0.8：T.为

工程科学学报，第 37 卷，第 2 期 仅给气动力的计算和飞行器的精确控制带来很大困 难，而且可重复使用性能较差; 隔热型热防护结构和对 流冷却型热防护结构针对存在局部超高温的结构不仅 效率很低，而且很难长时间在高温环境中工作． 因此， 与这些热防护结构相比，疏导式热防护就成为一种相 对高效的热防护方式． 疏导式热防护的基本思想是采用某种高导热率的 材料或结构将驻点附近的高气动热流快速疏导至结构 后部的低热流区，从而实现降低驻点温度、提高结构后 部温度、降低结构温度梯度及热应力的目的． 疏导式 热防护的基本类型有两种，一种采用内置的高温热管 进行热量的疏导，另一种采用内置的高热导率材料． 内置高温热管的疏导式热防护研究最早开始于 1971 年 Silverstein［1］的工作，他给出了疏导式热防护结 构 的 概 念 设 计． 随 后 Camarda 等［2］、Colwell 等［3］、 Jang［4］、Wojcik 和 Clark［5］、Juhasz 和 Ｒovang［6］ 以 及 Glass 等［7］分别从不同的角度通过理论分析、数值模拟 和试验研究验证了内置高温热管疏导式热防护的可行 性． 国内关于内置高温热管的研究近些年刚刚起步， 姜贵庆等［8］提出了增加固体介质的导热系数和采用高 温热管冷却的两种热防护方案，刘冬欢等［9--11］针对内 置高温热管疏导式热防护的热力耦合机理及界面热阻 对热防护效果的影响进行了研究，肖光明等［12］基于热 网络分析法研究了疏导式热防护用高温热管的启动特 性［13］，鲁芹等人基于等效热容的方法研究了高温热管 的启动特性，陈连忠等［14］试验验证了高温热管在疏导 式热防护应用上的可行性． 高温热管一般采用高温合 金作为管材，而耐热材料往往为 C /C 复合材料，由于 二者之间的热膨胀系数差别近 10 倍，因此带来了严重 的热失配现象，此时采用同样是碳材料的高热导率材 料作为热量疏导介质的热防护方法引起了研究者的关 注． 李同起和胡子君提出了利用高导热碳材料进行疏 导式热管理的思路，并根据碳材料的结构特点设计了 几种可能的热管理结构模型［15］，姜贵庆等［16］进行了 内置高热导率材料疏导热防护的试验研究，孙健和刘 伟强［17--19］针对内置高导热层的疏导式热防护结构进 行了数值模拟研究，给出了疏导防热系统的结构参数 和材料参数对冷却效果的影响结果，但是他们的研究 并没有考虑界面接触热阻的影响． 内置的高导热材料与外部的耐热材料之间的接触 热阻对疏导式热防护效果有很大的影响，目前这方面 的研究还不多见． 本文首先针对常用的耐热材料( 三 维编织 C /C 复合材料) 与高热导率材料( 高导 C /C 复 合材料) 之间的界面接触热阻进行了初步的试验研 究，进而针对内置高导 C /C 材料的疏导式热防护结构 原理模型进行了防热效果数值模拟，并与已有试验结 果进行了对比，最后给出了各种结构材料参数对结构 防热效果的影响． 本文研究成果可为内置高导 C /C 材 料的疏导式热防护结构的设计及安全评估提供技术 储备． 1 原理模型 为了考察内置高导 C /C 材料疏导式热防护的防 热效果，建立其原理模型如图 1 所示． 图 1 内置高导 C /C 材料疏导式热防护原理模型( 单位: mm) Fig． 1 Principle model of a heat-pipe-cooled thermal protection structure with an embedded high thermal conductivity C /C material ( unit: mm) 图 1 中材料 1 为耐热三维编织 C /C 复合材料，这 里假设材料参数不随温度变化，其热导率为 66. 1 W· m － 1·K － 1，密度为 1960 kg·m － 3，比热容 1790 J·kg － 1· K － 1 ． 材料 2 为高导 C /C 材料，其轴向热导率为 991. 5 W·m － 1·K － 1，其他材料属性同普通 C /C 材料． 试验和数值模拟时的热环境为: 来流总焓为 10 MJ·kg － 1，驻点热流 2900 kW·m － 2 ． 以球头顶点为 x 轴 坐标原点，球头部分的气动热流密度载荷如图 2 所示， 柱段部分 的 热 流 密 度 由 217. 2 kW·m － 2 线 性地 降 低 到零． 结构温度场分析的控制方程为 Δ ·( k Δ T) + f = 0． ( 1) 这里: k 为材料热导率矩阵; T 为结构温度; f 为生热 率，本研究中为零． 在三维编织 C /C 材料外表面施加给定热流边界 条件，给定的热流 q 由两部分组成，一部分是气动热， 另一部分是辐射到外部空间的热量，即 q = qa － σε( T4 － T4 ∞ ) ． ( 2) 这里，qa 为气动热; σ 为 Stefan--Boltzmann 常数，取为 5. 67 × 10 － 8 W·m － 2·K － 4 ; ε 为辐射率，取为 0. 8; T∞ 为 · 442 ·

刘冬欢等：内置高导C/C材料的疏导式热防护结构防热效果 .245· 3000 2500 2000 1500 1000 500 4681012141618 轴向坐标，xmm 图3试件.(a)高导C/C材料：(b)三维编织C/C材料 图2模型球头部分气动热流密度分布 Fig.3 Specimens:(a)high thermal conductivity C/C material: Fig.2 Thermal flux distribution at the head area of the model (b)three-dimensional braid C/C material 外部空间温度，取为300K.可以看出，给定的气动热 冷却装置 加载装置 流是随着结构表面温度的变化而变化的，因此这是一 个非线性的边界条件，在求解结构温度场时需要进行 迭代计算. 在三维编织C/C材料和高导C/C材料界面上满 足热流连续条件 热电偶 试件1 91=92 (3) 隔热装置 这里，9，和92分别为界面两侧的热流密度 由于界面接触热阻的存在，界面温度存在跳变 加热装置 T-T2=qR. (4) 这里，T和T,分别为界面两侧材料1和材料2的 温度；9为通过界面的热流密度，由材料1流向材料2 为正：R为界面接触热阻 基座 界面接触热阻的存在阻碍了驻点附近的高热流密 度通过高导C/C材料向尾端低温区域的流动，从而使 图4高温接触热阻试验原理图 得驻点温度升高.界面接触热阻极大地影响着疏导热 Fig.4 Illustration of high temperature contact thermal resistance ex- periment 防护的效果，因此很有必要开展界面接触热阻的试验 研究. 设置保温隔热装置，以实现轴向恒定的热流密度.通 过插入试件的热电偶测得轴向各测点的温度值，进而 2界面接触热阻 根据傅里叶热传导定律得到轴向热流和界面处的温度 基于文献20]的高温接触热阻试验方法，针对三 跳变值，最后根据接触热阻的定义式(4)给出接触热 维编织C/C材料与高导C/C材料之间的界面接触热 阻的试验值. 阻开展试验研究，试件如图3所示，图中试件上的圆孔 不同界面压力下各个测点的温度时间历程分别如 为插入热电偶的位置，也即温度测点的位置（高导C/ 图5(a)~图5(c)所示.由各个测点的温度时间历程 C试件测点从下到上依次为测点2、3和4，三维编织 处理即可得到不同界面压力条件下接触热阻随界面平 C/C试件测点从下到上依次为测点5、6、7和8). 均温度的变化趋势，如图6所示. 试件组合为表面粗糙度3.85um的高导C/C材料 从高导C/C材料与三维编织C/C材料之间的接 试件和表面粗糙度为26.3μm的三维编织C/C复合材 触热阻试验结果可以看出，界面压力越大，界面接触热 料试件，其中高导C/C材料试件处于低温端而三维编 阻越小，这是因为界面压力的增加导致界面微凸起弹 织C/C复合材料试件处于高温端，研究界面载荷分别 塑性变形的增加，也导致了界面有效接触面积的增加 为0、1和2kN时两者之间的接触热阻变化规律.试验 同时随着界面温度的升高，界面接触热阻逐渐减小，而 原理如图4所示 且界面压力越小，这种减小的趋势越明显，这是因为界 在本试验中，试件2为高导C/C材料，试件1为三 面压力越小接触热导（接触热阻的倒数）越小，因此同 维编织C/C材料，热量沿轴向由试件2流向试件1，试 样的界面温度条件下间隙辐射换热效应引起的接触热 件1的顶端设置水冷装置将热流导走，同时试件周向 导对整体接触热导的影响就要更明显一些，而随着界

刘冬欢等: 内置高导 C/C 材料的疏导式热防护结构防热效果 图 2 模型球头部分气动热流密度分布 Fig． 2 Thermal flux distribution at the head area of the model 外部空间温度，取为 300 K． 可以看出，给定的气动热 流是随着结构表面温度的变化而变化的，因此这是一 个非线性的边界条件，在求解结构温度场时需要进行 迭代计算． 在三维编织 C /C 材料和高导 C /C 材料界面上满 足热流连续条件 q1 = q2 ． ( 3) 这里，q1 和 q2 分别为界面两侧的热流密度． 由于界面接触热阻的存在，界面温度存在跳变 T1 － T2 = qＲ． ( 4) 这里，T1 和 T2 分别为界面两侧材料 1 和材料 2 的 温度; q 为通过界面的热流密度，由材料 1 流向材料 2 为正; Ｒ 为界面接触热阻． 界面接触热阻的存在阻碍了驻点附近的高热流密 度通过高导 C /C 材料向尾端低温区域的流动，从而使 得驻点温度升高． 界面接触热阻极大地影响着疏导热 防护的效果，因此很有必要开展界面接触热阻的试验 研究． 2 界面接触热阻 基于文献［20］的高温接触热阻试验方法，针对三 维编织 C /C 材料与高导 C /C 材料之间的界面接触热 阻开展试验研究，试件如图 3 所示，图中试件上的圆孔 为插入热电偶的位置，也即温度测点的位置( 高导 C / C 试件测点从下到上依次为测点 2、3 和 4，三维编织 C /C 试件测点从下到上依次为测点 5、6、7 和 8) ． 试件组合为表面粗糙度3. 85 μm 的高导 C /C 材料 试件和表面粗糙度为26. 3 μm 的三维编织 C /C 复合材 料试件，其中高导 C /C 材料试件处于低温端而三维编 织 C /C 复合材料试件处于高温端，研究界面载荷分别 为 0、1 和 2 kN 时两者之间的接触热阻变化规律． 试验 原理如图 4 所示． 在本试验中，试件2 为高导 C /C 材料，试件1 为三 维编织 C /C 材料，热量沿轴向由试件 2 流向试件 1，试 件 1 的顶端设置水冷装置将热流导走，同时试件周向 图 3 试件． ( a) 高导 C /C 材料; ( b) 三维编织 C /C 材料 Fig． 3 Specimens: ( a) high thermal conductivity C /C material; ( b) three-dimensional braid C /C material 图 4 高温接触热阻试验原理图 Fig． 4 Illustration of high temperature contact thermal resistance ex￾periment 设置保温隔热装置，以实现轴向恒定的热流密度． 通 过插入试件的热电偶测得轴向各测点的温度值，进而 根据傅里叶热传导定律得到轴向热流和界面处的温度 跳变值，最后根据接触热阻的定义式( 4) 给出接触热 阻的试验值． 不同界面压力下各个测点的温度时间历程分别如 图 5( a) ～ 图 5( c) 所示． 由各个测点的温度时间历程 处理即可得到不同界面压力条件下接触热阻随界面平 均温度的变化趋势，如图 6 所示． 从高导 C /C 材料与三维编织 C /C 材料之间的接 触热阻试验结果可以看出，界面压力越大，界面接触热 阻越小，这是因为界面压力的增加导致界面微凸起弹 塑性变形的增加，也导致了界面有效接触面积的增加． 同时随着界面温度的升高，界面接触热阻逐渐减小，而 且界面压力越小，这种减小的趋势越明显，这是因为界 面压力越小接触热导( 接触热阻的倒数) 越小，因此同 样的界面温度条件下间隙辐射换热效应引起的接触热 导对整体接触热导的影响就要更明显一些，而随着界 · 542 ·

·246· 工程科学学报，第37卷，第2期 600 a 600 500 500 400 400 300 测点2 测点2 0 测发 0- 测点3 300 △ 测点4 200 测测测 200 测点5 4 6 测点7 100 0 则点8 则点8 0 400 800 12001600 2000 24002800 400 800 12001600 20002400 时间/s 时间 700 600 500 400 测点2 300 测点3 200 测点7 100 ◇-测点8 0 400 800 1200 1600 时回/s 图5不同界面压力条件下各测点温度的时间历程：(a)0kN:(b)1kN:(c)2kN Fig.5 Temperature history of each measurement point under different interface loads:(a)0kN:(b)1kN:(c)2kN 。一界面载荷0k 3 计算结果与讨论 o一界面载荷1kN △一界面截荷2kN 对于图1所示的内置高导C/C材料疏导式热防 护原理模型，由于结构及热流密度载荷的轴对称性，取 10 o-aoooooaAmug 结构的纵向截面为研究对象，建立轴对称模型，其结构 及网格划分如图7所示. 在OA及AB外表面上施加给定热流边界条件， 088889aR-882m 给定的热流由气动热流和辐射热流组成，如式(2)所 示.外表面BC、CD和DE给定辐射热流边界条件， 1 OE为轴对称绝热边界，在结构内部耐热三维编织C/ 100150200250300350400450500550 界面温度值/℃ C复合材料与高导C/C材料界面设定接触热阻.利 用有限元法计算得到的温度场如图8所示.如果不 图6接触热阻随界面平均温度及界面压力的变化 采用内置高导C/C材料的疏导式热防护，结构全部 Fig.6 Variation of contact thermal resistance with interface average 材料都采用三维编织C/C材料，那么结构的温度场 temperature under different interface loads 如图9所示.图10给出了沿着结构中轴线0E方向 面压力的增加，通过界面热传导传递的热量在全部通 内置高导C/C材料和耐热编织C/C材料模型温度分 过界面的热量中的比重越来越大，因此通过间隙辐射 布的比较结果 传递的热量所占比重越来越小，温度的影响也就不太 从以上计算结果可以看出，在三维编织C/C材料 明显了.也就是说，在界面压力比较小的条件下，界面 与高导C/C材料界面接触热阻取试验值2×105K· 间隙辐射换热效应是不能忽略的.实际结构界面压力 m2W的条件下，模型驻点温度为1980K,而试验结 都比较大，因此在随后的模拟中如果没有明确说明，取 果为1973K,这表明当前的计算模型是合理可行的，与 三维编织C/C材料与高导C/C材料之间的接触热阻 此同时，由第2节试验得到的三维编织C/C材料与高 为2×10-5Km2.Wl 导C/C材料间接触热阻的试验结果也是可信的

工程科学学报，第 37 卷，第 2 期 图 5 不同界面压力条件下各测点温度的时间历程: ( a) 0 kN; ( b) 1 kN; ( c) 2 kN Fig． 5 Temperature history of each measurement point under different interface loads: ( a) 0 kN; ( b) 1 kN; ( c) 2 kN 图 6 接触热阻随界面平均温度及界面压力的变化 Fig． 6 Variation of contact thermal resistance with interface average temperature under different interface loads 面压力的增加，通过界面热传导传递的热量在全部通 过界面的热量中的比重越来越大，因此通过间隙辐射 传递的热量所占比重越来越小，温度的影响也就不太 明显了． 也就是说，在界面压力比较小的条件下，界面 间隙辐射换热效应是不能忽略的． 实际结构界面压力 都比较大，因此在随后的模拟中如果没有明确说明，取 三维编织 C /C 材料与高导 C /C 材料之间的接触热阻 为 2 × 10 － 5 K·m2 ·W － 1 ． 3 计算结果与讨论 对于图 1 所示的内置高导 C /C 材料疏导式热防 护原理模型，由于结构及热流密度载荷的轴对称性，取 结构的纵向截面为研究对象，建立轴对称模型，其结构 及网格划分如图 7 所示． 在 OA 及 AB 外表面上施加给定热流边界条件， 给定的热流由气动热流和辐射热流组成，如式( 2) 所 示． 外表面 BC、CD 和 DE 给定辐射热 流 边 界 条 件， OE 为轴对称绝热边界，在结构内部耐热三维编织 C / C 复合材料与高导 C /C 材料界面设定接触热阻． 利 用有限元法计算得到的温度场如图 8 所示． 如果不 采用内置高导 C /C 材料的疏导式热防护，结构全部 材料都采用三维编织 C /C 材料，那么结构的温度场 如图 9 所示． 图 10 给出了沿着结构中轴线 OE 方向 内置高导 C /C 材料和耐热编织 C /C 材料模型温度分 布的比较结果． 从以上计算结果可以看出，在三维编织 C /C 材料 与高导 C /C 材料界面接触热阻取试验值 2 × 10 － 5 K· m2 ·W － 1的条件下，模型驻点温度为 1980 K，而试验结 果为 1973 K，这表明当前的计算模型是合理可行的，与 此同时，由第 2 节试验得到的三维编织 C /C 材料与高 导 C /C 材料间接触热阻的试验结果也是可信的． · 642 ·

刘冬欢等：内置高导C/C材料的疏导式热防护结构防热效果 ·247· 50 100 150 200 x/mm 图7原理模型计算网格 Fig.7 Discretization of the computational model 60 40 温度/K:1000110012001300140015001600170018001900 20 -20 50 100 150 200 x/mm 图8内置高导C/C材料原理模型结构温度场 Fig.8 Temperature filed of the principal model with an embedded high thermal conductivity C/C material 60 温度/K:900105012001350150016501800195021002250 40 20 -20 50 100 150 200 x/mm 图9内置三维编织C/C材料模型结构温度场 Fig.9 Temperature filed of the model with an embedded three-dimensional braid C/C material 另一方面，从图10的比较可以看出，采用内置高 2400 导C/C材料的疏导式热防护之后，驻点温度由2345K 2200 ·内置高导CC材料 2000 。内置耐热C/汇材料 降低至1980K,而尾端温度由867K升至982K.这表 明疏导式热防护能有效地实现降低驻点温度的目标， 1800 1600 同时使得整个结构中的温度分布趋于均匀，从而可以 1400 大大降低由于温度梯度引起的热应力. 1200 基于疏导式热防护原理模型，针对其若干关键参 1000 数如高导材料热导率、耐热材料辐射系数、耐热层厚度 800 及界面接触热阻等，开展参数影响研究，分析其对热防 00.020.040.060.080.100.120.14 护效果的影响，计算结果如图11~图14所示. 轴向坐标Wm 从以上参数化计算结果可以看出，随着高导材料 图10内置高导C/C与普通C/C材料模型沿轴向温度分布的 热导率的增加，热量疏导的速度加快，因此驻点温度逐 比较 渐降低，当高导材料的热导率超过1500Wm1K-1之 Fig.10 Comparison of axial temperature between the models with the 后，再提高材料热导率对降低驻点温度的作用就不大 embedded high thermal conductivity C/C material and the embedded 了，当前工艺实现的高导材料的热导率基本上都在 ordinary C/C material 1000W·m·K左右.随着耐热材料辐射系数的增

刘冬欢等: 内置高导 C/C 材料的疏导式热防护结构防热效果 图 7 原理模型计算网格 Fig． 7 Discretization of the computational model 图 8 内置高导 C /C 材料原理模型结构温度场 Fig． 8 Temperature filed of the principal model with an embedded high thermal conductivity C /C material 图 9 内置三维编织 C /C 材料模型结构温度场 Fig． 9 Temperature filed of the model with an embedded three-dimensional braid C /C material 图 10 内置高导 C /C 与普通 C /C 材料模型沿轴向温度分布的 比较 Fig． 10 Comparison of axial temperature between the models with the embedded high thermal conductivity C /C material and the embedded ordinary C /C material 另一方面，从图 10 的比较可以看出，采用内置高 导 C /C 材料的疏导式热防护之后，驻点温度由 2345 K 降低至 1980 K，而尾端温度由 867 K 升至 982 K． 这表 明疏导式热防护能有效地实现降低驻点温度的目标， 同时使得整个结构中的温度分布趋于均匀，从而可以 大大降低由于温度梯度引起的热应力． 基于疏导式热防护原理模型，针对其若干关键参 数如高导材料热导率、耐热材料辐射系数、耐热层厚度 及界面接触热阻等，开展参数影响研究，分析其对热防 护效果的影响，计算结果如图 11 ～ 图 14 所示． 从以上参数化计算结果可以看出，随着高导材料 热导率的增加，热量疏导的速度加快，因此驻点温度逐 渐降低，当高导材料的热导率超过 1500 W·m － 1·K － 1之 后，再提高材料热导率对降低驻点温度的作用就不大 了，当前工艺实现的高导材料的热导率基本上都在 1000 W·m － 1·K － 1 左右． 随着耐热材料辐射系数的增 · 742 ·

·248· 工程科学学报，第37卷，第2期 2150 2450 2400 2100 2350 2300 2050 2250 2000 2200 2150 1950 2100 2050 1900 2000 1950L 1850 500100015002000250030003500400045005000 1900 0◆ 105 104 10-3 热导率WmK) 界面接触热阴.R(m2.K·W) 图11驻点温度随高导材料热导率的变化 图14驻点温度随高导C/C材料与普通C/C材料界面接触热阻 Fig.11 Variation of the stagnation temperature with the thermal con- 的变化 ductivity of the embedded material Fig.14 Variation of the stagnation temperature with contact thermal 2150 resistance between the high thermal conductivity C/C material and the heat-resisting three-dimensional braid C/C material 2100 辐射系数并不是一个有效提高疏导式热防护效率的 2050 方法.随着耐热层厚度的增加，驻点附近的高热流密 2000 度达到高导材料疏通通道的路径变长，因此导致驻 点温度的增加，耐热层厚度由4mm增加至8mm时， 1950 驻点温度升高212K,而耐热层厚度由4mm减小至1 1900 mm时，驻点温度下降343K,因此结构设计时通过控 制耐热层温度来控制驻点温度是一个非常有效的途 185800650.700.750.80085090095100 径，但与此同时必须注意到耐热层厚度的减小可能 耐热材料辐射率￡ 带来的强度问题。随着耐热层与高导材料间界面接 图12驻点温度随耐热材料辐射系数的变化 触热阻的增加，驻点温度显著升高，当界面热阻由1× Fig.12 Variation of the stagnation temperature with the emissivity of 105Km2.W增加至1×104Km2W-时，驻点 the heat-resisting material 温度升高149K,而界面热阻由1×105K·m2.W-降 2300 低至1×106Km2·W时，驻点温度仅仅降低22K, 2250 因此结构设计时必须保证界面接触热阻在一个合理 2200 2150 的范围内 2100 2050 4结论 2000 1950 本文建立了内置高导C/C材料的疏导式热防护 1900 1850 结构原理模型，并对热防护效果进行了数值模拟，计算 1800 结果与试验结果吻合良好，表明本文模型及计算方法 1750 可以用于内置高导C/C材料疏导式热防护的防热效 1700 23 4567 果评估.进一步通过试验的方法给出了三维编织C/C 耐热层厚度./mm 复合材料与高导C/C材料之间的界面接触热阻，研究 图13驻点温度随耐热层厚度的变化 了界面压力对接触热阻的影响规律.针对影响疏导式 Fig.13 Variation of the stagnation temperature with the thickness of 热防护的若干关键参数进行了影响分析.结果表明， the thermal-resisting material 降低耐热层厚度是非常有效的降低驻点温度的方法， 加，单位时间内通过结构外表面辐射到外部空间的热 但是同时必须考虑由此可能带来的结构强度问题.耐 量增多，从而使得驻点温度降低，当前材料的辐射系数 热层与高导材料间的接触热阻对疏导式热防护的防热 为0.8，如果通过表面涂层工艺处理将辐射系数提高 效果影响很大，必须通过预处理将界面接触热阻降低 到0.95，那么驻点温度仅仅降低32K,因此提高表面 到1×10-5Km2.W左右

工程科学学报，第 37 卷，第 2 期 图 11 驻点温度随高导材料热导率的变化 Fig． 11 Variation of the stagnation temperature with the thermal con￾ductivity of the embedded material 图 12 驻点温度随耐热材料辐射系数的变化 Fig． 12 Variation of the stagnation temperature with the emissivity of the heat-resisting material 图 13 驻点温度随耐热层厚度的变化 Fig． 13 Variation of the stagnation temperature with the thickness of the thermal-resisting material 加，单位时间内通过结构外表面辐射到外部空间的热 量增多，从而使得驻点温度降低，当前材料的辐射系数 为 0. 8，如果通过表面涂层工艺处理将辐射系数提高 到 0. 95，那么驻点温度仅仅降低 32 K，因此提高表面 图 14 驻点温度随高导 C /C 材料与普通 C /C 材料界面接触热阻 的变化 Fig． 14 Variation of the stagnation temperature with contact thermal resistance between the high thermal conductivity C /C material and the heat-resisting three-dimensional braid C /C material 辐射系数并不是一个有效提高疏导式热防护效率的 方法． 随着耐热层厚度的增加，驻点附近的高热流密 度达到高导材料疏通通道的路径变长，因此导致驻 点温度的增加，耐热层厚度由 4 mm 增加至 8 mm 时， 驻点温度升高 212 K，而耐热层厚度由 4 mm 减小至 1 mm 时，驻点温度下降 343 K，因此结构设计时通过控 制耐热层温度来控制驻点温度是一个非常有效的途 径，但与此同时必须注意到耐热层厚度的减小可能 带来的强度问题． 随着耐热层与高导材料间界面接 触热阻的增加，驻点温度显著升高，当界面热阻由 1 × 10 － 5 K·m2 ·W － 1 增加至 1 × 10 － 4 K·m2 ·W － 1 时，驻点 温度升高149 K，而界面热阻由 1 × 10 － 5 K·m2 ·W － 1降 低至 1 × 10 － 6 K·m2 ·W － 1时，驻点温度仅仅降低 22 K， 因此结构设计时必须保证界面接触热阻在一个合理 的范围内． 4 结论 本文建立了内置高导 C /C 材料的疏导式热防护 结构原理模型，并对热防护效果进行了数值模拟，计算 结果与试验结果吻合良好，表明本文模型及计算方法 可以用于内置高导 C /C 材料疏导式热防护的防热效 果评估． 进一步通过试验的方法给出了三维编织 C /C 复合材料与高导 C /C 材料之间的界面接触热阻，研究 了界面压力对接触热阻的影响规律． 针对影响疏导式 热防护的若干关键参数进行了影响分析． 结果表明， 降低耐热层厚度是非常有效的降低驻点温度的方法， 但是同时必须考虑由此可能带来的结构强度问题． 耐 热层与高导材料间的接触热阻对疏导式热防护的防热 效果影响很大，必须通过预处理将界面接触热阻降低 到 1 × 10 － 5 K·m2 ·W － 1左右． · 842 ·

刘冬欢等：内置高导C/C材料的疏导式热防护结构防热效果 249· 参考文献 Proceeding of Chinese Society of Engineering Thermophysics.Xi Silverstein CC.A Feasibility Study of Heat Pipe Cooled Leading An,2011 Edges for Hypersonic Cruise Aircraft [R/OL].NASA Contractor (肖光明，任建勋，桂业伟，等.基于热网络分析法的疏导式 Report NASA CR-1857 [2014-12-19].http://ntrs.nasa.gov/ 热防护用高温热管启动特性研究/中国工程热物理学会学 archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19720005300.pdf 术会议.西安，2011) Camarda C J,Masek R V.Design,analysis and tests of a shuttle- [13]Lu Q,Jiang GQ,Yu J J.Research on the thermal response of type heat-pipe-cooled leading edge.J Spacecr Rockets,1981,18: the start-up of high temperature heat pipe /Proceeding of the 11 13th Heat Pipe Meeting.Shanghai,2012:1 B]Colwell C T,Jang J,Camarda C J.Modeling of startup from the (鲁芹，姜贵庆，俞继军.高温热管启动热响应方法研究1 frozen state /Proceedings of the Sixth International Heat Pipe 第十三届全国热管年会.上海，2012：1) Conference.Grenoble,1987:165 04] Chen LZ.Ou D B.Liu D Y.Elementary experiment study on 4]Jang J.An Analysis of Startup from the Frozen State and Transient the application of high temperature heat-pipe to the thermal pro- Performance of Heat Pipes [Dissertation].Georgia Institute of tection.Front Sci,2009,3(10):41 Technology,1988 (陈连忠，欧东斌，刘德英.高温热管在热防护中应用初探 [5]Wojcik CC,Clark LT.Design,analysis,and testing of refracto- 前沿科学，2009,3(10)：41) ry metal heat pipe using lithium as the working fluid /Proceed- [15]Li T Q.Hu Z J.Carbon materials with high directional thermal ings of the 26th Thermophysics Conference.Honolulu,1991:1 conductivity and their structure design of thermal management [6]Juhasz A J.Rovang R D.Carbon-Carbon Heat Pipe Testing and system.Aerosp Mater Technol,2007(1):16 Eraluation [R/OL].NASA Technical Memorandum 106630 (李同起，胡子君.定向高导热碳材料及其热管理结构设计 AIAA-94-4065 014-12-19].http://ntrs.nasa.gov/archive/ 字航材料工艺，2007(1)：16) nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19940032810.pdf [16]Jiang GQ,Ai B C,Yu J J.The property expression and conduc- 7]Glass D E,Camarda C J,Merrigan M A,et al Fabrication and tion analysis of solid medium for Shu-ao thermal protection.Ac- testing of Mo-Re heat pipes embedded in carbon/carbon.J ta Aerodyn Sin,2008,26(Suppl 1):44 Spacecr Rockets,1999,36:79 (姜贵庆，艾邦成，俞继军.疏导热防护的固体传导的性能 8]Jiang GQ.Ai BC.Yu JJ.The cooling mechanism of mitigate 表征与传导特性分析.空气动力学报，2008,26（增刊1）： thermal protection.Acta Aerodyn Sin,2009,27 (Suppl 1):46 44) (姜贵庆，艾邦成，俞继军.疏导热防护的冷却机制.空气动 [17]Sun J,Liu W Q.Analysis of sharp leading-edge thermal protec- 力学学报，2009,27（增刊1）：46) tion of high thermal conductivity materials.Acta Aeronaut Astro- Liu D H,Zheng X P,Wang F,et al.Mechanism of thermome- naut Sin,2011,32(9):1622 chanical coupling of high temperature heat pipe cooled C/C com- (孙健，刘伟强.尖化前缘高导热材料防热分析.航空学报， posite material thermal protection structure.Acta Mater Compos 2011,32(9):1622) Sim,2010,27(3):43 [18]Sun J Liu W Q.Analysis of thermal protection mechanism of (刘冬欢，郑小平，王飞，等.内置高温热管C/C复合材料热 leading structure embedded high directional thermal conductivity 防护结构热力耦合机制.复合材料学报，2010,27(3)：43) layer.Acta Phys Sin,2012,61(12):124401 [10]Liu D H,Zheng X P,Wang F,et al.Heat conduction and heat (孙健，刘伟强.内嵌定向高导热层疏导式结构热防护机理 proof mechanism of the heat pipe cooled thermal protection sys- 分析.物理学报，2012,61(12)：124401) tem.J Tsinghua Univ Sci Technol,2010,50(7):1094 [19]Sun J.Liu WQ.Application of leading structure on thermal pro- (刘冬欢，郑小平，王飞，等.内置高温热管热防护结构的传 tection of nosetip.Acta Phys Sin,2012,61(17):174401 热防热机理.清华大学学报：自然科学版，2010,50(7)： (孙健，刘伟强.疏导式结构在头锥热防护中的应用.物理 1094) 学报，2012,61(17)：174401) [11]Liu D H,Shang X C.Effect of thermal contact resistance on the 20]Liu D H,Zheng X P,Huang QZ,et al.Experimental investiga- performance of heat-pipe-cooled thermal protection structures. tion of high-emperature thermal contact resistance between C/C Acta Aeronaut Astronaut Sin,2012,33(10):1834 composite material and superalloy GH600.Acta Aeronaut Astro- (刘冬欢，尚新春.接触热阻对疏导式热防护结构防热效果 naut Sin,2010,31(11):2189 的影响.航空学报，2012,33(10)：1834) (刘冬欢，郑小平，黄拳章，等。CC复合材料与高温合金 [12]Xiao G M,Ren J X,Gui Y W,et al.Research on the start-up GH600之间高温接触热阻的试验研究.航空学报，2010,31 of high tempearture heat pipe with thermal network analysis / (11):2189)

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