超高温热管疏导式热防护发展概况

超高温热管疏导式热防护发展概况

谢宇杰

江南机电设计研究所  贵州贵阳  550009

摘要：超高温热管疏导式热防护是一种新型的半主动式非烧蚀热防护技术，亦是高超声速长航时飞行器发展的关键技术。本文对国内外超高温热管疏导式热防护的发展情况、主要问题进行了归纳总结，并对未来的机遇和挑战进行了思考。

关键词：热防护；超高温热管；疏导式

1.引言

大气层内的高超声速飞行是极为复杂和严酷的，随着飞行马赫数的提高（Ma >5）,飞行器关键热端部件的表面不仅需要承受长时间、超高温、高焓值及较大热流密度的气动热环境，而且这种非平衡效应产生的高温气流会与飞行器表面发生强烈的非线性耦合作用。于此同时，新型高超声速飞行器在这样极端复杂的环境下，仍需保持稳定的气动外形和高机动性能。这无疑对飞行器关键热防护结构的耐温性、抗烧蚀性、可靠性和轻量化提出了极为苛刻的要求，传统的烧蚀型被动热防护已难以满足要求。

因此，为解决未来高超声速飞行器面临的热防护问题，需要研究一种新的热防护技术，满足长航时、非烧蚀、轻量化的要求。超高温疏导式热防护技术摈弃将外加热量就地“吸收”（热沉型）、“消化”（烧蚀型）、“忍耐”（耐高温材料）或“拒之门外”（辐射型和隔热型）的思想，通过建立高效的热量扩散机制，实现高加热区与低加热区的温度均衡，极大降低温度峰值，同时增加有效辐射散热面积，已成为发展高超声速飞行器的关键技术。

本文将对国内外典型的超高温热管疏导式热防护研究进展进行介绍，对所存在的主要问题进行总结，并对超高温热管疏导式热防护发展的新方向和新问题进行探讨。

2.基本概念及内涵

2.1疏导式热防护

疏导式热防护是一种新型的半主动式非烧蚀热防护，其利用高导热元件将热量从高热流区快速传递至低热流区，并整体散出，实际上是由单纯的热防护转变为综合热控制的一种热防护方式。它包含四个防热机制、三层结构。四个防热机制为快速热传导机制、高效隔热机制、辐射散热控制机制和表面抗氧化机制。三层结构的最外层为辐射抗氧化层，中间为热量的疏导层，内层为高效隔热层。它们功能各不相同，但又相关联，有机融合成新型的热防护体系。

2.2超高温热管

热管是一种高性能的传热元件，它通过工质的蒸发、凝结和循环流动，实现热量从热端到冷端的高效传递。与最好的导热材料相比，热管的当量导热系数可以高几倍甚至几个数量级。工作温度在500℃以上的热管称为高温热管，如钠-镍基合金热管。工作温度超过1200℃，如锂-铌合金热管，称为超高温热管。

2.3超高温热管疏导式热防护

超高温热管疏导式热防护即为以超高温热管为热疏导元件的疏导式热防护。这种热防护方式不改变气动外形，所以为一种可重复使用的热防护技术。热管管壁材料既要符合高温工作极限，其结构特性又能承受较大温度梯度所带来的热应力威胁，通常选用难熔合金作为管壁材料。常见的工质为钠、锂。

3.国外发展概况

热管在工作过程中无需专门的能源供应，同时又具有良好的传热能力，其高强度的壳体还可以作为承载结构，使其在飞行器热控制、热疏导等方面都具有很广泛的应用前景。上个世纪70年代初，以美国为首的一些发达国家就开始应用热管进行高超声速飞行器前缘和鼻锥的冷却实验。对于导弹弹体上尾气喷管的尾舵，也应用热管进行了疏导式热防护的研究。1972-1973年，美国麦道公司对热管冷却进行了启动性能和热结构性能等方面的理论研究，还制作了缩比的前缘构型热管防护模型，用以确认高温热管防热概念的可行性。这个阶段的研究主要集中于热管防热方式的可行性论证，研究方法以简化理论模型和实验方案相结合的方式，用以对热管的启动和稳定工作状态进行计算和测试，为热管防热方法打下必要的基础理论和实验研究。1997年，NASA的Glass等研制了不同工作温度下的高温热管，分别为1022℃下的钠热管，1356℃下的锂-难熔金属热管以及1689℃下的钼铼热管。2001年，兰利中心对包覆C/C和C/SiC材料的钼-铼热管的表面涂层的扩散性能进行了研究。研究表明，多种涂层条件下，相对于传统铼合金的抗碳化性能均更高；虽然涂层可以降低碳化，但其与硅层的反应可能会降低其爆裂强度。这个阶段的研究以试验论证为主，对热管截面的形状改进改善了热管壁面和翼面间的导热。但对于难熔材料包覆热管结构仍存在材料间的应力匹配和相容性问题需要进一步探索。2014年，Brad Harrison Hight等采用中子成像技术，对Nb/Li楔形热管进行了高温实验研究，捕获了热管的启动和冷却过程。其CT图像观察到金属丝网的结构和Li工质的分布状况，以及金属丝网和热管管壁的分离，这种分离可能阻碍Li工质的回流。楔形热管的特点是结构简单，其一体化设计的思想可以避免不同材料间的热应力匹配和相容性问题。但其在结构性能上仍然面临一些使用限制：（1）在腔体体积较大时，热管内部较高的蒸汽压力对结构强度造成威胁；（2）腔体尺寸较大时，腔内的蒸汽流连续性会下降，从而降低热管的导热效率。

4.国内发展概况

相比于国外，国内在针对高超声速飞行器的热管疏导式热防护方面的研究起步较晚。2008年，中国航天空气动力技术研究院的姜贵庆等于第十一届全国热管会议上首次提出采用高温热管进行飞行器前缘热防护，并通过电弧风洞来分析高温热管的防热机制。2010年，中国航天空气动力技术研究院的陈连忠等在电弧风洞中，对装有高温热管的球柱形原理性模型开展加热试验，经过与普通复合材料试件对比表明高了高温热管的良好防热效果；之后，他们还采用石英灯辐射加热和电弧风洞加热方法，对内部为高温热管和内部为高导热石墨球柱形试件进行了对比加热试验，其中热管试件驻点温度降低了9.5%，柱身温度升高了14.6%，显示了其良好的热疏导能力。2010年至2012年，北京科技大学的刘冬欢等人用定导热系数法对内置高温热管的防热机理和结构热应力耦合机制进行了研究，并分析了接触热阻对防热结构的影响。2013年，国防科技大学的刘伟强等人提出层板式热防护方法，并对其进行了相关的理论分析、实验研究和专利申请。2014年，中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所的肖光明等人对热管疏导式热防护的效果进行了数值计算，还分析了声速极限对热管传热能力的影响。2017年，国防科技大学的刘洪鹏对高超声速飞行器翼面气动热疏导的层板式热管机理进行了研究。2019年至2020年，中国航天空气动力技术研究院的朱晓军等采用数值模拟和电弧风洞试验方法对翼前缘疏导式结构进行来分析，结果表明翼前缘驻点温度下降了304℃，尾部最低温度升高了130℃，实现了热流密度从高温区到低温区的疏导。

5.结论

国内对高温热管疏导式热防护的研究仅十余年，其研究的重点多在于对热管疏导式热防护这一概念的理解和热防护效果的评估，在其工程化应用之前很多关键技术问题仍待解决，特别是需要深入研究其固/液/气三相传热防热机理，对其热结构性能进行多角度较完善的评估，对其吸液芯关键性动力提供和蒸发相变换热部件特性需要进行原理性分析。此外，在国内外诸多针对高超声速飞行器的热管疏导式热防护研究中，以下方面的研究尚不充分：（1）工作温度在1800℃以上的超高温热管疏导式传热机理和实验研究。（2）高温或超高温脉动热管的可行性、原理及实验研究。（3）以液态合金为工质的传统高温热管或脉动热管的可行性、理论及实验研究。（4）超声速热管（拉瓦尔管式结构）的可行性研究。

参考文献：

[1] 朱晓军，李锋，欧东斌. 典型部件疏导式热防护试验技术研究[J]. 实验力学，2020，4（03）：681-687.

[2] 李锋. 疏导式热防护[M]. 北京：中国宇航出版社，2017.1-10.

[3] 李波. 高速飞行翼面气动热疏导的层板式钠工质热管建模研究[D]. 长沙：国防科技大学，2014年.

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