2024年5月16日发(作者：甲霞绮)
工艺与材料
高超声速飞行器结构材料与热防护系统
郭朝邦 李文杰
摘 要 随着人类对高超声速飞行器的不断探索
,
结
构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介
绍了
X
2
51A
和
X
2
43A
的项目概况、结构材料和热防护系统
,
然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热
防护材料和热防护系统等几方面对
X
2
51A
和
X
2
43A
试飞器
进行了分析
,
最后提出了结构材料和热防护系统发展的关
键技术。
关键词
X
2
51A
X
2
43A
结构材料 热防护
系统 飞行器 高超
引 言
随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高
,
服
役环境越来越恶劣
,
飞行器的热防护问题成为限制
飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护
系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基
础
,
因此
,
各国都大力开展了高超声速飞行器热防
护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的
X
2
51A
和
X
2
43A
高超声速飞行器在结构材料和热
防护方面的研究比较突出
,
本文对这两种试飞器的
结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。
1
X
2
51A
高超声速飞行器
1.1
项目概况
X
2
51A
计划是由美国空军研究试验室
(
AFRL
)
、
国防高级研究计划局
(
DARPA
)
、
NASA
、波音公司
图
1
挂载在
B
2
52H
机翼的
X
2
51A
用
B
2
52H
轰炸机挂载
X
2
51A
飞行
,
达到预定的飞
行条件
,
释放
X
2
51A
进行飞行试验。图
1
是挂载在
B
2
52H
机翼下的
X
2
51A
。美国空军在
2003
年开始研
制试飞器
,2004
年
12
月完成初始设计评估
,2005
年
1
月开始详细设计
,2005
年
9
月
27
日被正式赋
予
X
2
51A
的代号
,2007
年
5
月该项目通过关键设
计评审。
2009
年
12
月
9
日在加利福尼亚州爱德华
兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验
,X
2
51A
挂载在
B
2
52H
重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬
升至
15.24km
高空
,
随后该机携载
X
2
51A
做了较
柔和的机动动作。按计划
,X
2
51A
将于
2010
年
2
月
中旬进行了首次高超声速飞行试验。
1.2
结构材料与热防护系统
1.2.1
总体结构
X
2
51A
整个飞行器长
7.62m,
质量
1780kg,
和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力
的计划。终极目标是发展一种马赫数达到
5
～
7
的
可以在
1h
内进行全球打击的武器
,
包括快速响应
的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使
本文
2010
2
01
2
22
收到
,
作者分别系中国航天科工集团三院
310
所助工、高级工程师
・
88
・
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
用钢制造
,
如图
3
所示。
1.2.2
机翼结构
X
2
51A
的机翼结构与
X
2
43A
机翼方式类似
,
巡
航导弹的四个可动弹翼使用铬镍铁合金制成
,
机翼
缘采用碳
/
碳复合热结构材料
,
为了在推进段保持
稳定
,X
2
51A
飞行器的推进器上还安装了两个由铝
制造的水平尾翼。
1.2.3
机身前缘结构
X
2
51A
飞行器为了承受巡航导弹头部高强度的
气动热载荷
,
实现纵向配平
,
以保证导弹的纵向稳
定性
,
飞行器前鼻端使用金属钨制造
,
外覆二氧化
硅
(
SiO
2
)
隔热涂层。
1.2.4
发动机热防护结构
X
2
51A
飞行器的超燃冲压发动机使用常规燃料
JP
2
7
作为冷却剂。发动机进气道入口之前的斜面上涂覆二
氧化硅
(
SiO
2
)
陶瓷瓦
,
超燃冲压发动机的舱壁用铬镍铁
图
2
X
2
51A
高超声速飞行器
最大宽度为
584.2mm,
由巡航导弹、级间以及推进
器三部分组成
,
其中巡航导弹部分长
4.27m,
质量
671kg,
如图
2
所示。
X
2
51A
的主体部分用金属材料制造
,
基本结构
外覆盖烧蚀泡沫
FRSI
与热障陶瓷
BRI
2
16
。为阻止
热量传导到飞行器的其余部分
,
弹头与弹体的过渡
部分采用铬镍铁合金制造。巡航弹体部分的框架、
板壁以及导弹弹体与级间部分的蒙皮、包括推进器
的四个全动尾翼均为铝制。级间部分的一些结构和
推进器的尾锥上使用钛金属材料
,
推进器的外表面
合金板制成
,
发动机舱内部装有柔性可重复使用的表面
隔热
(
FlexibleReusableSurfaceInsula
2
tion,FRSI
)
材料
,
以阻隔发动机对弹体的热辐射。
1.2.5
飞行器热防护系统
X
2
51A
飞行器采用被动热防护系统
,
热防护材
料主要为泡沫和陶瓷瓦。陶瓷瓦是波音公司研制的
图
3
X
2
51A
的材料分布图
飞航导弹
2010
年第
4
期
・
89
・
工艺与材料
可重复使用隔热陶瓷瓦
BRI
2
16,
陶瓷瓦用在机体脊
部需要尖锐前缘的部分和进气道斜面上。陶瓷瓦粘
贴到变形隔离垫上
,
变形隔离垫会吸收因陶瓷瓦和
下面铝蒙皮膨胀率差异而引起的变形。飞行器的上
表面
(
大面积区域
)
采用
FRSI
进行热防护
,FRSI
上
面覆盖着一层由波音公司研制的轻质变厚度烧蚀
(
BLA
2
S
)
泡沫。
2
X
2
43A
高超声速飞行器
2.1
项目概况
X
2
43A
是
NASAHyper
2
X
试验计划中的一部
表
1
X
2
43A
各部位的尺寸及设计要求
飞行器部位
机身前缘
机身边条
水平尾翼
垂直尾翼
尺寸
/cm
45.72
×
12.7
×
1.52
45.72
×
10.16
×
7.62
83.82
×
12.7
×
1.52
35.56
×
12.7
×
1.78
(
上
)
20.32
×
12.7
×
1.52
(
下
)
最高承受的温度
/
℃
2093
704
1760
1537
分
,
用来验证超燃冲压发动机作为高超声速飞行器
动力的可行性。
2002
年
,
该计划纳入下一代发射技
术
(
NCLT
)
计划中。
2006
年之后
,
随着
NASA
高超
声速飞行器的发展战略的调整
,
研究工作开始转向
基础技术
,
不再进行飞行试验。
2001
—
2004
年之
间
,X
2
43A
共进行了三次飞行试验
,
第一次飞行试
验以失败告终
,
第二次实现了
Ma=
7
飞行
,
第三次
X
2
43A
创造了
Ma=
9
.
8
的纪录。
2.2
结构材料与热防护系统
2.2.1
总体结构
X
2
43A
总质量为
1359kg,
翼展为
1.53m,
机
长
3.66m,
如图
4
所示。采用超燃冲压发动机
,
燃
料为氢
,
发动机与飞行器采用一体化设计。其主体
结构件为钢梁、钢和铝合金蒙皮、后隔板。后隔板
基于热防护要求用钛制成。飞行器上下表面采用厚
度大约为
1.3cm
的氧化铝增强热障陶瓷热防护。
热防护陶瓷在飞行器机身安装后再加工其外表面
,
表面含纤维增韧涂层
,
在整体加工完成后再涂覆
,
不用烘焙。表
1
列出了
X
2
43A
高超声速飞行器的各
部位尺寸及设计要求。
2.2.2
机翼结构
X
2
43A
水平和垂直机翼主体结构使用
Haynes
230
合金
(
镍基合金
)
制备
,
机翼前缘使用碳
/
碳复
合材料制备。马赫数为
7
的飞行器的水平机翼前缘
采用类似各向同性的
K321
纤维碳
/
碳热防护材料
,
表面再涂覆一层碳化硅材料
;
机翼的边条使用针状
碳
/
碳聚丙烯腈基纤维碳
/
碳热防护材料制做
,
并覆
盖一层碳化硅。马赫数为
10
的飞行器水平和垂直
机翼表面都采用碳2碳热防护材料
,
并在其表面涂
覆碳化硅。机翼通过一根主轴连接飞行器制动器
,
・
90
・
如图
5
所示。制动器可对机翼进行大约
5.08cm
的
小范围摇摆控制。另外
,
控制面各部分采用组合式
焊接结构连接。
2.2.3
机身前缘结构
机身前缘采用被动散热方案
,
其整体结构是约
392kg
的楔形钨合金结构
,
钨表面包覆一层碳
/
碳
复合材料
,
具有很好的导热性。马赫数为
7
的飞行
器前缘使用的碳
/
碳材料比例为
4
∶
1,
再在其上涂覆
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
20%
碳化硅
(
ZrB
2
/20%SiC
)
;
蒙皮组成
:
碳化铪
(
HfC
)
,
氧化铪
(
HfO
2
)
,
硼
化铪
(
HfB
2
)
,
碳化锆
(
ZrC
)
,
硼化锆
(
ZrB
2
)
,
碳化
一层由
K321
纤维制备的材料
,
最终碳2碳比例为
5
∶
1
。由于碳2碳复合材料最高只能承受
1649
℃
,
所
以
,
还在碳2碳材料表面涂覆一层碳化硅涂层。因为
机身前缘的曲率半径非常小
,
表面涂敷碳化硅涂层
制造难度非常大
,
所以当马赫数为
7
和
10
时
,
分别
使用了不同的前缘。
X
2
43A
结构与
X
2
51A
飞行器类
似
,
图
6
为
X
2
51A
飞行器与
X
2
43A
飞行器的机身前
缘比较图。
X
2
43A
研究小组试验了
13
种不同的耐高温材
硅
(
SiC
)
,
氮化硅
(
Si
3
N
4
)
,
硅化钼
(
MoSi
2
)
,
铱
(
Ir
)
,
铼
(
Re
)
,
碳化锆
/
铼
(
ZrC/W
2
Re
)
;
成型工艺
:
化学气相渗透
(
CVI
)
,
化学气相沉
积
(
CVD
)
,
化学气相反应
(
CVR
)
,
高温烧结
,
热压
成型
,
等离子体喷涂
,
涂漆
,
熔融浴。
在阿诺德工程与发展中心
X
2
43A
进行了地面
模拟试验
,
模拟飞行环境为
:
飞行速度为
Ma=
10
,
72
飞行高度为
32km,
高温热流为
1.47
×
10
J/m
・
s,
喷射时间为
130s,
喷射温度可达到
2204
℃
,
喷射
试验过程如图
8
所示。其中
,
右上图为试验成功样
品
,
下图为失败样品
,
从图中看出
,
失败的样品包
覆层已脱落
,
并且碳
/
碳复合材料结构已经被氧化。
通过反复试验
,
最终确定
X
2
43A
的蒙皮组成及
成型工艺如下
:
首先
,
通过化学气相沉积法将碳化
硅沉积到碳
/
碳基材料表面上
,
然后
,
再通过化学
沉积法在碳化硅上沉积一层薄的碳化铪
,
最终形成
一种具有三层结构的热防护结构。
有学者认为
,
当
X
2
43A
以
Ma=
10
的高速飞行
・
91
・
料来解决
X
2
43A
机身前缘热防护问题
,
其试验样品
如图
8
所示
,
宽
4.83cm,
长
10.16cm,
头部厚度
0.08cm
。涉及的材料和成型工艺如下
:
基底材料
:
碳
/
碳材料
(
5
∶
1,K321
纤维
,P
2
30X
纤维
)
,
功能增强材料
(
5
∶
1,K321
纤维
)
,
含
1%
镧
的合金
(
W
2
1%La
)
,
钽锆钼合金
(
TZM
)
,
硼化锆
/
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
焊接方法
,
解决了蒙皮焊接波浪变形问题
;
碳
/
碳复合热防护前缘曲率半径最初设计为
0.08cm,
后来放松为
0.13cm,
最后得到性能令人
满意的薄厚度热防护前缘
;
为保证飞行器机身大面积热防护陶瓷几何外
形
,
热防护陶瓷安装在飞行器之后
,
整个机身在大
型数控机床上以最少修正加工
,
然后在室温下涂热
防护层
,
显著简化了热防护系统的制造复杂性
;
X
2
43A
飞行器本身空间尺寸小
,
为解决大量子
图
9
X
2
43A
前缘的高热压分析图
时
,
其前缘大温梯度会产生高温热压
,
使机身前缘
会向翼展方向发生形变
,
如图
9
所示。
美国斯坦福大学的一个研究小组对机身前缘的
碳2碳材料进行了两次
4
点拉伸试验
,
试验温度分
别为
1649
℃和
2093
℃。试验结果表明
:
碳化铪包
覆的碳2碳材料与未包覆的碳
/
碳材料相比
,
碳化铪
明显增强了材料的承受能力
;
试验测得的实际压力
强度值比预测值高。也就是说
,
当
X
2
43A
以
Ma=
10
的速度高速飞行时
,
其前缘能够承受住高热压导
致的形变
,
而不会损坏。
2.2.4
发动机的热防护结构
X
2
43A
飞行器的发动机采用矩形流路、机身一
体化设计
,
使用气态氢燃料和硅烷点火剂。该发动
机采用
Cu/Al
2
O
3
铜合金制备
,
整流罩和垂直前缘
非常尖锐
,
在助推段和发动机工作段采用水冷方式
进行热防护。在整流罩前段和整个发动机的关键位
置采用氧化锆涂层进行热防护。
2.2.5
飞行器热防护系统
X
2
43A
高超声速飞行器采用的是被动热防护方
案。飞行器上下表面采用厚度大约为
1.3cm
的氧
化铝增强热障陶瓷瓦
(
AETB
)
热防护。热防护陶瓷
在飞行器机身安装后再加工其外表面
,
表面含纤维
增韧涂层
,
在整体加工完成后再涂覆
,
不用烘焙。
2.2.6
X
2
43A
热防护与结构组成技术上的突破
X
2
43A
飞行器制造过程在以下几个工艺方面取
得了突破
:
大型钨合金粉末冶金烧结工艺
;
高温镍基合金水平和垂直尾翼加工和焊接
,
经
过多次试验
,
进行了大量焊接试验
,
并最终确定了
・
92
・
系统的装配、操作等一系列问题
,
使用了高空间密
度的转接件。飞行器表面热防护陶瓷可分解
,
飞行
前各种测试完成后再封装
,
陶瓷热防护陶瓷装配后
再堵上陶瓷塞并进行表面打磨修整。
3
X
2
51A
与
X
2
43A
结构材料与热防护系统的比较
虽然
X
2
43A
已停止了飞行试验
,
但是
X
2
43A
在
热防护与结构组成上的设计具有重要意义
,
它为
X
2
51A
的研制进行了大量的经验积累和技术积累。
X
2
51A
的结构材料和热防护设计很大程度上借鉴了
X
2
43A
的研究成果
,
表
2
从高温热防护材料、大面
积热防护材料以及热防护方案等三个方面展现了两
者的异同。
3.1
超高温热防护材料
由表
2
可知
,X
2
51A
和
X
2
43A
飞行器的超高温
热防护材料分布几乎相同
,
机鼻采用的都是金属钨
前包覆一层热障陶瓷瓦
(
碳化硅和二氧化硅
)
。
X
2
43A
在金属钨和热障陶瓷之间还有一层碳
/
碳材
料。虽然
X
2
51A
机身前缘没有明确报道使用碳
/
碳
材料
,
但估计应该也有一层碳
/
碳材料。通过比较
,
发现
X
2
43A
使用的是碳化硅
,
而
X
2
51A
却使用二氧
化硅作为热障陶瓷
,
这应该是由二者的不同飞行目
表
2
X
2
51A
与
X
2
43A
飞行器热防护材料和热防护方案
飞行器名称
超高温热
防护材料
SiO
2
碳
/
碳
(
C/C
)
钨
(
W
)
碳化硅
(
SiC
)
碳
/
碳
(
C/C
)
钨
(
W
)
大面积热
防护材料
BRI
2
16
FRSI
BLA
2
S
AETB
热防护方案
被动热防护
X
2
51A
X
2
43A
被动热防护
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
标决定的
,
因为单从服役的热环境来看
,
碳化硅的
熔点比二氧化硅的高
600
℃左右
,
因此
,
马赫数相
对较低的
X
2
51A
使用了二氧化硅作为热障材料。
X
2
51A
和
X
2
43A
飞行器的机翼前缘都使用碳
/
碳材
料进行热防护
,
图
5
为
X
2
43A
的机翼结构。由此看
出
,
高超声速飞行器的机鼻高温结构使用以陶瓷
(
二氧化硅
/
碳化硅
)
+
复合材料
(
碳
/
碳
)
+
金属
(
钨
)
的多层结构
,
机翼前缘使用碳
/
碳材料进行热
防护是未来高超声速飞行器高温热防护结构材料的
发展趋势。
3.2
大面积热防护材料
随着人类对高超声速飞行器的不断追求和探
索
,
大面积热防护材料的作用也越发重要
,
备受人
们关注
,
已成为当前各军事强国研究的热点。大面
积热防护材料占高超声速飞行器总体结构材料中很
大比例
,
是高超声速飞行器热防护、控热问题的主
体。它不但要具备较好的热防护功能
,
还要保证在
飞行载荷和热载荷的作用下
,
结构具有足够的强度
和刚度
,
以保证飞行器的安全性和可靠性。增韧后
的陶瓷瓦不但可以进行热防护
,
还具有较强的力学
性能。因此
,X
2
51A
和
X
2
43A
飞行器的主体结构的
外层都使用增韧陶瓷进行大面积热防护。
3.3
热防护方案
高超声速飞行器的热防护系统方案主要分为主
动热防护系统、半主动热防护系统和被动热防护系
统。在目前的非入轨高超声速飞行器热防护技术中
,
被动热防护技术发展得比较成熟
,
应用也较为普遍
;
而主动热防护技术以及半主动热防护技术还处在发
展和完善过程中。被动烧蚀热防护系统的原理是
:
烧
蚀材料在加热环境中会产生一系列的物理和化学反
应
(
即熔化、热解、热解气体向边界层内的引射、升
华、同相和异相的化学反应等
)
,
在这些物理和化学
过程中
,
一方面消耗了烧蚀材料
,
另一方面以不同方
式耗散环境给予材料的热量
,
以保证内部结构在允
许温度下工作。烧蚀热防护系统的优点是安全可靠
,
适应外部加热变化的能力强
,
并可承受高热流
;
缺点
是只能一次性使用
,
并会发生烧蚀变形。
X
2
51A
研究
的最终目标是研制一种超高声速打击武器
,
因此
,
使
用被动热防护系统比较合适。
飞航导弹
2010
年第
4
期
4
高超声速飞行器热防护与结构的关键技术
热防护材料的研发与制造技术是高超声速飞行
器研制的关键。高超声速飞行器机身结构材料兼有
热防护与承载的双重作用
,
由于服役环境的恶劣和
复杂
,
使得关于高超声速飞行器热防护材料的研究
非常困难
,
是一项极富挑战性的前沿课题。经过几
十年的不懈努力
,
在高超声速飞行器热防护材料与
结构的制备方法、抗氧化、服役环境的模拟、力学
和热物理性能表征方面都取得了突破性进展。但随
着飞行器马赫数的不断提高
,
现有的热防护材料与
结构还难以满足要求
,
特别能够在高温长时间氧化
条件下应用的热防护材料还有待进一步研究开发
,
涉及的主要方面有以下几点。
4.1
陶瓷大面积热障材料及碳2碳高温热防护材料
除高超声速飞行器最高温区
(
头锥、翼缘等
)
外
,
其它部位热防护材料可采用大面积热防护材料。传
统的大面积热防护材料是陶瓷
,
然而它却具有脆性
大、抗损伤能力差、维护成本高、更换周期长的缺
点
,
所以
,
未来还需加大新型陶瓷大面积热障材料的
研发
,
研究具有高强度、高硬度、耐高温、耐磨损、
抗腐蚀等性能的新型陶瓷。目前
,
被增韧的基质材料
主要有
:
氧化锆、氧化铝、氧化钍、尖晶石、莫来石等
氧化物陶瓷
,
还有氮化硅和碳化硅等非氧化物陶瓷。
有报道称
,
日本在氧化铝基质
(
强度为
400MPa
、断
2
裂韧性为
5.2J/m
)
材料中
,
添加体积分数为
16%
的氧化锆进行增韧处理
,
制备出的材料强度高达
2
1200MPa,
断裂韧性达
15.0J/m,
基本达到了低韧
性金属材料的程度。因此
,
我国也要加大增韧陶瓷作
为大面积热防护材料的研发力度。
高超声速飞行器头锥、翼缘等超高温区域热防
护结构要采用高温热防护材料。高温热防护材料主
要有难熔金属、陶瓷复合材料、改性的碳2碳复合材
料等。虽然
,X
2
43A
飞行器机身前缘采用钨前表面
包覆一层碳2碳复合材料
,
但到目前为止
,
能在
2000
℃以上有氧环境下长时间工作的碳2碳复合材
料还没有突破。碳
/
碳高温热防护材料和陶瓷复合
材料是未来高温热防护材料的发展方向之一
,
因
此
,
还需要依托于基础研究
,
逐步解决超高温材料
氧化机理与微结构设计、超高温材料强韧化与抗热
震途径等难题
,
不断提高我们的科技实力。
・
93
・
工艺与材料
4.2
金属合金和热障陶瓷涂层前缘热防护结构
先进的热防护材料并不等于先进的热防护结
构。即使具备了制备热防护材料的方法
,
也不一定
能制做出满足要求的热防护结构。从材料制备到结
构制备主要存在以下难题
:
厚度问题
(
整个热防护
结构的不同部位密度不同、材料组成不同
)
,
结构
曲率的复杂性问题
,
大面积、多空间、多层结构的
热防护结构的制备问题等。同时
,
为了满足飞行要
求
,
热防护结构还需满足以下要求
:
高的热载荷、
剧烈的热梯度变化、高强度机械载荷、声学和振动
载荷、在高压环境下的抗氧化性以及长寿命周期
等。就对热防护要求较高的机体头部结构来看
,
X
2
43A
飞行器机身前缘采用约
392kg
的楔形钨合金
结构
,
实现了大型钨合金粉末的冶金烧结工艺
,
并
且在外部涂覆了碳化硅热障涂层。而
X
2
51A
飞行器
也采用了类似的结构。
4.3
高超声速飞行器特殊紧固结构和紧固件以及
焊接工艺
高超声速飞行器在飞行中结构件迎风通过摩擦
阻力作用
,
表面需承受非常高的温度和热量。由于
飞行器表面形状复杂
,
目前
,
还不能做成整体
,
导
致热防护材料的可靠连接和密封方面存在难度。高
温静态密封是为了防止高超声速热流将热防护结构
之间的间隙处烧坏。
X
2
43A
的控制面板主体结构使
用
Haynes230
合金
(
镍基合金
)
制备
,
机翼前缘使
用碳2碳复合材料制备
,
通过组合式焊接将这些不
同的结构连接起来
,
突破了传统的焊接工艺。碳2碳
复合热防护结构材料和金属合金紧固件的高温热膨
胀系数不同
,
传统紧固经过高温及冷却循环后会产
生松动
,
所以未来需要加大高超声速飞行器特殊紧
固结构和紧固件以及焊接工艺的研发力度。
5
结束语
计一套性能优良的热防护系统
,
必须综合考虑各方
面的因素
,
有效地根据飞行器上各系统的具体情况
和设计要求
,
满足高超声速飞行器结构完整性要求
的热防护、控热结构。
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51a
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gets
2
first
2
ride
2
aboard
2
b
2
52
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X
2
51A
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2
月中旬进行首次高超声速飞行
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采用吸气式推进的高超声速武器系
高超声速飞行器的机体结构是热防护、控热问
题的主体
,
除了要具备较好的热防护功能外
,
还要
保证在飞行载荷和热载荷的作用下
,
结构具有足够
的强度和刚度
,
保证飞行器的安全性和可靠性
,
同
时还会涉及多学科和诸多工程技术领域。所以要设
统发展动态
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(
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・
94
・
飞航导弹
2010
年第
4
期
2024年5月16日发(作者：甲霞绮)
工艺与材料
高超声速飞行器结构材料与热防护系统
郭朝邦 李文杰
摘 要 随着人类对高超声速飞行器的不断探索
,
结
构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介
绍了
X
2
51A
和
X
2
43A
的项目概况、结构材料和热防护系统
,
然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热
防护材料和热防护系统等几方面对
X
2
51A
和
X
2
43A
试飞器
进行了分析
,
最后提出了结构材料和热防护系统发展的关
键技术。
关键词
X
2
51A
X
2
43A
结构材料 热防护
系统 飞行器 高超
引 言
随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高
,
服
役环境越来越恶劣
,
飞行器的热防护问题成为限制
飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护
系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基
础
,
因此
,
各国都大力开展了高超声速飞行器热防
护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的
X
2
51A
和
X
2
43A
高超声速飞行器在结构材料和热
防护方面的研究比较突出
,
本文对这两种试飞器的
结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。
1
X
2
51A
高超声速飞行器
1.1
项目概况
X
2
51A
计划是由美国空军研究试验室
(
AFRL
)
、
国防高级研究计划局
(
DARPA
)
、
NASA
、波音公司
图
1
挂载在
B
2
52H
机翼的
X
2
51A
用
B
2
52H
轰炸机挂载
X
2
51A
飞行
,
达到预定的飞
行条件
,
释放
X
2
51A
进行飞行试验。图
1
是挂载在
B
2
52H
机翼下的
X
2
51A
。美国空军在
2003
年开始研
制试飞器
,2004
年
12
月完成初始设计评估
,2005
年
1
月开始详细设计
,2005
年
9
月
27
日被正式赋
予
X
2
51A
的代号
,2007
年
5
月该项目通过关键设
计评审。
2009
年
12
月
9
日在加利福尼亚州爱德华
兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验
,X
2
51A
挂载在
B
2
52H
重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬
升至
15.24km
高空
,
随后该机携载
X
2
51A
做了较
柔和的机动动作。按计划
,X
2
51A
将于
2010
年
2
月
中旬进行了首次高超声速飞行试验。
1.2
结构材料与热防护系统
1.2.1
总体结构
X
2
51A
整个飞行器长
7.62m,
质量
1780kg,
和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力
的计划。终极目标是发展一种马赫数达到
5
～
7
的
可以在
1h
内进行全球打击的武器
,
包括快速响应
的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使
本文
2010
2
01
2
22
收到
,
作者分别系中国航天科工集团三院
310
所助工、高级工程师
・
88
・
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
用钢制造
,
如图
3
所示。
1.2.2
机翼结构
X
2
51A
的机翼结构与
X
2
43A
机翼方式类似
,
巡
航导弹的四个可动弹翼使用铬镍铁合金制成
,
机翼
缘采用碳
/
碳复合热结构材料
,
为了在推进段保持
稳定
,X
2
51A
飞行器的推进器上还安装了两个由铝
制造的水平尾翼。
1.2.3
机身前缘结构
X
2
51A
飞行器为了承受巡航导弹头部高强度的
气动热载荷
,
实现纵向配平
,
以保证导弹的纵向稳
定性
,
飞行器前鼻端使用金属钨制造
,
外覆二氧化
硅
(
SiO
2
)
隔热涂层。
1.2.4
发动机热防护结构
X
2
51A
飞行器的超燃冲压发动机使用常规燃料
JP
2
7
作为冷却剂。发动机进气道入口之前的斜面上涂覆二
氧化硅
(
SiO
2
)
陶瓷瓦
,
超燃冲压发动机的舱壁用铬镍铁
图
2
X
2
51A
高超声速飞行器
最大宽度为
584.2mm,
由巡航导弹、级间以及推进
器三部分组成
,
其中巡航导弹部分长
4.27m,
质量
671kg,
如图
2
所示。
X
2
51A
的主体部分用金属材料制造
,
基本结构
外覆盖烧蚀泡沫
FRSI
与热障陶瓷
BRI
2
16
。为阻止
热量传导到飞行器的其余部分
,
弹头与弹体的过渡
部分采用铬镍铁合金制造。巡航弹体部分的框架、
板壁以及导弹弹体与级间部分的蒙皮、包括推进器
的四个全动尾翼均为铝制。级间部分的一些结构和
推进器的尾锥上使用钛金属材料
,
推进器的外表面
合金板制成
,
发动机舱内部装有柔性可重复使用的表面
隔热
(
FlexibleReusableSurfaceInsula
2
tion,FRSI
)
材料
,
以阻隔发动机对弹体的热辐射。
1.2.5
飞行器热防护系统
X
2
51A
飞行器采用被动热防护系统
,
热防护材
料主要为泡沫和陶瓷瓦。陶瓷瓦是波音公司研制的
图
3
X
2
51A
的材料分布图
飞航导弹
2010
年第
4
期
・
89
・
工艺与材料
可重复使用隔热陶瓷瓦
BRI
2
16,
陶瓷瓦用在机体脊
部需要尖锐前缘的部分和进气道斜面上。陶瓷瓦粘
贴到变形隔离垫上
,
变形隔离垫会吸收因陶瓷瓦和
下面铝蒙皮膨胀率差异而引起的变形。飞行器的上
表面
(
大面积区域
)
采用
FRSI
进行热防护
,FRSI
上
面覆盖着一层由波音公司研制的轻质变厚度烧蚀
(
BLA
2
S
)
泡沫。
2
X
2
43A
高超声速飞行器
2.1
项目概况
X
2
43A
是
NASAHyper
2
X
试验计划中的一部
表
1
X
2
43A
各部位的尺寸及设计要求
飞行器部位
机身前缘
机身边条
水平尾翼
垂直尾翼
尺寸
/cm
45.72
×
12.7
×
1.52
45.72
×
10.16
×
7.62
83.82
×
12.7
×
1.52
35.56
×
12.7
×
1.78
(
上
)
20.32
×
12.7
×
1.52
(
下
)
最高承受的温度
/
℃
2093
704
1760
1537
分
,
用来验证超燃冲压发动机作为高超声速飞行器
动力的可行性。
2002
年
,
该计划纳入下一代发射技
术
(
NCLT
)
计划中。
2006
年之后
,
随着
NASA
高超
声速飞行器的发展战略的调整
,
研究工作开始转向
基础技术
,
不再进行飞行试验。
2001
—
2004
年之
间
,X
2
43A
共进行了三次飞行试验
,
第一次飞行试
验以失败告终
,
第二次实现了
Ma=
7
飞行
,
第三次
X
2
43A
创造了
Ma=
9
.
8
的纪录。
2.2
结构材料与热防护系统
2.2.1
总体结构
X
2
43A
总质量为
1359kg,
翼展为
1.53m,
机
长
3.66m,
如图
4
所示。采用超燃冲压发动机
,
燃
料为氢
,
发动机与飞行器采用一体化设计。其主体
结构件为钢梁、钢和铝合金蒙皮、后隔板。后隔板
基于热防护要求用钛制成。飞行器上下表面采用厚
度大约为
1.3cm
的氧化铝增强热障陶瓷热防护。
热防护陶瓷在飞行器机身安装后再加工其外表面
,
表面含纤维增韧涂层
,
在整体加工完成后再涂覆
,
不用烘焙。表
1
列出了
X
2
43A
高超声速飞行器的各
部位尺寸及设计要求。
2.2.2
机翼结构
X
2
43A
水平和垂直机翼主体结构使用
Haynes
230
合金
(
镍基合金
)
制备
,
机翼前缘使用碳
/
碳复
合材料制备。马赫数为
7
的飞行器的水平机翼前缘
采用类似各向同性的
K321
纤维碳
/
碳热防护材料
,
表面再涂覆一层碳化硅材料
;
机翼的边条使用针状
碳
/
碳聚丙烯腈基纤维碳
/
碳热防护材料制做
,
并覆
盖一层碳化硅。马赫数为
10
的飞行器水平和垂直
机翼表面都采用碳2碳热防护材料
,
并在其表面涂
覆碳化硅。机翼通过一根主轴连接飞行器制动器
,
・
90
・
如图
5
所示。制动器可对机翼进行大约
5.08cm
的
小范围摇摆控制。另外
,
控制面各部分采用组合式
焊接结构连接。
2.2.3
机身前缘结构
机身前缘采用被动散热方案
,
其整体结构是约
392kg
的楔形钨合金结构
,
钨表面包覆一层碳
/
碳
复合材料
,
具有很好的导热性。马赫数为
7
的飞行
器前缘使用的碳
/
碳材料比例为
4
∶
1,
再在其上涂覆
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
20%
碳化硅
(
ZrB
2
/20%SiC
)
;
蒙皮组成
:
碳化铪
(
HfC
)
,
氧化铪
(
HfO
2
)
,
硼
化铪
(
HfB
2
)
,
碳化锆
(
ZrC
)
,
硼化锆
(
ZrB
2
)
,
碳化
一层由
K321
纤维制备的材料
,
最终碳2碳比例为
5
∶
1
。由于碳2碳复合材料最高只能承受
1649
℃
,
所
以
,
还在碳2碳材料表面涂覆一层碳化硅涂层。因为
机身前缘的曲率半径非常小
,
表面涂敷碳化硅涂层
制造难度非常大
,
所以当马赫数为
7
和
10
时
,
分别
使用了不同的前缘。
X
2
43A
结构与
X
2
51A
飞行器类
似
,
图
6
为
X
2
51A
飞行器与
X
2
43A
飞行器的机身前
缘比较图。
X
2
43A
研究小组试验了
13
种不同的耐高温材
硅
(
SiC
)
,
氮化硅
(
Si
3
N
4
)
,
硅化钼
(
MoSi
2
)
,
铱
(
Ir
)
,
铼
(
Re
)
,
碳化锆
/
铼
(
ZrC/W
2
Re
)
;
成型工艺
:
化学气相渗透
(
CVI
)
,
化学气相沉
积
(
CVD
)
,
化学气相反应
(
CVR
)
,
高温烧结
,
热压
成型
,
等离子体喷涂
,
涂漆
,
熔融浴。
在阿诺德工程与发展中心
X
2
43A
进行了地面
模拟试验
,
模拟飞行环境为
:
飞行速度为
Ma=
10
,
72
飞行高度为
32km,
高温热流为
1.47
×
10
J/m
・
s,
喷射时间为
130s,
喷射温度可达到
2204
℃
,
喷射
试验过程如图
8
所示。其中
,
右上图为试验成功样
品
,
下图为失败样品
,
从图中看出
,
失败的样品包
覆层已脱落
,
并且碳
/
碳复合材料结构已经被氧化。
通过反复试验
,
最终确定
X
2
43A
的蒙皮组成及
成型工艺如下
:
首先
,
通过化学气相沉积法将碳化
硅沉积到碳
/
碳基材料表面上
,
然后
,
再通过化学
沉积法在碳化硅上沉积一层薄的碳化铪
,
最终形成
一种具有三层结构的热防护结构。
有学者认为
,
当
X
2
43A
以
Ma=
10
的高速飞行
・
91
・
料来解决
X
2
43A
机身前缘热防护问题
,
其试验样品
如图
8
所示
,
宽
4.83cm,
长
10.16cm,
头部厚度
0.08cm
。涉及的材料和成型工艺如下
:
基底材料
:
碳
/
碳材料
(
5
∶
1,K321
纤维
,P
2
30X
纤维
)
,
功能增强材料
(
5
∶
1,K321
纤维
)
,
含
1%
镧
的合金
(
W
2
1%La
)
,
钽锆钼合金
(
TZM
)
,
硼化锆
/
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
焊接方法
,
解决了蒙皮焊接波浪变形问题
;
碳
/
碳复合热防护前缘曲率半径最初设计为
0.08cm,
后来放松为
0.13cm,
最后得到性能令人
满意的薄厚度热防护前缘
;
为保证飞行器机身大面积热防护陶瓷几何外
形
,
热防护陶瓷安装在飞行器之后
,
整个机身在大
型数控机床上以最少修正加工
,
然后在室温下涂热
防护层
,
显著简化了热防护系统的制造复杂性
;
X
2
43A
飞行器本身空间尺寸小
,
为解决大量子
图
9
X
2
43A
前缘的高热压分析图
时
,
其前缘大温梯度会产生高温热压
,
使机身前缘
会向翼展方向发生形变
,
如图
9
所示。
美国斯坦福大学的一个研究小组对机身前缘的
碳2碳材料进行了两次
4
点拉伸试验
,
试验温度分
别为
1649
℃和
2093
℃。试验结果表明
:
碳化铪包
覆的碳2碳材料与未包覆的碳
/
碳材料相比
,
碳化铪
明显增强了材料的承受能力
;
试验测得的实际压力
强度值比预测值高。也就是说
,
当
X
2
43A
以
Ma=
10
的速度高速飞行时
,
其前缘能够承受住高热压导
致的形变
,
而不会损坏。
2.2.4
发动机的热防护结构
X
2
43A
飞行器的发动机采用矩形流路、机身一
体化设计
,
使用气态氢燃料和硅烷点火剂。该发动
机采用
Cu/Al
2
O
3
铜合金制备
,
整流罩和垂直前缘
非常尖锐
,
在助推段和发动机工作段采用水冷方式
进行热防护。在整流罩前段和整个发动机的关键位
置采用氧化锆涂层进行热防护。
2.2.5
飞行器热防护系统
X
2
43A
高超声速飞行器采用的是被动热防护方
案。飞行器上下表面采用厚度大约为
1.3cm
的氧
化铝增强热障陶瓷瓦
(
AETB
)
热防护。热防护陶瓷
在飞行器机身安装后再加工其外表面
,
表面含纤维
增韧涂层
,
在整体加工完成后再涂覆
,
不用烘焙。
2.2.6
X
2
43A
热防护与结构组成技术上的突破
X
2
43A
飞行器制造过程在以下几个工艺方面取
得了突破
:
大型钨合金粉末冶金烧结工艺
;
高温镍基合金水平和垂直尾翼加工和焊接
,
经
过多次试验
,
进行了大量焊接试验
,
并最终确定了
・
92
・
系统的装配、操作等一系列问题
,
使用了高空间密
度的转接件。飞行器表面热防护陶瓷可分解
,
飞行
前各种测试完成后再封装
,
陶瓷热防护陶瓷装配后
再堵上陶瓷塞并进行表面打磨修整。
3
X
2
51A
与
X
2
43A
结构材料与热防护系统的比较
虽然
X
2
43A
已停止了飞行试验
,
但是
X
2
43A
在
热防护与结构组成上的设计具有重要意义
,
它为
X
2
51A
的研制进行了大量的经验积累和技术积累。
X
2
51A
的结构材料和热防护设计很大程度上借鉴了
X
2
43A
的研究成果
,
表
2
从高温热防护材料、大面
积热防护材料以及热防护方案等三个方面展现了两
者的异同。
3.1
超高温热防护材料
由表
2
可知
,X
2
51A
和
X
2
43A
飞行器的超高温
热防护材料分布几乎相同
,
机鼻采用的都是金属钨
前包覆一层热障陶瓷瓦
(
碳化硅和二氧化硅
)
。
X
2
43A
在金属钨和热障陶瓷之间还有一层碳
/
碳材
料。虽然
X
2
51A
机身前缘没有明确报道使用碳
/
碳
材料
,
但估计应该也有一层碳
/
碳材料。通过比较
,
发现
X
2
43A
使用的是碳化硅
,
而
X
2
51A
却使用二氧
化硅作为热障陶瓷
,
这应该是由二者的不同飞行目
表
2
X
2
51A
与
X
2
43A
飞行器热防护材料和热防护方案
飞行器名称
超高温热
防护材料
SiO
2
碳
/
碳
(
C/C
)
钨
(
W
)
碳化硅
(
SiC
)
碳
/
碳
(
C/C
)
钨
(
W
)
大面积热
防护材料
BRI
2
16
FRSI
BLA
2
S
AETB
热防护方案
被动热防护
X
2
51A
X
2
43A
被动热防护
飞航导弹
2010
年第
4
期
工艺与材料
标决定的
,
因为单从服役的热环境来看
,
碳化硅的
熔点比二氧化硅的高
600
℃左右
,
因此
,
马赫数相
对较低的
X
2
51A
使用了二氧化硅作为热障材料。
X
2
51A
和
X
2
43A
飞行器的机翼前缘都使用碳
/
碳材
料进行热防护
,
图
5
为
X
2
43A
的机翼结构。由此看
出
,
高超声速飞行器的机鼻高温结构使用以陶瓷
(
二氧化硅
/
碳化硅
)
+
复合材料
(
碳
/
碳
)
+
金属
(
钨
)
的多层结构
,
机翼前缘使用碳
/
碳材料进行热
防护是未来高超声速飞行器高温热防护结构材料的
发展趋势。
3.2
大面积热防护材料
随着人类对高超声速飞行器的不断追求和探
索
,
大面积热防护材料的作用也越发重要
,
备受人
们关注
,
已成为当前各军事强国研究的热点。大面
积热防护材料占高超声速飞行器总体结构材料中很
大比例
,
是高超声速飞行器热防护、控热问题的主
体。它不但要具备较好的热防护功能
,
还要保证在
飞行载荷和热载荷的作用下
,
结构具有足够的强度
和刚度
,
以保证飞行器的安全性和可靠性。增韧后
的陶瓷瓦不但可以进行热防护
,
还具有较强的力学
性能。因此
,X
2
51A
和
X
2
43A
飞行器的主体结构的
外层都使用增韧陶瓷进行大面积热防护。
3.3
热防护方案
高超声速飞行器的热防护系统方案主要分为主
动热防护系统、半主动热防护系统和被动热防护系
统。在目前的非入轨高超声速飞行器热防护技术中
,
被动热防护技术发展得比较成熟
,
应用也较为普遍
;
而主动热防护技术以及半主动热防护技术还处在发
展和完善过程中。被动烧蚀热防护系统的原理是
:
烧
蚀材料在加热环境中会产生一系列的物理和化学反
应
(
即熔化、热解、热解气体向边界层内的引射、升
华、同相和异相的化学反应等
)
,
在这些物理和化学
过程中
,
一方面消耗了烧蚀材料
,
另一方面以不同方
式耗散环境给予材料的热量
,
以保证内部结构在允
许温度下工作。烧蚀热防护系统的优点是安全可靠
,
适应外部加热变化的能力强
,
并可承受高热流
;
缺点
是只能一次性使用
,
并会发生烧蚀变形。
X
2
51A
研究
的最终目标是研制一种超高声速打击武器
,
因此
,
使
用被动热防护系统比较合适。
飞航导弹
2010
年第
4
期
4
高超声速飞行器热防护与结构的关键技术
热防护材料的研发与制造技术是高超声速飞行
器研制的关键。高超声速飞行器机身结构材料兼有
热防护与承载的双重作用
,
由于服役环境的恶劣和
复杂
,
使得关于高超声速飞行器热防护材料的研究
非常困难
,
是一项极富挑战性的前沿课题。经过几
十年的不懈努力
,
在高超声速飞行器热防护材料与
结构的制备方法、抗氧化、服役环境的模拟、力学
和热物理性能表征方面都取得了突破性进展。但随
着飞行器马赫数的不断提高
,
现有的热防护材料与
结构还难以满足要求
,
特别能够在高温长时间氧化
条件下应用的热防护材料还有待进一步研究开发
,
涉及的主要方面有以下几点。
4.1
陶瓷大面积热障材料及碳2碳高温热防护材料
除高超声速飞行器最高温区
(
头锥、翼缘等
)
外
,
其它部位热防护材料可采用大面积热防护材料。传
统的大面积热防护材料是陶瓷
,
然而它却具有脆性
大、抗损伤能力差、维护成本高、更换周期长的缺
点
,
所以
,
未来还需加大新型陶瓷大面积热障材料的
研发
,
研究具有高强度、高硬度、耐高温、耐磨损、
抗腐蚀等性能的新型陶瓷。目前
,
被增韧的基质材料
主要有
:
氧化锆、氧化铝、氧化钍、尖晶石、莫来石等
氧化物陶瓷
,
还有氮化硅和碳化硅等非氧化物陶瓷。
有报道称
,
日本在氧化铝基质
(
强度为
400MPa
、断
2
裂韧性为
5.2J/m
)
材料中
,
添加体积分数为
16%
的氧化锆进行增韧处理
,
制备出的材料强度高达
2
1200MPa,
断裂韧性达
15.0J/m,
基本达到了低韧
性金属材料的程度。因此
,
我国也要加大增韧陶瓷作
为大面积热防护材料的研发力度。
高超声速飞行器头锥、翼缘等超高温区域热防
护结构要采用高温热防护材料。高温热防护材料主
要有难熔金属、陶瓷复合材料、改性的碳2碳复合材
料等。虽然
,X
2
43A
飞行器机身前缘采用钨前表面
包覆一层碳2碳复合材料
,
但到目前为止
,
能在
2000
℃以上有氧环境下长时间工作的碳2碳复合材
料还没有突破。碳
/
碳高温热防护材料和陶瓷复合
材料是未来高温热防护材料的发展方向之一
,
因
此
,
还需要依托于基础研究
,
逐步解决超高温材料
氧化机理与微结构设计、超高温材料强韧化与抗热
震途径等难题
,
不断提高我们的科技实力。
・
93
・
工艺与材料
4.2
金属合金和热障陶瓷涂层前缘热防护结构
先进的热防护材料并不等于先进的热防护结
构。即使具备了制备热防护材料的方法
,
也不一定
能制做出满足要求的热防护结构。从材料制备到结
构制备主要存在以下难题
:
厚度问题
(
整个热防护
结构的不同部位密度不同、材料组成不同
)
,
结构
曲率的复杂性问题
,
大面积、多空间、多层结构的
热防护结构的制备问题等。同时
,
为了满足飞行要
求
,
热防护结构还需满足以下要求
:
高的热载荷、
剧烈的热梯度变化、高强度机械载荷、声学和振动
载荷、在高压环境下的抗氧化性以及长寿命周期
等。就对热防护要求较高的机体头部结构来看
,
X
2
43A
飞行器机身前缘采用约
392kg
的楔形钨合金
结构
,
实现了大型钨合金粉末的冶金烧结工艺
,
并
且在外部涂覆了碳化硅热障涂层。而
X
2
51A
飞行器
也采用了类似的结构。
4.3
高超声速飞行器特殊紧固结构和紧固件以及
焊接工艺
高超声速飞行器在飞行中结构件迎风通过摩擦
阻力作用
,
表面需承受非常高的温度和热量。由于
飞行器表面形状复杂
,
目前
,
还不能做成整体
,
导
致热防护材料的可靠连接和密封方面存在难度。高
温静态密封是为了防止高超声速热流将热防护结构
之间的间隙处烧坏。
X
2
43A
的控制面板主体结构使
用
Haynes230
合金
(
镍基合金
)
制备
,
机翼前缘使
用碳2碳复合材料制备
,
通过组合式焊接将这些不
同的结构连接起来
,
突破了传统的焊接工艺。碳2碳
复合热防护结构材料和金属合金紧固件的高温热膨
胀系数不同
,
传统紧固经过高温及冷却循环后会产
生松动
,
所以未来需要加大高超声速飞行器特殊紧
固结构和紧固件以及焊接工艺的研发力度。
5
结束语
计一套性能优良的热防护系统
,
必须综合考虑各方
面的因素
,
有效地根据飞行器上各系统的具体情况
和设计要求
,
满足高超声速飞行器结构完整性要求
的热防护、控热结构。
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题的主体
,
除了要具备较好的热防护功能外
,
还要
保证在飞行载荷和热载荷的作用下
,
结构具有足够
的强度和刚度
,
保证飞行器的安全性和可靠性
,
同
时还会涉及多学科和诸多工程技术领域。所以要设
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