馬俊飛,劉 濤,韓寶瑞,鄒敏懷，劉柏玉

（洪都航空工業(yè)集團，江西 南昌330024）

0 引言

高超聲速導(dǎo)彈在飛行過程中， 表面受到強氣流的摩擦而產(chǎn)生大量的熱能，5 Ma 時彈體最高溫度達到1 000 ℃以上。 為保證導(dǎo)彈在飛行過程中彈體結(jié)構(gòu)完整、飛行姿態(tài)精確控制、高精度制導(dǎo)，使導(dǎo)彈能圓滿完成飛行任務(wù)， 不因氣動加熱以及其它熱載荷與機械載荷的聯(lián)合作用而受到破壞，因此，采取熱防護措施成為必然。

目前，導(dǎo)彈、飛機以及衛(wèi)星等殼體材料一般為熔點在650℃～1 500 ℃左右的金屬材料。 其主要防熱材料為難熔金屬、C/C 復(fù)合材料、陶瓷復(fù)合材料等。難熔金屬成本高、 密度大、 難以加工和抗氧化性差等缺點， 使其很難成為高超聲速飛行器理想的熱防護材料。 因此，碳/碳復(fù)合材料、陶瓷復(fù)合材料是熱防護材料的發(fā)展方向[1-2]。

C/C 復(fù)合材料作為優(yōu)異的結(jié)構(gòu)-功能一體化工程材料，自1958年誕生以來，在軍工方面得到了長足的發(fā)展， 其中最重要的用途是用于導(dǎo)彈的熱結(jié)構(gòu)材料[3-4]。 C/C 復(fù)合材料是碳纖維增強碳基體的復(fù)合材料，具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數(shù)小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學(xué)穩(wěn)定性好等一系列優(yōu)異性能[5]，是一種新型的超高溫復(fù)合材料。C/C 復(fù)合材料的高強高模特性來自碳纖維， 隨著溫度的升高，C/C 復(fù)合材料的強度不僅不會降低，而且比室溫下的強度還要高。 表1 為C/C 復(fù)合材料在美國戰(zhàn)略導(dǎo)彈上的應(yīng)用[6]。

C/C 復(fù)合材料在高溫?zé)崽幚砗蟮幕瘜W(xué)成分，碳元素高于99%，像石墨一樣，具有耐酸、堿和鹽的化學(xué)穩(wěn)定性。 其比熱容大，熱導(dǎo)率隨石墨化程度的提高而增大，線膨脹系數(shù)隨石墨化程度的提高而降低等。 因此，C/C 復(fù)合材料良好的熱性能使其廣泛應(yīng)用于固體火箭發(fā)動機噴管、飛行器（包括導(dǎo)彈、無人機及飛機）熱結(jié)構(gòu)部件、飛機及賽車的剎車裝置、熱元件和機械緊固件、熱交換器、航空發(fā)動機的熱端部件、高功率電子裝置的散熱裝置和撐桿等方面。

基于某型號的牽引， 將3DC/C 復(fù)合材料高溫處理，使其化學(xué)成分高度石墨化，具備在苛刻條件下承受高溫?zé)釠_擊的能力。 因此， 本文在熱防護指標(biāo)要求條件下進行了理論分析與試驗， 總結(jié)并分析了實驗結(jié)論， 旨在探索該類材料的熱防性能， 利用實驗結(jié)果為高超聲速導(dǎo)彈熱防護技術(shù)的研究提供技術(shù)儲備與思路。

1 模型的建立及分析

1.1 模型的建立

在對熱防護結(jié)構(gòu)進行傳熱分析中采用了以下基本假設(shè)：

1）在熱防護系統(tǒng)中， 沿結(jié)構(gòu)外表面平面兩個方向的溫度梯度很小，忽略其影響，而假設(shè)熱在熱防護系統(tǒng)中只沿厚度方向傳輸，即簡化為一維傳熱問題；根據(jù)假設(shè)， 熱防護系統(tǒng)的傳熱問題可以簡化為一維非穩(wěn)態(tài)傳熱過程。

2）熱防護系統(tǒng)在初始時刻溫度同周圍環(huán)境相同,認(rèn)為室溫初始條件。

在試驗過程中所用材料的性能參數(shù)如表2 所示：

表2 C/C 復(fù)合材料性能參數(shù)

1.2 計算結(jié)果與分析

為了研究材料的熱防護性能， 本文采用通用有限元軟件Ansys，針對考核指標(biāo)，對材料的溫升進行了有限元分析。 鑒于理論分析的可靠性，模擬真實的結(jié)構(gòu)件尺寸，模型采用長×寬×高規(guī)格為80×35×5 mm的C/C 復(fù)合材料板，主要考查5 mm 厚度方向溫度梯度分布。

圖1 為5 mmC/C 復(fù)合材料板在上述指標(biāo)條件下基板正面溫度與背面溫度分布圖。

圖1 5 mmC/C 復(fù)合材料板正面溫度與背面溫度分布

在圖1（a）中，可以看出，激光斑點的中心溫度高達2 500 K 以上，經(jīng)過數(shù)秒的燒蝕，光斑處已經(jīng)出現(xiàn)一個小的燒蝕坑， 溫度梯度分布在平面方向呈圓形散射，溫度分布梯度逐漸減小。

在圖1（b）中所示溫度為基板背面溫度分布圖。從圖1 （b）中可以看出， 由于熱導(dǎo)率以及照射時間的影響， 基板背面溫度明顯低于其正面溫度， 中心位置的溫度在1 500 K 左右，靠近中心區(qū)域的溫度在700 K～1 000 K。 同樣， 與基板正面溫度分布規(guī)律類似，溫度梯度分布在平面方向呈圓形散射，溫度分布梯度逐漸減小，但700 K～1 000 K 之間的梯度分布基本看不出分界， 原因主要是基板背面與空氣之間的對流傳熱，使得熱量散失較快。

總之，從有限元分析的結(jié)果來看，5 mm 厚度C/C復(fù)合材料板能滿足高能量光束較長時間的照射，基體材料有燒蝕。 但作為防護材料，其熱導(dǎo)率較高，基體背面溫度上升較快，需考慮隔熱。

2 試驗部分

2.1 實驗設(shè)備及參數(shù)

試驗所用設(shè)備為萬瓦級化學(xué)氧-碘激光器，其發(fā)出的激光波長為1.315 μm。 工作原理是通過一個特殊的氣液相放能化學(xué)反應(yīng)， 產(chǎn)生亞穩(wěn)態(tài)的激發(fā)態(tài)粒子O2(1Δg)，然后O2(1Δg)向碘原子Ⅰ傳遞能量生成激發(fā)態(tài)碘，最后發(fā)出近紅外的激光。

2.2 實驗前準(zhǔn)備

根據(jù)實驗條件，布置試驗設(shè)備，設(shè)計光路，確定透鏡的擺放位置、調(diào)整光斑，確定的光斑直徑為5 cm。

采用點溫計進行基板背面溫度的測量。 測溫原理是為非接觸測溫，主要依靠材料在燒蝕過程中多光譜、熱輻射，點溫計內(nèi)部的光學(xué)元件接收多光譜頻率，通過函數(shù)轉(zhuǎn)化為等效溫度，從而達到測溫的目的。

2.3 試驗結(jié)果分析

將上述C/C 復(fù)合材料5 mm 厚度基板在一定的參數(shù)條件下進行試驗，試驗前后的結(jié)果如圖2 所示。

圖2 C/C 復(fù)合材料基板試驗前后比對圖

從圖2 中可以看出，5 mm 厚度C/C 復(fù)合材料基板能夠抵擋高能量密度的照射。 由此，可以說明C/C復(fù)合材料具有良好的耐高溫性能。 采用非接觸測量的方法， 基板背面的溫度測量點處于光斑中心外圍的某點， 原因是點溫計不能位于基板背面光斑中心區(qū)域，防止激光打穿材料，破壞點溫計。 測得該點的溫度隨時間變化曲線，如圖3 所示。

從圖3 中發(fā)現(xiàn)，幾乎在激光到靶的瞬間，基板背面溫度上升到900 K 以上， 在光束持續(xù)照射的過程中， 溫度保持水平， 原因可能是輸入熱量與高溫下熱量的散失處于動態(tài)平衡狀態(tài)。 當(dāng)高能光束停止照射，材料較高的熱導(dǎo)率使得積聚的熱量快速散失，從而溫度下降較快。 2 min 時間左右，基板背面的溫度便從920 ℃下降至75 ℃。

從ANSYS 仿真結(jié)果得知，靠近中心的外圍溫度范圍為870~1 200 K， 而試驗溫度測量點的平衡溫度約為920 K。 試驗結(jié)果與ANSYS 仿真結(jié)果吻合良好。

圖3 C/C 復(fù)合材料基板背面溫度變化曲線圖

C/C 復(fù)合材料較高的熱導(dǎo)率使得其作為隔熱材料增加隔熱層成為必然。

3 總結(jié)與展望

通過理論分析與實驗的比較可知，C/C 復(fù)合材料作為熱防護材料表現(xiàn)出良好的性能， 主要表現(xiàn)在以下3 方面：

1）C/C 復(fù)合材料能耐高溫。 三維編織的碳/碳復(fù)合材料， 其石墨化后的熱導(dǎo)性足以滿足彈頭再入時由-160 ℃至氣動加熱時1 700 ℃時的熱沖擊要求，同時可以預(yù)防彈頭鼻錐的熱應(yīng)力過大引起的整體破壞。 目前，C/C 復(fù)合材料的應(yīng)用正從航天領(lǐng)域逐漸進入航空領(lǐng)域及其他一般工業(yè)中。

2）C/C 復(fù)合材料能提高導(dǎo)彈的飛行性能。C/C 復(fù)合材料是碳纖維增強碳基體的復(fù)合材料， 具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數(shù)小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學(xué)穩(wěn)定性好等優(yōu)越性能，其低密度的特性使得導(dǎo)彈的重量較大程度的減小， 提高了導(dǎo)彈的射程；良好的導(dǎo)熱性能、較低的熱膨脹系數(shù)使其不僅可以用于高溫環(huán)境， 而且能適應(yīng)溫度急劇變化的場合；逐漸向多元復(fù)合、多功能方面發(fā)展。

3）從理論分析的結(jié)果來看， 理論分析與實驗結(jié)果基本吻合。 有效的利用有限元分析手段，能為復(fù)合材料熱防護設(shè)計提供理論參考依據(jù)； 縮短設(shè)計研制周期；在一定程度上減少試驗費用，省去了設(shè)計-試驗-修改-試驗的過程，降低設(shè)計制造成本。

由于導(dǎo)彈設(shè)計中的一些重要項目指標(biāo)隨著速度的增加都要發(fā)生很大的改變， 在設(shè)計中要引入新的考慮(輔助能源、熱防護等)，而這些因素在速度較低的導(dǎo)彈設(shè)計初期是不怎么考慮的。 熱防護設(shè)計關(guān)系到導(dǎo)彈飛行過程中的安全， 是高超聲速導(dǎo)彈設(shè)計與制造中的關(guān)鍵技術(shù)之一。 盡管在高超聲速導(dǎo)彈熱防護材料與結(jié)構(gòu)的制備方法、 抗氧化、 服役環(huán)境的模擬、 力學(xué)和熱物理性能表征方面都取得了突破性進展，但隨著飛行器Mach 數(shù)不斷提高，現(xiàn)有的熱防護材料與結(jié)構(gòu)還難以滿足要求， 特別是能夠在高溫長時間氧化條件下應(yīng)用的熱防護材料還有待進一步研究開發(fā)。 因此，作為高超聲速導(dǎo)彈熱防護材料，需要在以下方面加強研究：

1）高溫抗氧化能力。 C/C 復(fù)合材料在500 ℃～600 ℃溫度下開始氧化，成分發(fā)生分解，從而喪失了復(fù)合材料的性能。

2）隔熱技術(shù)研究。 C/C 復(fù)合材料隨具有良好的防熱性能，但其良好的導(dǎo)熱性，使得在應(yīng)用C/C 復(fù)合材料作為熱防護材料的同時，需考慮隔熱。

3）高溫承載能力。 導(dǎo)彈在飛行過程中的外形必須保持不變。 因此，如何使得C/C 復(fù)合材料在高溫條件下滿足承載要求成為關(guān)鍵技術(shù)之一。

4）在C/C 復(fù)合材料的應(yīng)用過程中， 導(dǎo)彈熱結(jié)構(gòu)連接以及熱密封也是研究重點。

使用C/C 復(fù)合材料制造的高超聲速空面導(dǎo)彈，不僅可減輕彈體質(zhì)量，提高導(dǎo)彈機動性能、射程和速度，在簡化生產(chǎn)工藝和步驟、提高自動化水平、降低成本和提高可靠性方面也有著顯著的優(yōu)勢。 更重要的是，C/C 復(fù)合材料技術(shù)有利于成型結(jié)構(gòu)復(fù)雜、 表面光滑， 兼有耐熱和對內(nèi)部良好熱防護的氣動外形的連續(xù)體， 且更容易獲得現(xiàn)有金屬材料殼體難以達到的隱身性能，使中、遠(yuǎn)程高超聲速空面導(dǎo)彈的性能進一步提高。 在面對超聲速及高超聲速時，C/C 復(fù)合材料具有難以比擬的優(yōu)勢， 是未來高馬赫數(shù)導(dǎo)彈彈體結(jié)構(gòu)材料的優(yōu)選。

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