用于航天领域的热防护系统材料(TPS)

2023-05-05 20:53

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近几年来,中国在航天航空领域的发展成就,是世界有目共睹的。我们都知道在运载火箭发射和返回的过程中,都会产生大量的热量。如何能忍耐这么高的温度的高温?这就不得不说TPS系统(热防护材料)。

图1.亚特兰蒂斯航天飞机于2009年11月16日在佛罗里达州卡纳维拉尔角从肯尼迪航天中心发射。 图片来源:Jose Antonio Perez / Shutterstock.com

NASA在设计航天飞机时克服了许多挑战。这种可重复使用的航天飞机世界上第一种往返于地面和宇宙空间的可重复使用的航天运载器。然后,它会重新进入地球并滑落到地面。为了承受与再入地球产生的高温,NASA创建了航天飞机轨道热保护系统(TPS)

太空旅行的背景

到现在为止,NASA总共建成了6架航天飞机,其中5个已经发射,他们分别是:哥伦比亚号,挑战者号,发现号,亚特兰蒂斯号,奋进号和企业号(进取号)。 第一架航天飞机“企业号”于1977年完成,他是一个纯粹的测试平台,没有发动机和相关设备,当时,该企业号是由波音747作为无动力滑翔机进行运输,并进行了一些大气测试。1981年,真正意义上的第一架航天飞机哥伦比亚号首航到太空。 挑战者号,发现号和亚特兰蒂斯号分别于1983年,1984年和1985年迅速获得了成功。

图2.准备起飞的航天飞机。 图片来源:Alan Freed / Shutterstock.com

1986年“挑战者”在航天飞机上升时,固体火箭助推器的O型圈密封件失效。73秒进入飞行后,挑战者号发生爆炸,没有幸存者。奋进号就是用来替代在爆炸中被毁坏的挑战者号。2003年,哥伦比亚号再次进入大气层时也发生了爆炸。

在这两起事件之后,这种太空旅行的安全性受到质疑,2011年7月21日,亚特兰蒂斯号航天飞机完成了最后一次飞行任务,至此,航天飞机退出历史舞台。

热保护系统材料

所有的轨道器在返回阶段进入地球大气层时,它外部由摩擦产生的热量在300到1500℃之间。同时在空间上也会遇到了寒冷的温度,因此航天飞机在整个过程经历的温度范围为-121℃-1649℃之间。因此必须要有防护层。这个防护层包括一系列复杂的材料组成TPS,以帮助飞行中保持宇航员和有效载荷的安全。

燃烧室前部,燃烧室前部和起落架门之间的区域,前起落架门的后方箭头和机翼的外边缘由增强碳-碳(RCC)复合材料制成。这种复合材料能够承受高温;对于要承受高于1,260℃的区域部分,RCC用于保护它,但对于承受低于这个温度的部分,NASA使用刚性二氧化硅/纤维绝缘体

NASA所使用的瓦片是基于洛克希德导弹与空间公司进行的工作,该公司有项专利公开描述了一种由陶瓷纤维制成的可重复使用的绝缘瓦,可以在重新进入大气层期间用作抗高温的防护。可重复使用的绝缘系统可以直接连接到轻型铝合金机身上,对美国航空航天局非常有吸引力,因此TPS研究的重点转向使用瓦片。

TPS的大部分由高温可重复使用的表面绝缘材料(HRSI)和低温可重复使用的表面绝缘材料(LRSI)组成。HRSI和LRSI之间的主要区别在于其上使用的表面涂层。

HRSI瓦片上,使用黑色硼硅酸盐玻璃涂层来保护航天飞机达到1260°C的区域。使用白色涂层用在LRSI上,必须具有光学性能可以轨道温度实现航天器的热控制。覆盖LRSI的飞机区域的温度可达649°C。

这种瓦片由洛克希德导弹与空间公司制造,其中大部分是属于这两种不同的类型; LI-900(密度为144kg / m3)和LI-2200(密度为352kg / m3)。在整个航天飞机计划中,NASA对瓦片进行了改进,并不断提高他们对热条件的理解。这导致了一些组成发生变化,使得瓦片的耐热效率更高。

图3. TPS中材料的彩色分解 图片来源:维基共享资源/ NASA / Caltech

用于门缝隙周围的LI-2200瓦片最终被纤维耐火复合绝缘材料所取代。这有助于减轻航天飞机的总体重量。除此之外,特别是在哥伦比亚灾难发生后,美国航空航天局也希望减少轨道碎片对航天飞机的损害。这是由波音刚性绝缘材料的发展而实现的。

从上图可以看出,航天飞机的大部分区域使用了可重复使用的涂覆Nomex®Felt的表面绝缘材料。航天飞机的这些区域主要包括上部有效载荷舱门,中部机身部分和机身后侧,将会遇到低于371°C的温度。

曾经哥伦比亚号一经交付给NASA装配厂,那里的工程师就开发了一种优质的绝缘材料,称为高级可重复使用的表面绝缘材料(ARSI)。ARSI是两层白色织物层之间缝合的绗缝织物绝缘复合材料。

在提供耐用性的同时,ARSI还减少了航天飞机的安装时间和成本。替换大部分的LRSI,它们也有助于减少亚兰蒂斯号和发现号的重量,而亚兰蒂斯号和发现号就是首批使用它们的航天飞机。哥伦比亚号在第七次任务完成后,改进了ARSI,并替代了上翼的LRSI。奋进号是在ARSI已经成熟应用到航天飞机上时建造的。

在将这些瓦片粘合在一起时,一般使用室温硫化硅胶和应变隔离垫。在将应变隔离垫粘合到瓦片之前,其内部模具衬里会被致密化。这有助于将应力集中负载均匀地分布在瓦片和应变隔离垫接口之间。通过使用位于瓦片到瓦片间隙下方的填充条,防止了气体渗透到瓦片粘合线中。间隙填料也用于将受到高差压和极端的空气-声学激发的位置。

粘合表面主要是铝,但是也用于其它很多基材,包括石墨环氧树脂,钛和铍。

航天飞机外壳上有一些区域需要进一步的保护,这些区域是TPS系统无法提供的。这些区域主要是承受强压力差的TPS瓦片间的间隙,反应控制系统(RCS)和飞机的窗子。

窗子上使用耐热玻璃来承受高压和高温,同时工程师又使用黑色和白色着色的二氧化硅组合物用于缠绕在可操作渗透区作为热间隙填料。这些区域包括主/燃烧室起落架门,出口/入口飞行机组舱口舱,RCS推进器,飞机中段通风门和有效载荷舱门。RCS整流罩由Inconel®制成。

增强碳碳材料

在飞机前缘和鼻翼之间,航天飞机将经历极高的温度(> 1,260°C)。 因此,这就需要更加先进的材料,可以容忍从发射到重新进去大气层的高度变化的环境。

除了NASA的工程师,克萨斯州达拉斯市的Vought公司也开发了RCC。复合材料RCC首先通过固化预浸渍(用酚醛树脂)石墨织物制成。通过热解,并且在石墨织物被粗糙修整之后,聚合物树脂被转化成碳,然后用糠醇浸渍。这种材料的密度通过进一步的热解增加,这也导致机械性能的改善。

由于碳的化学性质,需要碳化硅涂层以防止碳基质氧化。氧化会降低碳基质的机械性能,并且由于飞机一直要求在高要求的环境中多次进行,所以必须防止这种情况。这种碳化硅涂层是通过转化(扩散涂覆)碳-碳材料的最外层来的,进而形成更强的涂层与基材之间的层间强度。

图4. RCC前沿面板上的一个孔,是哥伦比亚航天飞机灾难调查中的冲击测试的结果。聚氨酯泡沫用于以850公里/小时的速度冲击机翼。 图片来源:Wikimedia Commons / Colombia Accident Investigation Board

然而,形成碳化硅涂层(〜1648℃)所需的温度如此高,使得当涂层冷却至室温时由于涂层和基底之间的热膨胀系数不同而使裂纹发展。这个问题可以通过用原硅酸四乙酯浸渍碳基质并使用刷涂密封剂来防止在氧侵蚀在裂纹中暴露的碳。

通过真空浸渍,将原硅酸四乙酯施加到基质上,这也有助于填充剩余的孔隙率。在固化原硅酸四乙酯时,包含在部件内的孔壁涂覆有抑制氧化的二氧化硅。然后将硅酸钠密封剂刷在RCC的表面上,其填充热裂纹并形成玻璃。

在高温下,这些裂缝会发生闭合而导致密封胶流向表面,但是由于其具有高粘度,密封剂可以保留在零件上;当碳-碳冷却时,密封胶会再次填充热裂纹。使用RCC使因为其能够通过外部辐射和交叉辐射来排除热量。结果是热量可以从材料的下表面交叉辐射到较冷的上表面,从而达到降低温度的目的。

热防护系统应用的新要求

随着航天飞机的退役,现在各国都在使用可重复使用的运载火箭(Reusable Launch Vehicles,RLV)。而用于RLV的热保护系统(TPS)必须在发射和再进入行驶过程中保护结构和低温燃料箱免受极高温度的影响。为了满足RLV的要求,TPS必须易于生产,重量轻,可操作和可重复使用,最终寿命不低于100次。并且RLV的TPS必须具有面对不利的天气能力,保持95%的可用性。与现有的TPS相比,新型的TPS还必须显着降低维护和检查要求的数量级,以便快速周转。

航天飞机轨道器使用的TPS是唯一证明是可重复使用的TPS,为开发RLV TPS提供了宝贵的经验。铝合金轨道器结构已经成功地保持在温度范围内,粘结附着的方法可以防止热量直接渗入结构。然而,如TPS损伤的详细评估(表1)所示,涵盖轨道飞行器各个部分的TPS系统暴露于超出其真正重用限度的温度,会导致脆化,边缘塌陷,过热,开裂并剥落涂层的现象。并且辅助TPS系统(例如,间隙填料,热障涂层,填料条)的损坏特别高。指定的轨道飞行器TPS再利用温度(表2)显然太高,因为暴露的材料发生了不可逆变化。此外,额外的损坏是由起飞和着陆的碎屑(碎屑,沟槽)以及气流和压力梯度(侵蚀,织物磨损和撕裂,缺口填料)造成的。

导致TPS长周转时间和每次飞行后的高成本的另一个因素是广泛的重新防水,这对于轨道飞行器上的许多瓦片和覆盖层是必要的,以防止它们吸收水分; 多余的水分将增加飞行器的重量,并因此减少有效载荷到轨道。

表1 航天飞机TPS的损伤

TPS(热防护系统)

缺陷

备注

瓦片

缺口,凹槽,涂层裂纹,边角和角落塌落(熔融变形),侵蚀(瓦片材料失去保护玻璃涂层后)

最常见的TPS系统损伤

先进柔性可重复使用的表面绝缘材料(AFRSI)

涂层脱落,脆化,织物磨损,撕裂,断线,覆盖层脱落

可修复

可重复使用表面绝缘毡

涂层过热,涂层撕裂,接头密封损坏,边缘部件损坏

不常见

增强碳碳材料

SiC涂层中的缺口或裂纹,剥落或密封剂损失,针孔,底层碳底物的暴露

由供应商翻新,频率低于瓦片或AFRSI

间隙填料和热障涂层

失落的涂料,磨损,织物破裂,撕裂,炭化,突出或缺失填料

需要重做

填充棒

由超出忍耐的步骤,间隙或加热环境引起的过热


表2 航天飞机的最高工作温度

材料系统

最大工作温度(° F)

失效模式

增强碳碳

2960°

碳氧化和质量损失

高温可重复表面绝缘材料

2300°

表面裂纹和收缩

AFRSI

1500°

织物和线脆化; 易受侵蚀

低温可重复表面绝缘材料

1200°

表面裂纹和收缩

可重复表面绝缘毡

700°

表面裂纹和收缩

RLV上使用的TPS材料发展

美国宇航局艾姆斯研究中心(ARC)自20世纪50年代以来一直是公认的卓越的TPS研发中心。耐火TPSARC在航天飞机时代开发。此后,ARC继续开发出更加强大的TPS,包括RLV的几个创新的候选对象。ARC开发的一个TPS是绝缘覆盖层,主要用于火箭的上部(背风)表面,也可用于达到2000至2200℉的区域。绝缘覆盖层中的所有材料都能承受比目前使用的覆盖层更高的温度。以下介绍几种高级TPS覆盖层类型和特性。

Nextel AFRSI - 先进的纤维耐火表面绝缘材料,是由Nextel 440织物和氧化铝捶打制成,可承受约2,000°F的温度。

TABI-TailI先进的绝缘覆盖层,由Nextel制成的整体编织的凹槽毯,由碳化硅织物或氧化铝捶打,形成光滑的,增韧的表面,达到忍耐170dB的声学环境。

CFBI-复合柔性绝缘覆盖层,由AFRSI制成,增加了多层绝缘,并提供了改进的绝缘性能。

DurAFRSI,是AFRSI通过将金属箔钎焊到丝网顶部表面进行修饰,以创建DurAFRSI,这使得材料更加坚固。

此外还需要研究用于将覆盖层附着到RLV的几种技术,包括用硅酮粘合剂粘合。使用粘合剂的优缺点参半。优点包括均匀的粘合线,无热短路,相对较高的粘合线强度(3-4psi) ,耐水性和可靠性。缺点包括安装和拆卸的复杂性,目视检查结构的困难,耐温度( 650°F)以及使用交替防水化合物时粘合剂的降解。

ARC接着也开发的第二种类型的TPS,是在火箭的下侧(迎风侧)上使用的绝缘瓦,其会暴露于比上表面更高的温度环境下。材料有:

AETB-氧化铝增强型热障材料是一种含有氧化铝纤维的高温砖; 可承受高达2600°F的温度。

TUFI增韧的单件纤维绝缘材料是一种增韧的瓦片涂层制剂,可提供抗破坏性的数量级。

SIRCA-硅氧烷浸渍的可重复使用的陶瓷烧蚀体是浸渍有烧蚀性硅氧烷的二氧化硅瓦片,其具有在RLV前沿和鼻翼条件下具有多用途能力的潜力。

涂层瓦片用于火箭的高温高空气动力区。这些瓦片是可重复使用的,但不是非常坚固; 并且它们不具有抗冲击性。TUFI基本上是与耐冲击涂层相同类型的陶瓷绝缘体。火箭已经产生飞行性能数据,TUFI涂层显示出显着的耐损伤性能。

第三种TPS使用以下陶瓷基复合材料:

C / SiC-碳纤维增强碳化硅基体复合材料

SiC / SiC-碳化硅/碳化硅复合材料

ACC-Advanced C/C先进碳/碳复合材料

陶瓷基复合材料设计用于在重返期间保护火箭的前缘,并且必须承受3000°F范围内的温度。陶瓷基TPS可以代替重型前沿部件。

TPS材料在可重复运载火箭上的应用

项目

特性

问题/需要更多数据

鼻锥和前缘



先进碳碳材料

比强化碳碳强度更高; 用于轨道飞行器

氧化效应需要数据;高导热性可能需要复杂的重型附着机械。 需要防雨蚀数据。

C/SiC或SiC/SiC

良好的潜力;无需涂层(抗氧化)

高导热性,需要防雨蚀数据。需要开发测试。

SIRCA

容易生产合适的尺寸,低热导率,允许背面附件

需要重复使用和耐雨水冲刷的数据。

AETB瓦和TUFI涂层

容易加工成适当的尺寸,低热导率,允许背面附件,低加工制造成本

需要耐温性的数据。需要防水,缺乏适当的热循环数据。需要涂层抗雨蚀性的数据。

AETB/TUFI

最佳的可重复使用的表面绝缘瓦片材料/涂料系统。连接物结合。制造类似于梭子。

需要防水;需要填充物。

C / SiC或SiC / SiC支架面板

重量轻,热稳定性好

成本高;隔热设计用于热膨胀;需要开发测试。

金属(高温合金)

强度高,耐损伤性强;绝缘保护;面板间的重叠可以最小化间隙密封问题;已经过多年的设计改进。

连接物必须允许热膨胀,通过热膨胀传热

TABI

最好的绝缘毡,连接物结合;没有热缺陷,潜在的在2000℉下能重复使用,尺寸大于绝缘瓦片

需要防水测试,需要保护性涂层性能的数据

上(背风)表面



NEXTEL/AFRSI

成本低于TABI,绝缘性好于TABI,应用于轨道器上

需要防水测试,涂层性能的数据;黏合需要更多的发展。

钛蜂窝

坚固耐用;质量轻;大尺寸面板; 面板到面板的重叠使间隙密封问题最小化。

1000°F的限制。

聚苯并咪唑(聚合物)毡

高温聚合物(800°F);低密度;导热系数低;通过连接物粘合。

成本比Nomex高;缺乏测试数据; 没有防水数据。

绝热



内部多屏蔽绝缘

良好的潜力

成本高;未经证实;需要开发测试。

陶瓷纤维短棒

低成本;商业项目;可以封装以保护元素;材料随着温度降低而达到最大效率。

在振动加载和热循环下沉降。

反光涂层纤维短棒

良好的潜力

成本高于纤维短棒,需要测试数据

多层绝缘

成熟的理念

在真空中效率高;在空气中效率低

低温绝缘



外部泡沫填充蜂窝

对泡沫的失效安全设计;TPS粘结在蜂窝;最大限度地减少泡沫破裂。

因为缺少散热器,整个结构的温度过高

注意:隔离板可以通过低温绝缘材料的孔直接连接到罐壁。随后,可以倒入泡沫封闭孔。



内部纤维增强泡沫板与玻璃纤维衬里

为进入的热量提供散热功能;使用不会导致平流层臭氧消耗的水(CO2)-泡沫。

由于氢气渗透性,LH2罐壁外部易形成冰;检查/修理需要进入罐体内部,这可能是污染源;因为LOX不兼容,不适合LOX水箱,

目前的系统似乎在开发先进的热保护材料方面保持了很好的平衡,这些材料可以在保持分配给该系统的重量目标的同时达到显着提高可操作性和可重用性的目标。主要在两个NASA中心的发展进行了两个截然不同的补充。一种方法利用了传统的TPS材料,同时显着提高了可重复使用的毡子和陶瓷瓦片的坚固性,以防止已知需要用于航天飞机周转过程中过多的人力损坏。第二种方法继续追求金属板的开发,以提高坚固性。另外,陶瓷基复合材料已在开发并且也部分应用在运载火箭上,用于折返过程中最高温度区域(即翅膀控制表面的鼻翼和前缘)。

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