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| 內容簡介： |
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热防护技术是关乎高超声速飞行器安全、可靠、高效飞行的关键技术之一，防热材料宏细观烧蚀理论是开展热防护材料与结构高温服役性能评价，以及热防护系统精细化设计的基础和前提。《防热材料宏细观烧蚀理论（上册）》基于作者团队二十余年的科研成果和研究积累，从宏观、细观角度出发，上册详细阐述烧蚀型热防护方案常用的硅基、碳基、炭化类防热复合材料，以及树脂基防热涂层的烧蚀机理与传热/烧蚀性能表征方法，论述防热材料的热-力-化多物理场耦合分析方法，服役过程中高温力学性能的演化规律与预报方法，探讨了防热材料细观烧蚀形貌、表面粗糙度，以及复合材料织物结构对烧/剥蚀耦合判据的影响机制。
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目录 序前言 第1章 热防护材料与结构的分类及应用概述 1 1.1 高温热环境来源 1 1.1.1 气动加热 1 1.1.2 发动机燃烧室热环境 3 1.1.3 能源系统内热源 4 1.1.4 工艺加热 5 1.1.5 火焰加热 6 1.2 烧蚀型防热复合材料 7 1.2.1 硅基类防热材料 8 1.2.2 碳基类防热材料 8 1.2.3 炭化类防热材料 9 1.3 热防护材料烧蚀性能分析方法 15 1.3.1 高温热考核试验 15 1.3.2 理论分析方法 16 1.3.3 数值模拟方法 17 1.4 热防护材料的多尺度烧蚀机理及模型研究动态 19 1.4.1 烧蚀过程的分类 19 1.4.2 宏观烧蚀机理及模型研究动态 23 1.4.3 细观烧蚀机理及模型研究动态 33 参考文献 35 第2章 防热材料烧蚀问题基本方程 41 2.1 热分析动力学方程 41 2.1.1 热解动力学方程 41 2.1.2 热解反应三因子求解方法 42 2.2 表面质量转换关系 44 2.3 气体相扩散控制方程 46 2.4 能量转换关系 482.4.1 能量守恒方程 48 2.4.2 热边界条件 49 2.5 不同热化学状态材料热物性参数确定方法 51 参考文献 52 第3章 硅基类防热材料宏观烧蚀理论.53 3.1 硅基类防热复合材料的烧蚀机理 54 3.1.1 静态加热条件下的热分解特性 54 3.1.2 动态烧蚀条件下烧蚀形貌分析 58 3.1.3 微观结构演化过程 60 3.2 宏观表面烧蚀理论 69 3.2.1 表面烧蚀模型 69 3.2.2 表面烧蚀理论 70 3.2.3 烧蚀材料内部热传导方程 77 3.2.4 算例分析 77 3.2.5 表面烧蚀性能影响因素分析 81 3.3 宏观体积烧蚀理论 87 3.3.1 辐射热流载荷下烧蚀形貌分析 87 3.3.2 体积烧蚀模型 91 3.3.3 体积烧蚀理论 92 3.3.4 体积烧蚀条件下热响应特性分析 101 参考文献 108 第4章 碳基类防热材料宏观烧蚀理论 112 4.1 碳基类防热复合材料的热化学烧蚀机理 112 4.2 碳基类防热复合材料的宏观表面烧蚀理论 114 4.2.1 表面热化学平衡方程 114 4.2.2 表面质量守恒方程 116 4.2.3 表面能量守恒方程 118 4.2.4 C/C 复合材料的表面烧蚀过程分析 120 4.3 碳基类防热复合材料的宏观烧蚀–热响应耦合理论 121 4.3.1 内部传热过程控制方程 121 4.3.2 表面烧蚀后退动边界问题解决策略 122 4.3.3 C/C 复合材料典型热环境烧蚀–热响应特性分析 124 4.4 改性碳基类防热复合材料的表面热化学烧蚀机理 128 4.5 改性碳基类防热复合材料的宏观表面烧蚀理论132 4.5.1 表面热化学平衡方程 1324.5.2 抗烧蚀组元扩散方程 134 4.5.3 WC-C/C 复合材料的表面烧蚀过程分析 135 4.6 考虑纤维/基体烧蚀非同步效应的宏细观耦合烧蚀理论 137 4.7 改性碳基类防热复合材料典型热环境烧蚀–热响应特性分析 138 参考文献 141 第5章 炭化类防热材料宏观烧蚀理论 142 5.1 炭化类防热复合材料的裂解–阻塞防热机理 142 5.2 炭化类防热复合材料的宏观烧蚀理论 146 5.2.1 热解气体质量守恒方程 146 5.2.2 表界面层能量守恒方程 149 5.3 炭化类防热复合材料热解/传导模型的数值实现方法 151 5.3.1 空间域及时间域离散化 151 5.3.2 热解气体质量守恒方程离散化 152 5.3.3 能量守恒方程离散化 153 5.4 炭化类防热复合材料典型工况防热/隔热性能分析 154 参考文献 157 第6章 防热材料的微细观表面烧蚀理论 158 6.1 基于热氧化反应的微细观表面烧蚀模型 159 6.2 基于有限体积法的微细观表面烧蚀模型数值实现 160 6.2.1 气相域–固相域演化过程控制方程 160 6.2.2 气相–固相界面重构方法 161 6.2.3 气相域–固相域松耦合求解策略 166 6.2.4 微细观烧蚀模型算例验证 168 6.3 防热材料表面微观烧蚀行为分析 170 6.4 防热材料表面细观烧蚀行为分析 175 6.4.1 三维四向编织复合材料细观几何模型 176 6.4.2 三维四向编织复合材料细观烧蚀行为分析 179 参考文献 187 第7章 防热材料的细观体积烧蚀理论 190 7.1 基于均匀性假设的体积烧蚀理论 190 7.1.1 内部烧蚀传热控制方程 190 7.1.2 宏观体积烧蚀模型的有限元实现 193 7.2 典型热环境防热材料内部烧蚀–传热过程分析 198 7.2.1 吸热机理对总吸热量贡献权重分析 198 7.2.2 热解气体流动对传热过程的影响规律 2007.2.3 温度和内压分布 201 7.3 考虑细观几何特征的组分相细观体积烧蚀理论201 7.3.1 组分相烧蚀–传热基本控制方程 201 7.3.2 组分相热物理和热输运性能预报方法 202 7.4 基于有限体积法的防热复合材料细观体积烧蚀理论 210 7.5 三维四向编织防热复合材料内部细观体积烧蚀–传热过程分析 216 7.5.1 温度响应规律 217 7.5.2 内压响应规律 220 7.5.3 内部细观烧蚀传热过程影响因素分析 223 参考文献 227 第8章 防热材料的烧蚀/剥蚀理论 229 8.1 体积烧蚀引起的防热材料内部损伤和力学性能衰减分析 229 8.1.1 热–力–化多场耦合条件下的基本控制方程 229 8.1.2 基于热和力学本构关系的有限元实现 230 8.1.3 典型热环境三维四向编织碳/酚醛复合材料热损伤分析 236 8.2 防热复合材料的细观烧蚀/剥蚀机理及失效判据 241 8.2.1 纤维单丝折断和剥落机理 241 8.2.2 2.5D机织防热复合材料代表性单胞机械剥蚀机理及剥蚀判据 251 8.2.3 3D 编织防热复合材料代表性单胞机械剥蚀机理及失效判据 255 8.3 防热复合材料典型工况细观烧蚀/剥蚀行为分析 262 8.3.1 烧蚀/剥蚀耦合策略 262 8.3.2 2.5D机织防热复合材料的烧蚀/剥蚀行为分析 263 8.3.3 3D编织防热复合材料的烧蚀/剥蚀行为分析 264 8.4 基于细观机械剥蚀因子的防热复合材料宏观烧蚀/剥蚀模型修正.266 8.4.1 防热材料细观结构特征对烧蚀/剥蚀行为的影响规律 266 8.4.2 基于细观烧蚀/剥蚀模型的机械剥蚀因子确定 268 参考文献 271
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第1章热防护材料与结构的分类及应用概述 1.1高温热环境来源 1.1.1气动加热 气动加热是指飞行器在以超声速或超高声速穿越稠密大气层过程中，在其外表面热防护结构上引起的气动热载荷。飞行器以极高速度在大气层内飞行时，由于其对前方空气的压缩及与周围空气的摩擦形成的强烈激波压缩和黏性耗散效应，其大部分动能会以激波及尾流涡旋的形式耗散于大气中，剩下的一部分动能则转变为空气的热能。这种热能以边界层对流加热和激波辐射等形式对飞行器加热，尽管真正以气动加热形式到达飞行器表面的能量还不到总动能的1%，但这足以使没有防热措施的航空航天器在大气中被烧毁。在飞行器结构的驻点区域，边界层空气通常被加热到几千摄氏度甚至上万摄氏度，使空气分子产生离解和电离，空气比热比不再是常数，这一高温效应不仅发生在物面附近的边界层内，而且可能发生在整个激波层区域。随着飞行高度的降低，雷诺数增加，表面附近的边界层逐渐变薄，电子密度增加，形成不均匀的等离子体，包覆在飞行器表面（图1-1）。 飞行器表面的气动加热热流与飞行速度、飞行高度等轨道参数密切相关。工程上通常采用下述公式来简单表述这一关系，进而评估气动加热环境以及热防护设计对新型飞行器研制的重要性，即 （1-1） 其中，为飞行器表面温度（K）；为环境温度（K）；γ为空气比热比；Ma为马赫数。 例如，某飞行器进入大气层时，飞行高度为40～70km，相应的飞行速度为24Ma10Ma，当地的环境温度为220～250K，根据式（1-1），此时飞行器表面的温度至少达到5250K。如果不采取合适的热防护措施，则整个飞行器将如同陨石一样被烧为灰烬。因此，气动加热环境对高速飞行器结构的影响较大，设计时需要重点考虑。 为了进一步说明飞行器气动加热量的大小及主要决定因素，常采用安德森（Anderson）近似估算公式，对飞行器表面热流密度进行初步估算。以驻点区域为例，飞行器表面热流密度为 （1-2） 其中，为飞行器表面热流密度为自由流密度为自由流速度（m/s）；为驻点区域头部半径（m）；为壁面焓（kJ/kg）；为总焓（kJ/kg）。 由上述公式可以获得以下定性知识。 (1)飞行器表面热流密度近似与飞行速度的3次方成正比，因此，飞行速度对气动加热起决定性作用。气动阻力的研究结果表明，气动阻力近似与飞行速度的平方成正比。因此，相比于气动阻力，高超声速飞行器速度指标设计时，气动加热问题更为突出，需要折中和权衡设计。 (2)热流密度随周围大气密度的增加而增加。以同样的速度飞行时，飞行高度越高，周围大气越稀薄，则气动加热越小；反之，飞行高度越低，气动加热越大。以水平起飞、水平着陆为特点的新一代空天飞行器通常采用吸气式发动机，其燃料燃烧所需要的氧化剂需要在大气层内获取，为了减少上升段因克服阻力所消耗的燃料，往往要求飞行器在大推力发动机牵引下以极高速度通过该爬升段。因此，空天飞行器上升段的气动加热问题比再入段更加突出。 (3)飞行器的驻点热流密度通常与头部半径的1/2次方成反比，头部半径越大，热流密度越小；反之，头部越尖锐，热流密度越大。在飞行器气动外形设计时，为了提高空气动力特性，往往要求外形更尖锐，而这一类外形的气动加热载荷较为严重。因此，需要充分考虑气动加热水平，在空气动力特性和气动加热之间综合设计。 在进行飞行器热防护设计时不仅要关心峰值热流，还要关心上升段或再入段飞行过程中的总加热量，即热防护材料与结构既要能承受峰值加热，又要能承受总加热。沿不同类型轨道飞行的飞行器，其飞行时间不同，总加热量也不同。对气动加热变化历程在飞行轨道上进行积分，结合边界层转捩判断，可以估算出飞行器沿轨道飞行过程中所受气动加热的总加热量。根据飞行器在大气中的气动品质不同，可分为：弹道式返回飞行器、弹道-升力式飞行器、升力式飞行器。弹道式返回飞行器的气动热环境的主要特点是高压、高焓、高峰值热流、短飞行时间、中等总加热量，例如，弹道导弹弹头再入过程通常符合该热环境特点。而升力式飞行器的气动热环境的主要特点是低压、高焓、低峰值热流、长飞行时间、大累积总加热量，例如，宇宙飞船返回舱、深空探测器返回舱的再入过程则符合该热环境特点。 1.1.2发动机燃烧室热环境 燃烧室热环境是指发动机工作时燃烧产物对燃烧室热防护材料及结构的气体动力学加热。燃烧室是固体火箭发动机推进剂储存和燃烧的场所，燃烧室药柱产生的燃气温度高达3000～3900K，压强达3～20MPa，这种高温、高压环境对燃烧室热防护结构提出了严峻的挑战，这也是固体火箭发动机无法长时间工作的原因之一。图1-2给出了固体火箭发动机燃烧室热环境及典型结构热防护方案，燃烧室内气体温度达到3600K，气体压强达到6MPa，气体热焓达到10MJ/kg，热流密度峰值达到。气体动力学加热的主要参数包括：气体燃烧产物流动引起的对流加热热流密度、作用在燃烧室热结构表面的气体压力、气体流过喷管内表面的动压头。 对流传递热流密度：（1-3） 其中，为燃烧室内单位截面高温燃气的质量流率；高温气体总焓；为燃烧室热防护结构壁面焓（kJ/kg）。 由气体动力学关系可以定义作用在燃烧室热结构表面的气体压力 （1-4） （1-5） 其中，为燃烧室内平均压力（Pa）； 为燃气比热比（定压比热容与定容比热容的比值）；为发动机喉衬截面处的半径（m）；为燃烧室截面半径（m）。 为了进一步提高比冲和效率，高超声速飞行器通常采用吸气式冲压发动机。发动机工作过程中，燃烧室中燃料的超声速燃烧也会释放出巨大的热量，并且当高温燃气高速流动时，燃烧室壁面的传热能力被极大地增强。随着飞行马赫数的增加，燃烧室壁面及其部件会面临越来越高的温度。据估计，冲压发动机燃烧室内的峰值热流密度可达1020MW/m2，如此大的热流密度通过燃烧室壁面，可使燃烧室壁面的温度达到3500K以上，热环境非常恶劣。冲压发动机燃烧室在如此恶劣的环境工作，很容易使燃烧室壁面局部热流过大、局部壁面温度过高，造成燃烧室壁面的烧毁。 1.1.3能源系统内热源 能源系统内热源是指飞机、机械设备、电站涡轮机等不同能源设施工作过程中产生的热量。这些设备上使用的结构材料会承受从几分钟到数万小时不等的长时间高温环境。这些能源设备通常采用热稳定性能好的高温合金材料，随着复合材料在极端服役环境下表现出的超常高温力学性能，热稳定性能优异的轻量化低成本聚合物基复合材料在这些能源设备关键部位的应用成为近年来的研究热点。 图1-3为超声速涡轮喷气发动机（STJE）的结构示意图，该发动机的某些部件由复合材料制造。工作过程中，发动机外表面的温度约为600K，而其工作表面和未采用冷却措施的叶片的温度则为1400K。涡轮发动机的高温热端部件通常由具有较高热强度的金属基复合材料制成。 根据斜激波理论，进气道唇口处的气体压力和温度为（1-6）（1-7）其中，为斜激波后的流动参数。 1.1.4工艺加热 工艺加热是指与工艺过程相关的直接作用在结构材料上的热流密度。例如，热切割、钻孔、热黏结或者固化工艺、热解工艺、烧结工艺、石墨化工艺等。热切割过程中通常会产生较高的温度，*高温度可达2000℃；热解工艺中，温度通常不超过1000℃。这些工艺过程是准静态或动态的，例如，复合材料的激光切割工艺可以通过连续激光辐射（准静态）或周期性脉冲辐射（动态）来实现。 激光切割工艺加热过程示意图如图1-4所示，表征工艺加热过程的主要参数是施加在材料表面上的辐射热源的辐射热流密度，假定该辐射热流密度满足高斯（Gauss）分布 （1-8） 其中，为通过辐射进入的热源的功率；为辐射源的半径；？为材料的辐射吸收系数。 1.1.5火焰加热 火焰加热是指热能系统的燃气流对材料及结构的加热。火焰的来源可以是喷气发动机、燃烧反应、排气羽流等。火焰加热的特点是存在点燃的火焰，其热量传递形式主要是热辐射，也有少量的对流换热。 从火焰热源入射到结构表面的辐射热流密度，主要由火焰温度和从火焰中心到结构表面的距离h来定义： （1-9） 其中，为燃烧产物的热辐射系数；为斯特藩-玻尔兹曼（Stefan-Boltzman）常数；为火焰热源的半径；为结构表面到火焰中心的径向距离。 当结构表面紧靠近火焰时，有，则式（1-9）可以简化为 （1-10） 从高温结构表面辐射到环境中的热流密度为 （1-11） 其中，为辐射系数；为材料表面的热辐射系数。 随着工程装备对可靠性和安全性要求的不断提高，确定装备材料及结构在火焰环境中的适应能力是非常现实和重要的问题。在火焰直接接触作用下，装备材料及结构表面的温度可达到1500～2000℃，整个加热过程通常是准静态的，持续时间可达数百秒。 表1-1给出了几种典型可燃物的火焰温度和辐射热流密度。例如，对于航天飞机，燃油储箱热防护材料及结构的辐射热流密度为100300kW/m2，持续作用
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