硅橡胶基防热涂层烧蚀和热响应特性预报方法

时圣波; 雷宝; 张云天; 胡励; 李茂源; 梁军

doi:10.7527/S1000-6893.2022.28141

航空学报 >

2023 , Vol. 44 >Issue 23: 428141 - 428141

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2022.28141

材料工程与机械制造

硅橡胶基防热涂层烧蚀和热响应特性预报方法

时圣波 ,
雷宝 ,
张云天 ,
胡励 ,
李茂源 ,
梁军

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^1.西北工业大学航天学院陕西省空天飞行器设计重点实验室，西安 710072
^2.上海市空间飞行器机构重点实验室，上海 201108
^3.中国航天三江集团设计所，武汉 430034
^4.北京机电工程总体设计部，北京 100854
^5.北京理工大学先进结构技术研究院，北京 100081

．E-mail： shishengbo@nwpu.edu.cn

收稿日期: 2022-10-19

修回日期: 2022-11-03

录用日期: 2022-12-23

网络出版日期: 2022-12-27

基金资助

国家自然科学基金(12172296);上海市空间飞行器机构重点实验室开放课题(2021XGD)

收起

Prediction method of ablation and thermal response for a thermal protection coating with silicone rubber

Shengbo SHI ,
Bao LEI ,
Yuntian ZHANG ,
Li HU ,
Maoyuan LI ,
Jun LIANG

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^1.Shaanxi Aerospace Flight Vehicle Design Key Laboratory，School of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
^2.Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai 201108，China
^3.China Aerospace Sanjiang Group Design Corporation，Wuhan 430034，China
^4.Beijing System Design Institute of Electro?Mechanic Engineering，Beijing 100854，China
^5.Institute of Advanced Structure Technology，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China

E-mail： shishengbo@nwpu.edu.cn

Received date: 2022-10-19

Revised date: 2022-11-03

Accepted date: 2022-12-23

Online published: 2022-12-27

Supported by

National Natural Science Foundation of China(12172296);Open Project of Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism(2021XGD)

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摘要

系统地开展了高速飞行器大面积热防护部位用轻质高效防热涂层烧蚀机制与性能预报方法研究。利用石英灯辐射加热设备，开展了硅橡胶基涂层的高温热环境考核试验，分析了高温下材料微结构演化规律，阐明了烧蚀防热机制。考虑材料烧蚀、相变、扩散等过程引起的多种吸热机制，基于质量和能量守恒原理，结合边界层空气动力学关系和材料内部热传导方程，建立了硅橡胶基涂层的烧蚀和热响应耦合预报模型。模拟了硅橡胶基防热涂层典型热环境工况下的表面烧蚀和内部传热过程，获得了材料内部的热响应特性，分析了硅橡胶基涂层的防热、隔热性能，预报值与试验值吻合较好，证明了模型的准确性。本模型可用于烧蚀型防热涂层精细化设计与性能预示。

关键词： 防热涂层; 硅橡胶; 烧蚀机制; 热分解特性; 烧蚀-热响应耦合模型

本文引用格式

时圣波 , 雷宝 , 张云天 , 胡励 , 李茂源 , 梁军 . 硅橡胶基防热涂层烧蚀和热响应特性预报方法[J]. 航空学报, 2023 , 44(23) : 428141 -428141 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2022.28141

Abstract

The prediction method of both ablation mechanism and properties of light-weight， high-efficient thermal protection coatings for moderate thermal environment of high speed aerospace vehicles are systematically studied. The high-temperature thermal environment test of a thermal protection coating with silicone rubber was carried out using quartz lamp radiation heating equipment. The evolution law of microstructure for the material under high temperature was analyzed. The ablation and thermal protection mechanism were clarified. Based on the principles of mass and energy conservation， a coupled prediction model of ablation and thermal response for thermal protection coatings with silicone rubber was established by combining with aerodynamic relationship of boundary layer and heat conduction equation of internal materials. In the model， various heat absorption mechanisms caused by the process of ablation， phase transition and gas diffusion were considered. The surface ablation and heat transfer of the thermal protection coating with silicone rubber were simulated under a typical heat flux condition. The thermal responses of the material were obtained， and the thermal protection and insulation properties of the thermal protection coating with silicone rubber were analyzed. Both the mass loss rate and back temperature from the developed model were in good agreement with the experimental results， which validated the coupling prediction model. This model has the potential to the applications of elaborated design and property prediction of ablative thermal protection coatings.

Key words： thermal protection coatings; silicone rubber; ablation mechanism; thermal decomposition characteristic; coupling model of ablation and thermal response

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