1、 装 备 环 境 工 程 第 20 卷 第 2 期 42 EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING 2023 年 2 月 收稿日期：20220420；修订日期：20220617 Received：2022-04-20；Revised：2022-06-17 作者简介：夏吝时（1984），男，硕士。Biography：XIA Lin-shi(1984-),Male,Master.引文格式：夏吝时,杨海龙,那伟,等.飞行器隔热瓦 1 200 性能测试中接触热阻影响仿真与验证J.装备环境工程,2023,20(2):042-049.XIA Lin-shi,YANG Hai-
2、long,NA Wei,et al.Simulation and Verification of Effects of Contact Thermal Resistance on Performance Test of Aircraft Thermal Insulation Tile at 1 200 J.Equipment Environmental Engineering,2023,20(2):042-049.飞行器隔热瓦 1 200 性能测试中接触热阻 影响仿真与验证 夏吝时1，杨海龙2，那伟1，杨凯威1，孙波1，石宝丽1（1.北京航天长征飞行器研究所，防隔热实验中心，北京 100076
3、；2.航天材料及工艺研究所 先进功能复合材料技术重点实验室，北京 100076）摘要：目的目的 建立统一的飞行器隔热材料性能测试标准。方法方法 利用数值方法对飞行器隔热瓦 1 200 热环境性能测试中的传热模型进行计算。设计 3 种不同热导率和表面粗糙度的绝热材料隔热性能对比试验。在考虑接触面间凹凸点完全接触导热、接触间隙介质导热和相邻界面辐射传热联合作用时，能够获得与实测数据基本一致的计算结果。结果结果 试验证明，接触热阻是导致实测数据与理想传热结果相悖的主要原因。获得了接触热阻条件下热扩散系数随传热过程的变化关系，定量得到了相同测试条件下给定的 3 种不同热导率与粗糙度底部绝热材料对隔热性
4、能测试结果的影响。结论结论 测试结果存在较大偏差的主要原因是表面粗糙度所致，两接触面在高温条件下更有利于热流传播。研究结果可为飞行器热防护系统设计与性能考核试验方案的确定提供重要参考依据。关键词：接触热阻；隔热材料；试验测试；传热过程；数值模拟；陶瓷隔热瓦 中图分类号：V416.5 文献标识码：A 文章编号：1672-9242(2023)02-0042-08 DOI：10.7643/issn.1672-9242.2023.02.006 Simulation and Verification of Effects of Contact Thermal Resistance on Performa
5、nce Test of Aircraft Thermal Insulation Tile at 1 200 XIA Lin-shi1,YANG Hai-long2,NA Wei1,YANG Kai-wei1,SUN Bo1,SHI Bao-li1(1.Thermal Protection Experimental Center,Beijing Institute of Space Long March Vehicle,Beijing 100076,China;2.National Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Func
6、tional Composites Technology,Aerospace Research Institute of Materials&Processing Technology,Beijing 100076,China)ABSTRACT:The work aims to establish a unified performance test standard for aircraft insulation materials.The heat transfer model of aircraft insulation tile in thermal environment perfo
7、rmance test at 1 200 was calculated by the numerical method.A comparative test of thermal insulation performance of three kinds of thermal insulation materials with different thermal conduc-tivity and surface roughness was designed.The calculated results were basically consistent with the measured d
8、ata when the combined effects of complete contact heat conduction between the concave and convex points,heat conduction of the contact gap medium and radiation heat transfer of the adjacent interface were considered.It was proved that the contact thermal resis-第 20 卷 第 2 期 夏吝时，等：飞行器隔热瓦 1 200 性能测试中接触
9、热阻影响仿真与验证 43 tance was the main reason for the inconsistency between the measured data and the ideal heat transfer results.The relationship between thermal diffusivity and heat transfer process under the condition of contact thermal resistance was obtained,and the ef-fect of three different thermal
10、conductivity and roughness bottom insulation materials on thermal insulation performance was quantitatively obtained under the same test conditions.It is concluded that the main reason for the large deviation of test results is the surface roughness.The two contact surfaces are more favorable for he
11、at flux propagation at high temperature.The re-search results can provide an important reference for the design of aircraft thermal protection system and the determination of performance test scheme.KEY WORDS:contact thermal resistance;insulation materials;experiment test;heat transfer process;numer
12、ical simulation;ceramic insulation tile 在大国竞争背景下，全球都将高超声速飞行技术视为现代化高端军事能力建设的核心。随着飞行距离和飞行速度的不断增加，飞行器所处服役环境越来越恶劣，气动加热导致的高温效应使得飞行器局部热环境长时间超过 1 000，因此安全可靠的热防护系统是保证其生存能力和战术目标实现的有效途径1-3。隔热瓦区别于热解烧蚀防热材料4，在美国 X 系列飞行器上的应用已显示出了优异的隔热性能和可重复使用性5-6。NASA 及其研究中心一直开展对现有隔热瓦的性能改进研究，国内航天材料及工艺研究所、北京航空航天大学、国防科技大学、山东工业陶瓷研究设
13、计院、解放军后勤工程学院等科研院所也在开展新型高效隔热瓦的研究7-10。在隔热瓦性能不断提高、工艺不断改进、成本逐步降低的过程中，对产品性能测试的准确性也提出了更高要求。由于目前国内外对飞行器用高性能隔热瓦没有统一的测试方法和标准，使得在相同测试热环境下的同一测试件温升响应过程及末时刻背温会受到边界条件的影响，导致测试结果产生较大相对误差。在不统一测试条件的情况下，将严重影响测试结果的可信性和可比性11。在对大量可重复使用飞行器隔热瓦 1 200 热环境长时间隔热性能测试数据统计后发现，同一测试件在相同试验条件、不同底部绝热材料边界下，测试结果存在较大差异。为定量对比测试结果间差异，利用数值方
14、法对飞行器隔热瓦热环境测试中的传热模型进行了计算，得到了接触热阻条件下热扩散系数随传热过程的变化关系。设计了底部绝热材料分别为纳米隔热材料12（纳米级骨架 SiO2气凝胶隔热瓦）、刚性隔热瓦和柔性隔热毡（柔性多晶氧化铝纤维隔热毡）的 3 000 s 长程比对试验，验证了计算结果的准确性和合理性。实测三者间的最大相对偏差达到 22.92%，该偏差是由底部隔热材料热导率、比热容等参数和表面粗糙度共同作用的结果，其中底部绝热材料表面粗糙度的影响较材料物性参数更大，证明接触热阻是导致实测数据与理想传热结果相悖的主要原因。国内外众多学者已对接触热阻进行了广泛的理论和试验研究，理论上有弹性 G-W、低载荷
15、 BGT、表面粗糙度 ASPERSIM 等接触热阻预测模型，试验上也可通过接触/非接式、瞬态/稳态等方法对其进行测量，还可通过数值建模进行分析研究13-17。由于理论模型中大量参数需由试验结果统计确定，试验和数值建模过程需对大量数据进行测量和修正，在实际工程应用中具有较大难度，因此本文仅对接触热阻在飞行器地面热环境试验中产生的影响进行分析与验证，以期对飞行器热防护系统地面试验标准的建立提供参考依据。1 模型与材料 1.1 计算模型 接触热阻是由于机械加工精度限制导致 2 固体接触面间离散接触，接触间隙引起的热流线收缩产生的附加阻力。微观上，2 固体表面间相互接触时因粗糙度而产生的接触热阻将阻碍
16、热流传播18。传热模型结构如图 1 所示。由于测试件质量较轻，因此与底部绝热边界接触时的相互作用力较小而未发生完全接触，在未完全接触的部分会形成接触间隙，间隙中充满空气或其他介质而产生附加热阻19。热量在接触界面间凹凸点完全接触的部分通过热传导传递，在接触间隙通过热辐射和空气热传导共同传递，如图 2 所示。图 1 传热模型结构 Fig.1 Structure of heat transfer model 44 装 备 环 境 工 程 2023 年 2 月 图 2 接触面传热 Fig.2 Heat transfer at contact surface 由于接触面间附加接触热阻改变了测试件和绝热边界间的实际热导率20-22，因此在已知测试件热导率 1的前提下，将接触间隙空气热导率 2和绝热材料热导率 3叠加得到接触面当量热导率 s，由式（1）表示。多层材料当量热导率 由测试件热导率 1和接触面当量热导率s组成23。材料物性参数24-26见表1。23s23=+(1)在无内热源的传热过程中，材料内部热传导控制方程为：222222pTTTTtCxyz=+(2)式中：为材料密度，kg/m3；为多
