第1章热结构的概念与特性
1.1高超声速飞行器热结构概念
通常来说，在高温下完成力学承载功能的结构称为热结构。高超声速飞行器的热结构主要包括两类，即处于发动机高温内流场的高温结构和位于飞行器外流场内的飞行器表面热防护结构。
发动机内的典型热结构包括以下几部分： 火箭发动机的喷管结构，具体包括接头、喉衬、喷管等；超燃冲压发动机的进气口、燃烧室、喷油支板、喷管等；涡轮发动机内的高温涡轮叶片、导向叶片、燃烧室内壁等。
表面热结构包括大面积热防护面板、机翼前缘与头锥结构、控制面结构等，既承担防热功能又承担结构载荷。相比于防隔热+冷结构概念，热结构体积效率高，常用于空间狭小且承载需求较为突出的结构部位。
本书的研究重点为具有承载、维型功能的非/微烧蚀热防护结构。当然，随着热防护结构效率要求的提高，材料与结构的界限也日趋模糊，材料与结构呈现为一体化趋势，材料不再是均质各向同性的，即便从宏观的尺寸看，材料也可能是由内部多种材料及结构组成的集成体，如增韧单片纤维增强抗氧化复合材料（toughened unipiece fibrous reinforced oxidationresistant composite， TUFROC）［1］。热结构本身除了具备结构性的承载功能以外，同时兼具材料的防隔热性能和其他功能。
相比于服役温度条件在室温附近的冷结构，热结构的*本质特点在于： 高温服役环境使得材料力学性能劣化并且产生明显的热应力效应。进一步深入理解热结构的特点，可以从结构概念的服役环境与载荷、一般设计要求及热结构材料三个层面出发。1.1.1服役环境与载荷
与一般的飞行器结构类似，热防护结构在整个寿命周期内需要经历地面环境、发射或起飞环境、近空间环境等。这些环境会在结构系统中形成惯性过载、低频瞬态载荷、冲击载荷、随机振动与噪声载荷等。与一般飞行器结构的典型区别是，热载荷带来温升与温度梯度，也是主要的设计载荷。从热载荷的来源区分，发动机热结构与表面防热结构有明显的不同： 火箭发动机、超燃冲压发动机、涡轮发动机以及上述发动机的组合动力发动机目前主要依赖燃料化学能，其中存在化学能向热能的中间转化，引起温度升高；大气层内，在高超声速飞行器表面，来流通过激波压缩或黏性阻滞减速，导致大量动能转变成热能。
高温除了对结构产生严重的加热作用外，气体混合物会在高温环境下发生能量激发、离解、电离、电子激发等复杂的物理化学反应，与表面材料发生强烈的非线性耦合作用。在高温、超高温条件下，表面材料很容易与环境中的氧气发生氧化、烧蚀；在发动机内流场中，还存在颗粒物侵剥蚀等，会使热结构外形发生变化，直接影响飞行器综合性能，甚至导致飞行失败。与此同时，高速飞行条件下边界层内、发动机燃烧内流场的非定常扰动会都形成显著的气动噪声载荷，激励结构振动，相应的热结构需要经历热/力/噪声/振动的耦合载荷，给热结构设计与分析带来显著的挑战。
热防护结构的技术能力对飞行器的性能、弹道以及气动外形都有着决定性的影响，辐射平衡温度和暴露时间是热防护结构设计的两个关键因素［2］，图1.1给出了不同温度、不同热载荷条件下的几种典型热防护结构方案。
图1.1热载荷与高超声速飞行器结构特征之间的关系［35］
1.1.2一般的设计要求
热结构的*核心功能是在高温下承载，并保持结构强度。从功能、性能及约束三方面分析，其设计要求通常应包括以下内容。
1） 功能要求
在服役环境下，热防护结构应能够耐受飞行环境（防热），并使得结构内部的温度低于有效载荷及其他结构系统的服役温度（隔热）。
对于可重复使用的热防护结构，需要维持稳定的气动外形，对于烧蚀型热防护结构而言，需要维持稳定的烧蚀，保持飞行器的气动特性不发生改变（维形）。
对于防热/承载一体化结构，需要在高温下实现结构承载、提供构型（承载）。
功能结构，如红外窗口还要求窗口的温度与应变均匀，动密封结构需要保证控制面反复移动的密封结构保持良好的回弹与密封特性。
图1.2热防护系统的功能特点总之，热防护结构既要耐受气动热环境（防热），又要维持结构内部温度不高于有效载荷的耐温极限（隔热）；热防护结构既是一种功能系统，更是一种集防热、隔热、结构承载与维形、载荷传递等多功能于一体的结构系统。热防护系统的功能特点见图1.2。
2） 性能要求
为保证热防护结构能够承受飞行器在各种工况下，如地面操作、运输、飞行、返回着陆等过程中的热、力、噪声与振动载荷，则要求热防护结构自身具有足够的刚度、强度与稳定性。其中，强度要求指结构不因过大的应力产生结构破坏；刚度要求指结构不产生有害变形；稳定性要求指结构在压缩载荷下不发生屈曲失稳。
3） 设计约束
热防护结构设计中*重要的约束即结构质量、体积等所体现的结构效率，以及结构可靠性。对于承载式热防护结构，其材料应能够在服役温度下保持良好的力学性能与抗氧化性。热防护结构还需要满足环境相容性，即在飞行环境中面临潮湿、雨蚀、盐雾等环境，保证结构功能的完整性。与此同时，在结构设计中还要考虑热防护结构的可维护性、可生产性等因素。
热结构设计应满足一般机械结构的强度、刚度设计基本原则，但相比于一般的机械结构，热防护结构通常需要经历极端的热、惯性、噪声、振动耦合载荷或环境，其结构设计与分析面临一些特殊问题，包括以下几个方面。
（1） 热应力问题突出。极端热环境会引起结构显著的温升与热梯度，冷热结构之间、不同结构之间的变形失配会在结构中引起显著的热应力。一般来说，结构的热应力与飞行条件所确定的准静态载荷是热防护结构强度设计的主要载荷，且结构热环境引起的应力通常要大于惯性载荷引起的应力。
（2） 多场耦合载荷作用效应明显。高速飞行环境存在明显的气动噪声，为了减重，热防护结构采用薄壁结构，对气动载荷和结构振动尤为敏感，在大量的应力循环下结构可能出现疲劳劣化。热载荷下结构的温升会引起材料刚度性能的变化，同时引起热应力等内应力，会引起结构模态特性产生变化，与此同时噪声载荷存在宽频特征，这些因素都使得热/振动/噪声耦合载荷下结构的响应分析与设计存在明显的困难。
（3） 结构设计与环境载荷存在耦合。热防护结构位于飞行器表面，直接暴露于高超声速流场环境中。热防护结构的表面变形、催化、氧化等热物理、化学特性会影响流场的流动特性，进而引起环境热载荷的变化。热防护结构材料的损伤演化与载荷路径密切相关，尤其是在瞬态载荷条件下，热防护结构响应的准确分析尤为困难。
（4） 隔热性能与承载性能通常存在矛盾。提高结构隔热性能，通常需要采用低密度、低导热材料，减少冷热结构之间的连接，以降低结构的等效热导率。而提升结构的承载能力，往往需要运用密度相对较高、高温下承载性能较好的材料。在进行结构设计时，需要平衡结构的隔热性能与承载性能。
（5） 轻量化与高可靠性要求苛刻。减少结构重量意味着增加飞行器的有效载荷，热防护结构占据了飞行器的整个外表面，对重量十分敏感。与此同时，往往在飞行器气动外形确定后开展热防护设计，即从外表面向内开展结构设计，因为所能利用的容积空间有限，所以体积效率也是热防护结构设计关注的重要目标。与此同时，高速飞行环境的不确定性因素较多，对热防护结构的可靠性要求也较高。
总之，热防护结构的设计是在可靠性、轻量化及服役能力之间的平衡，不同热防护结构方案之间的一个简易设计原则是： 在完成目标情况下选择*轻、构型*简单的设计。1.1.3热结构材料
高超声速飞行器热结构的演变对材料的性能提出了越来越高的要求。结构设计通常需要高刚度、薄尺寸的材料，可以加工成复杂、组合的结构。而热结构设计通常需要高强度、低密度的材料，在更高的温度下能够保持理想的属性。
热防护结构主要涉及三类材料，即防热材料、隔热材料及高温承载材料。其中，防热材料起到抵御高超声速飞行环境下的高温、氧化、剥蚀，维持表面形貌不变或按要求变化，包括高辐射涂层材料、烧蚀防热材料、抗氧化复合材料等；隔热材料一般具有较低的热导率、热扩散系数、密度，在高温下吸收、阻止进入结构内部的热量，如纤维隔热毡与隔热瓦、气凝胶材料等；高温承载材料通常在高温下具备良好的刚度、强度等力学承载性能，如高温合金、热结构复合材料、超高温陶瓷等。
本书关注的重点是高温承载材料。图1.3给出了聚合物、金属、陶瓷三大类结构材料服役温度与比强度的包络线，从图中可以看出，在高于1200℃的高温环境下，保持轻质高强特性的材料主要有C/C、C/SiC和SiC/SiC等。碳化基体和陶瓷基体具有高耐热性，碳纤维、碳化硅纤维具有高强度、高刚度及耐热性，在高于大多数金属合金的熔化温度时，二者结合所形成的热结构复合材料的力学性能接近保持原来的水平。
图1.3结构材料的有效性能与温度关系
图1.4陶瓷基复合材料拉伸损伤过程
1轻微或无附加损伤；2横向丝束内部断裂；3交互丝束断裂且部分开裂；4开裂且微裂纹生长；5纤维断裂
热结构复合材料通常采用长纤维预制体，C、SiC或碳陶基体的引入通常需要在高温下进行，常用的制备工艺包括树脂浸渍裂解、化学气相沉积、反应熔融渗入等。由于上述制备工艺特点，热结构复合材料基体的填充性比树脂基复合材料基体差很多，通常存在大量的孔洞、缺陷等。高温制备后回到室温时，由于材料收缩、基体与纤维之间膨胀系数存在差异，基体中还会产生很多横向微裂纹。正是由于微结构的复杂性，热结构复合材料行为表现出非线性、多尺度损伤失效的特征（图1.4），且依赖于外载荷及其具体路径，材料性能的离散性较为明显。
1.2典型飞行器及其热结构的发展历程
一般认为，大于马赫数5速度飞行的飞行器称为高超声速飞行器。一代飞行器，一代材料，热防护系统是高速、高超声速飞行器所必需的关键子系统，热防护结构的发展与飞行器的发展休戚相关，二者相辅相成、相互促进［6］。
自1940年开始，各类高速/高超声速飞行器研究经历了几个兴衰阶段。1947年，美国X1的飞行速度*次超越声速。1963年，美国X15实现马赫数6.7速度飞行。2004年，X43A实现马赫数9.6的自主飞行。2010年，X51A计划验证了碳氢燃料超燃冲压发动机结合主动冷却技术的长时间飞行能力。2019年10月27日，X37B完成了第5次长期在轨飞行。高超声速技术*终聚焦在助推滑翔、高超巡航、天地往返三个主要技术方向。图1.5梳理了近年来国外主要高超声速空天飞行器的试飞和发展计划［7］。飞行器主结构材料从铝合金、高温合金向轻质复合材料方向发展，热防护技术也从热结构+隔热，到可部分重复使用热防护+冷结构，向可重复使用防/隔热/结构一体化方向发展，主/被动结合热防护技术也得到了较大发展。
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