轻质复合材料高温隔热性能.pdf

复 合 材 料 学 报第 28卷?第 1期?2 月?2011年A cta M ateriae Compositae SinicaVol?28No?1February2011文章编号:1000-3851(2011)01-0008-07收到初稿日期:2010-02-04;收到修改稿日期:2010-05-27基金项目:中国科学院知识创新工程重要方向项目(YYYJ-0808-2)通讯作者:张伟刚,博士,研究员,主要从事高温复合材料与热喷涂技术研究?E?mail:wgzhang .轻质复合材料高温隔热性能蔺晓轩1,2,沈志洵1,2,魏?玺1,张伟刚*1(1.中国科学院 过程工程研究所,多相复杂系统国家重点实验室,北京 100190;2.中国科学院 研究生院,北京 100049)摘?要:?设计了一套隔热材料高温(1200?)隔热效果的测试装置,可对隔热材料进行快速、低成本的有效测试和筛选。采用本装置在材料热面中心温度为 1600?10?时,考察了碳/酚醛复合材料和 ZrO2纤维板材料背部升温历程,评价了 2 种材料的隔热性能,并采用有限差分法数值模拟了 ZrO2纤维板材料背部升温历程,预测其有效导热系数。研究表明,在加热初期 400 s 时间内,碳/酚醛复合材料的隔热性能优于 ZrO2纤维板的隔热性能,后期则相反;ZrO2纤维板的隔热性能与体积密度有关,有效导热系数随温度升高而非线性地增大。关键词:?轻质复合材料;高温隔热性能;碳/酚醛;ZrO2纤维板;等离子弧发生器中图分类号:?TB332?文献标志码:?AHigh?temperature thermal insulation performance of light mass compositesLIN Xiaoxuan1,2,SHEN Zhixun1,2,WEI Xi1,ZHANG Weigang*1(1.State Key Laboratory of Multi?Phase Complex System,Institute of Process Engineering,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190,China;2.Graduate School of Chinese Academy of Sciences,Beijing 100049,China)Abstract:?A device for thermal insulation performance of high?temperature materials was designed and establishedto test light mass thermal insulation materials via a rapid and simple procedure.The thermal insulation performanceof carbon fiber/phenolic composite and ZrO2fiberboard were tested by this device when the temperature at the centerpoint of hot face was 1600?10?.The heat transport process of ZrO2fiberboard was numerically simulated byfinite?difference method,and the effective thermal conductivity was also predicted.The results show that thermalinsulation performance of carbon fiber/phenolic composite is better than that of ZrO2fiberboard from the beginningof test to 400 s,while the thermal insulation performance of ZrO2fiberboard is better from 400 s to the end of test.Thermal insulation performance of ZrO2fiberboard is affected by the bulk density,and the effective thermalconductivity of ZrO2fiberboard increases nonlinearly with the elevated temperature.Keywords:?light mass composites;high?temperature thermal insulation performance;carbon fiber/phenolic;ZrO2fiberboard;plasma arc generator?高超音速航天器再入时,将受到严重的气动加热 1-2,为避免机身再入时不被气动热焚毁,保证内部器件在适当的温度范围内正常工作,需要采用高效隔热材料与技术 3-5,阻止外部热量向结构内部传递。现有的高温隔热材料有相变隔热材料、无机纤维多孔材料、颗粒型隔热材料等多种材料 6。多孔材料 ZrO2纤维板和相变隔热材料碳/酚醛复合材料耐温高、质量轻、可靠性好,逐渐成为轻质化结构和防热结构的主要材料 7-10。考察上述材料的隔热性能,常规的方法有静态热导率测试和动态隔热性能测试 10-12,分别以热导率和材料热面在一定的温度作用下的冷面温升作为评价材料隔热性能的指标。但对于隔热材料高温隔热性能的优劣评定,必须创造符合这种材料的使用环境,并且在此环境下进行考核,通常是将隔热材料附着于热结构材料上进行整体系统的高超声速风洞测试 13-17。目前,国内外拥有 60 余座高超声速风洞,而在国内喷管出口直径达到 500 mm 量级的高超声速风洞只有 3 座 18。采用高超声速风洞测试可以获得材料较为全面的技术数据,但其具有明显的不足,如价格昂贵、仪器复杂、能耗量巨大、测试成本昂贵等 19。另外国内现有的风洞试验设备的加热运行时间满足不了长时间飞行的新型飞行器的需求 20。以上不足大大限制了通过高超声速风洞试验来检测隔热材料超常服役环境下的隔热性能。鉴于上述高超声速风洞测试中的问题,本文中设计了一套操作容易、测试成本低、能耗小的特种隔热材料高温隔热效果的快速测试装置,利用该装置,在同一实验条件下评价了碳/酚醛复合材料和ZrO2纤维板的隔热性能。另外,针对隔热材料在服役环境下的热物性数据非常缺乏的问题,以有限差分数值模拟为手段预测 ZrO2纤维板材料的有效导热系数,试图为工程应用提供材料的热导率数据。1?实?验1.1?实验材料实验材料选用航天科工集团提供的碳/酚醛复合材料和 ZrO2纤维板,具体规格见表 1。1.2?实验装置采用本研究组发明的特种材料高温隔热效果快速测试装置进行测试,图 1 是该装置示意图。该装置由红外测温模块、等离子体快速加热模块、等离子体控制模块、数据实时采集模块、数据显示及分析模块、测试样品台架、高温热电偶阵列模块及测试样品装置等部分集成。测试样品装置由测试材?料、热流阻挡层以及阶梯状耐烧蚀片组成。耐烧蚀片为阶梯式圆台状,总厚度 5 mm,底部直径8 mm,将其嵌入热流阻挡层中心,底部与测试试样接触。耐烧蚀片选用本研究组制备的 ZrB2-SiC 复相陶瓷 21,其作用是防止测试材料由于高温高流速冲蚀而过早失效,且相对的高热导率使其热量较快地传至测试材料。热流阻挡层选用镁铬耐火砖,直径110 mm,厚度 5 mm,中心为阶梯状凹槽,其作用是防止高热流、高流速的等离子体通过对流传热将热量传输到测试材料的表面并进一步烧毁后端的测试装置。高温热电偶阵列紧贴于测试材料背面,其排列呈!十字形,热电偶之间间距 9 mm,本文中测试结果选取从试样中心到边缘其中一个方向的 6个测温点。热电偶为高温钨铼热电偶。实时采集的材料背部升温数据(各处随时变化温度)由数据采集模块收集,通信至数据显示及处理模块。采用 APS-2000 型等离子喷涂设备的等离子弧发生器产生压缩等离子电弧为热源,其具有能量集中、温度高(7000 30000?)、燃烧稳定、气氛可控的特点,便于实现快速、可控加热。通过调节等离子加热装置的功率、H2的流量以及等离子体喷嘴与耐烧蚀材料之间的距离来控制热量输入端的温度及输入的热量。耐烧蚀片热 端温度采用 MarathonMM1MH 型红外在线式点温仪实时采集数据。当热交换达到平衡时,由热电偶所测得的材料背部升温历程判断测试材料的传热行为及隔热效果。图 1?特种材料高温隔热效果快速测试装置示意图Fig.1?Schematic diagram of testing device for thermal insulation performance of high?temperature materials表 1?测试材料的规格和密度Table 1?Density and size of the test samplesSamplesTypeDiameter/mmT hickness/mmMass/gDensity/(kg#m-3)ACarbon/phenoliccomposites1009.8110.31400BZrO2fiberboard1009.886.31100CZrO2fiberboard10010.055.0700DZrO2fiberboard10010.046.6600#9#蔺晓轩,等:轻质复合材料高温隔热性能1.3?实验步骤将用高温粘结剂粘结到一起的耐烧蚀片、防热流层以及测试材料经由螺栓固定在测试台架上,其中耐烧蚀片背面中心与测试材料热面中心接触位置安置钨铼热电偶,考察测试材料热面中心温度。安装固定好样品,调节红外测温点,将热电偶阵列紧靠于测试材料的冷面并打开循环冷凝装置,然后打开等离子体加热模块电源,调节等离子喷嘴与耐烧蚀片之间距离、H2流量及输入功率控制耐烧蚀片的温度和材料热面温度,使材料热面中心温度恒定在 1600?10?,当测试材料背温中心温度速率小于 2?/min,认为热交换达到准平衡,停止等离子加热,并关闭系统电源,传热过程测试完毕。2?结果与讨论2.1?实验结果表 2 是材料隔热测试的结果。其中试样 A 的测试条件是耐烧蚀片温度为 1900?30?,试样热面中心温度恒定为 1500?10?;试样 B、C、D 的测试条件是耐烧蚀片温度为 1850?20?,试样热面中心温度恒定为 1600?10?;采用本研究组设计的高温隔热效果快速测试装置,分别对碳/酚醛复合材料、ZrO2纤维板等进行隔热性能的实验研究评价,测温点包括耐烧蚀片温度、隔热材料热面中心温度和背面温度等,实验测得试样 A D 的升温历程及温度分布如图 2(a)2(d)所示。表 2?试样 A D隔热测试结果Table 2?Experimental results of thermal insulation test of sample A DSamplesThickness after test/mmM ass after test/gMaximum backtemperature/?Minimum backtemperature/?Heating time/sA9.974.2450159600B9.985.9305154520C10.154.1260144500D10.544.4270152500图 2?试样 A D 的升温历程及温度分布Fig.2?Heating history and temperature distribution of sample A D#10#复 合 材 料 学 报?试样 A 测试过程中耐烧蚀片最高温度为 1900?,达到准稳态时试样热面中心温度为 1500?。试样 A在加热时间 500 s 附近达到准稳态,试样 A 背部中心区域温度达到准稳态时达到 450?。由于碳/酚醛复合材料在加热过程中树脂基体的热分解反应和发汗填料脱去的结晶水汽化、蒸发等效应,材料失重率为 32.7%。试样 B、试样 C 和试样 D 为不同密度的 ZrO2纤维板,测试过程中耐烧蚀片最高温度为 1850?。达到准稳态时试样热面中心温度为1600?,试样 B在加热时间为 450 s 附近达到准稳态,试样 C 和试样 D 在加热时间为 400 s 附近达到准稳态,试样B、试样 C 和试样 D 背部中心区域温度达到准稳态时达到 305、260、270?。2.2?碳/酚醛与 ZrO2纤维板隔热性能试样 A 在加热前 400 s 试样背部升温缓慢,在400 s 时刻试样 A 背部中心温度为 160?,试样 B的背部中心温度为 230?,在这个阶段,试样 A 隔热效果优于试样 B,这是由于温度上升到树脂的热分解温度时,试样A 中树脂开始热分解吸热并生成热解层和碳化层,热解气体向外逸出并带走热量,从而提高其隔热性能。加热400s后试样A 背部迅速升温并达到准平衡,在达到准稳态时,试样 A 背部中心温度为 450?,试样B 的背部中心温度为 305?。在这个阶段,试样 B隔热效果优于试样 A,这是由于在加热后期试样 A高温区域的树脂逐渐消耗完全,形成稳定的碳化层,通过材料热解散去的热量减少从而降低了试样A 的隔热性能。在耐烧蚀片为 1850 1900?的条件下,试样A 热面中心温度为 1500?,低于试样 B 的热面中心温度 1600?。这是由于在实验过程中试样 A 热解带走大量热量,且自身隔热性能的下降,导致更多的热量传至试样背部,而使其热面中心温度低于试样 B 的热面中心温度。图 3(a)、3(b)、3(c)是试样 A 测试前后表面形貌。从图中可以看出,试样 A 的形貌烧蚀前后发生了显著的变化,试样 A 被碳化。图 3(c)是试样 A冷面形貌,其表面中心区域有大量的黑色液滴状物质,这是由于发汗填料脱去结晶水,液体随气体逸出使试样背面所致。图 3(d)、3(e)是试样 B 测试前后表面形貌,试样 B 的形貌烧蚀前后基本无变化,但经测试后材料强度下降且易碎。2.3?不同密度 ZrO2纤维板隔热性能试样 C 比试样 B 的密度小,其达到准稳态时背部中心温度低,背部中心温度分别为 260和 305?。试样 C 的隔热性能较好,这是由于致密固体的导热系数均高于静止空气的导热系数,试样 C 体积密度低,单位体积内固体物质含量少、导热系数低,其隔热效果更好。试样 D 比试样 C 的密度小,但两者隔热效果差别并不明显,达到准稳态时背部中心温度分别为270 和260?,这是由于 ZrO2纤维板的热导率并不是随着体积密度的下降而一直下降。随着体积密度下降气孔平均尺寸会增大,气孔的数量会增多,单位长度的固体界面数减少,这些会增加气孔内空气的辐射传热。随着温度的升高辐射传热在整个热传导中所占的比例会越来越大,试样 D 的单位体积密度低,随着温度的升高其导热系数增长快。试样 C 和试样 D 在加热 400 s 后到达准稳态,比试样 B 更早到达准稳态,原因是固体的内部温度不仅取决于材料的热导率,也取决于材料的导温系数?=?/Cp,由于试样 B 的体积密度大,导温系数小,热量更慢地到达材料背部,从而较慢地达到准稳态。所以,ZrO2纤维板的隔热能力与其体积密度?图3?试样 A 和试样 B 测试前后的形貌Fig.3?M orphologies of sample A and sample B before and after test#11#蔺晓轩,等:轻质复合材料高温隔热性能表 3?不同温度下试样 B 的热容Table 3?Heat capacity of material B in different temperatureT/K3005007009001100130014001500Cp/(J#(kg#K)-1)456.96550.39585.00606.43623.33638.13637.17604.89图4?试样 B 的热面和背面的中心温度分布Fig.4?Heating history of the front and back face of sample B at the center zone有关,过高或过低的体积密度均会降低其隔热性能。2.4?ZrO2纤维板的导热系数预测ZrO2纤维板是多孔介质,其内部传热机制非常复杂,涉及固相和流体相的热传导以及它们之间的对流换热,而且在高温下,固体骨架表面之间的辐射换热不容忽视,其表现出来的综合传热的表现效果通常用有效导热系数来描述。由于 ZrO2纤维板气孔和气孔通道小,气流阻力非常大,因而材料内气体热对流可以忽略不计。采用有限差分方法,对热传导方程进行求解:Cp!T!t=?2T!x2+!2T!y2+Sk(1)式中:为密度;Cp为比热容;?为有效热导率;Sk为源项,包含辐射源项。以试样 B 为例,材料的综合传热效果用有效导热系数来描述,忽略材料升温过程中的热膨胀因素,采用 Discrete Ordinates(DO)辐射模型,材料表面辐射散热,与空气温度场耦合。材料密度为1100 kg/m3,测得试样 B 不同温度下的热容见表 3,图 4(a)为材料高温面中心温度 T2 的升温历程拟合成的多项式函数曲线,将其设为边界和初始条件。图 4(b)为不同有效热导率条件下,数值模拟材料背部中心温度 T 3 的升温历程。在有效热导率为常数 0.05、0.1、0.2 W/(m#K)时,数值模拟的材料背部中心升温历程与实际升温不吻合,而实验中材料的有效热导率是随着温度而变化的,从图中可看出,在本文的测试条件下材料热导率的大小对材料背部升温历程的影响很大。图 5 为试样 B 背部中心温度 T 3 升温历程的数值模拟结果与实际升温历程趋势一致时,试样 B 有效热导率与温度的关系曲线图。温度低于 1200?时,固体骨架表面之间的热辐射表现不明显,传热方式主要是热传导,曲线平坦。随着温度的升高,热导率曲线变陡峭,主要是热辐射大大增强。温度越高,热辐射越强,且与绝对温度的 3 次方成正比。所以,在材料体积密度一定时,材料的热导率随温度的升高而升高,且温度越高,热导率变化越大。图 5?试样 B 热导率与温度的关系Fig.5?Relationship between thermal conductivity andtemperature of sample B#12#复 合 材 料 学 报3?结?论(1)采用本研究组发明的特种材料高温隔热效果快速测试装置,实现对候选隔热材料进行快速、低成本的有效测试以及筛选,等离子体加热模块的运行时间大于 600 s,可作为高超声速风洞测试隔热材料的有效辅助手段。(2)发现碳/酚醛复合材料和 ZrO2纤维板隔热机制不同,碳/酚醛复合材料隔热主要由于树脂的热分解吸热,而 ZrO2纤维板隔热是由于材料本身的低热导率。碳/酚醛复合材料在加热 400 s 后,由于高温区域的树脂逐渐消耗完全形成稳定的碳化层,通过材料热解散去的热量减少,使其隔热性能迅速降低。(3)采用有限差分数值模拟法模拟了 ZrO2纤维板材料背部升温历程,预测其有效导热系数。在材料体积密度一定时,ZrO2纤维板的有效导热系数随温度升高而非线性增大,且温度越高,热导率变化越大。ZrO2纤维板的隔热能力还与其体积密度有关,过高或过低的体积密度均会降低其隔热性能。参考文献:1?Culler A J,Crowell A R,McNamara J J.Studies on fluid?structural coupling for aerothermoelasticity in hypersonic flow J.AIAA Journal,2010,48(8):1721-1738.2?傅恒志.未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋向 J.航空材料学报,1998,18(4):52-61.Fu Hengzhi.Challenge and development trends to future areoengine materials J.Journal of Aeronautical Materials,1998,18(4):52-61.3?Soyris P,Foucault A,Parenteau J M,et al.C/SiC basedrigid external thermal protection sy stem for future reusablelaunch vehicles:Generic shingle,pre?X/FLPP anticipateddevelopment test studies C 13th International Space Planesand Hypersonic Systems and T echnologies 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compositesdiscontinuous reinforcementfabrics/textilesfibresfoamsglass fibresglasseshoneycombhybridintermetallicslamina/plylaminateslayered structuresmetal?matrix compositesmoulding compoundsnano?structuresparticle?reinforcementplatespolymer(textile)fibrepolymer?matrix composites(PMCs)preformprepregrecyclingresinssmart materialsstrandtapethermoplastic resinthermosetting resinthin filmstow3?dimensional reinforcementwoodyarnB:PROPERTYadhesionanisotropybucklingchemical propertiescorrosioncreepcure behaviourdamage tolerancedebondingdefectsdelaminationdirectional orientationelasticityelectrical propertiesembrittlementenvironmental degradationfatiguefibre/matrix bondfracturefracture toughnessfragmentationhardnesshigh?temperature propertiesimpact behaviourinterface/interphaseinternal friction/dampingmagnetic propertiesmechanical propertiesmicrostructureoptical properties/techniquesphysical propertiesplastic deformationporosityresidual/internal stressrheological propertiesstrengthstress concentrationsstress relaxationstress transfersurface propertiesthermal propertiesthermomechanicaltransverse crackingvibrationwearwettability(下转 36 页)#14#复 合 材 料 学 报