《表1 6 U型管内部液芯分布[98]》

  提示：宽带有限、当前游客访问压缩模式

本系列图表出处文件名：随高清版一同展现

《可重复使用热防护材料应用与研究进展》

1. 获取 高清版本忘记账户？点击这里登录

1. 下载图表忘记账户？点击这里登录

如表13所示[93-94]，烧蚀材料由于具有广泛的应用经验，在适用性、材料易获取性及工艺成熟度上最佳，但由于需要每次更换，因而其在整个航天飞机运行计划中的相对费用将变得非常巨大。以热管热防护方案为代表的可重复使用方案，则可以大幅降低总体费用，成为后续备选方案。其中，早期的热管式方案虽然在重量上存在明显不足（超重约40%），但相对于C/C及金属前缘结构而言，其可将前缘温度维持在一个相对低的水平，具有更大的选材范围，且在经济性、工艺成熟度及后期的可检修性上均具有一定优势，因而具备较好的应用可行性[94]。如图37所示，在此基础上，MDAC完成了航天飞机热管式翼前缘1/2缩比件的制备及试验考核[95]。结构上，这种多根热管排列形成阵列的布局模式可大幅度降低翼前缘的制造难度，便于最终组装前的检修，且容许少数热管失效后仍然不影响整个系统的正常工作。可有效保证航天飞机再入过程中前缘温度维持在高温合金蒙皮的许用范围内。如表14[96]所示，翼前缘在采用热管热防护方案时的设计工作温度在900～1 000℃左右，属于高温合金的工作温度范围。通过对高温合金耐温性、密度、高温抗氧化性以及价格的综合评估[95]，钴基合金Hastelloy X被选为蒙皮及管壁材料。与此同时，由于钠在该使用环境下相比于铯、钾、锂等金属拥有更好的相容性、工作气压、易启动性、经济性以及最低的危险性，而被选为工质[96]。液芯结构的选择上，管壁上带有开槽的结构模式拥有最好的传输特性（图38(a）和图38(d）），其次是多层筛芯或堆芯结构（图38(b）和图38(c）），但由于管壁太薄（见表15[97]）、开槽工艺难度大，且不同结构之间重量差异小，故最终采用了制造难度最小的多层多孔不锈钢筛芯交叠的结构模式。随后，1/2缩比件在多次加热循环中保持了良好的稳定性和热疏导效果，可使驻点温度降低数百摄氏度，且不受长时储存（3年）的影响[97]。