相互接触的物体表面存在微小凹凸体，使得两个表面之间不完全接触，即使在很大的压力下，两接触表面的实际接触面积仅占名义接触面积的一小部分，未接触部位处于真空或气体占有状态，由于气体的热导率远小于接触点的热导率，接触面之间的热量通过实际接触点传递，导致通过物体的热流线在接触点附近收缩，从而引起该接触点的集中热阻，如图1所示。接触热阻是物体表面所有接触点集中热阻的联合效应［1］。
飞行器结构复杂，由于结构组件材料不同，不可避免地出现非一致接触，从而产生接触热阻，如飞行器蒙皮、隔热层与内饰板之间及发动机喷管喉衬、背衬之间。接触热阻是分析飞行器结构温度场的重要输入参数。随着航空技术的发展，高速、高推重比、高可靠性、长寿命等目标要求使得飞行器结构部件工作温度越来越高，尤其是发动机热端部件和机翼前缘等，其采用C/C、C/SiC等耐高温材料，承受的温度载荷高达1 500 ℃甚至更高，需要掌握更高温度下组件间的接触热阻数据，为热结构设计提供参考。
接触传热机理复杂，受材料物性、界面性质、环境温度、负载等众多因素影响，各影响因素间还存在耦合关系。国内外学者一直在探求预测接触热阻的理论方法或者半经验方法，试图通过接触表面参数、接触界面材料的性质和接触情况来预测接触热阻，但是从现有研究成果发现理论预测存在一定的难度，预测准确性不高，难以满足工程应用需求。
目前，通过测量接触热阻仍然是最直接、最有效的手段。国内外许多学者对接触热阻开展了试验研究。Vishal［1］提出了粗糙金属表面接触热阻预测模型，基于稳态法研制了接触热阻测量装置，利用该装置，获得了铝、铜和不锈钢等金属之间的接触热阻；张岩等［2］基于稳态实验法研究了低温液态金属接触热阻；孙佳等［3］研究了刚性陶瓷瓦隔热响应特性及接触热阻；宋晓倩［4］基于一维导热原理设计搭建实验系统，采用稳态法测量了航天器天线材料及结构各组件的热导率参数及界面接触热阻；牟健等［5］开展了真空低温环境导热填料界面接触热阻实验研究；王安良等［6］提出利用“叠片法”测量板间接触热阻，建立了测量系统并通过试验检验了该方法的可靠性；钱维扬［7］搭建了多孔介质金属泡沫传热热阻测定实验装置，并测得了泡沫铜的传热总热阻、骨架导热热阻以及表面接触热阻；韩雪峰［8］基于稳态法测量原理设计了接触热阻的测量装置；史林全［9］提出了高温条件下接触热阻的实验方案，利用高温接触热阻测试系统，测试了航空航天领域常用的结构材料如高温合金GH4169、C/C复合材料之间相互配对的接触热阻；陈孟君［10］基于轴向热流法建立了高温条件下接触热阻测试系统，测量了高温合金和陶瓷纤维复合材料在高温下的接触热阻；王宗仁等［11］采用自主研制的接触热导测试设备，开展了高温结构材料GH4169/K417在不同载荷和粗糙度下的接触热导试验研究；夏吝时等［12］研究了接触热阻对飞行器隔热材料性能的影响；刘冬欢等［13］自主搭建了一套高温接触热阻试验平台，并针对三维编织C/C复合材料与高温合金GH600在不同界面应力、界面粗糙度及界面温度下的接触热阻进行了试验研究。
从国内外学者对接触热阻的研究成果来看，大多研究工作都是针对中低温环境的接触热阻测试，对于高温环境接触热阻的研究不多。上述研究大多采用电阻丝、电热膜、铜棒等加热方式，此类加热方式具有温度局限性，最高加热温度无法达到1 500 ℃，且加热温升率低、温度可控性差，不能满足高超声速飞行器热结构组件间界面接触热阻的考核要求。
压力和温度是影响界面接触热阻的主要因素，高温界面接触热阻测量不仅要实现超高温加热，还要在施加高温的同时施加力载荷，这对试验装置设计提出了很高的要求。本文针对高温、高压同时作用下接触热阻测量难题，研制了界面接触热阻测量装置，开展了热面温度为1 500 ℃条件下结构界面接触热阻试验研究。
1 高温界面接触热阻测量原理
图2为接触的两个固体试件及其温度测点。设试件上、下界面的温度分别为T +和T -，界面两侧热流值为q，则其接触热阻为
根据傅里叶热传导定律，任意两个测点之间的轴向热流密度为
式中：kij 为试验件的热导率；dij 为两测点之间的距离；i，j=0，1，…，6，0表示界面，1~6表示温度测点。
考虑到试验过程中的热损失，通过试验件的热流值采用界面两侧2#、3#、4#、5#测点的轴向热流密度平均值，即
由于无法采用热电偶测量得到上、下界面温度，因此需要推算T +和T -。传热过程近似为一维传热，根据傅里叶热传导定律，可得
从而推出上界面温度T +为
同理，推出下界面温度T -为
将 +、 -和q带入式（1） 即可得到接触热阻值。
2 试验研究
2.1 试验装置
基于界面接触热阻测量原理，考虑试验过程中传热和传力路径的准确性、加载稳定性及控制测量一致性要求，设计了接触热阻试验装置，如图3所示。该装置主要由加热装置、加载装置、水冷器、支持装置、测量装置等组成，能够满足同时加温加载要求。
加热装置采用自研模块化石英灯辐射加热器。对比电加热、感应加热及石英灯辐射加热3种加热方式可知，基础式电加热最高加热温度只能达到900 ℃，电磁感应加热温度可达3 000 ℃，但其可控性差，无法满足精准控温要求。模块化石英灯加热器引入主动水冷和气冷机制，采用水流冷却加热器、气流冷却石英灯管和灯头，可以实现高温升率和高温度峰值加热能力，满足热面最高温度为1 500 ℃的要求。
加载装置采用气缸，加载方式受加热影响较大。综合对比几种力载荷的加载方式，如果采用弹簧加载，热膨胀会导致弹簧压缩量的变化，使界面载荷发生变化，从而导致测量误差变大。波纹管加载与弹簧加载类似，这类加载方式在中、低温环境下使用良好，但在高温下会导致测量误差增大。采用砝码加载存在操作困难、加载不精准等问题，而气缸加载设计简便、操作容易、测量精度不受加热影响。
水冷器设计兼具承载和冷却功能，如图4所示，其结构包括上凸台、入水口、出水口、冷端定位槽，上凸台嵌入测力传感器中，保证试验装置轴向稳定。冷端定位槽与试验件冷面相连，在试验过程中通水冷却，保证试验件冷面20℃恒温及测力计在安全使用范围内，同时将气缸产生的力载荷传递给试验件。水冷器内部进行了防腐处理，在出水口安装速度控制阀控制出水流量，保证了冷却介质流动的均匀性。
测量装置包括测温热电偶、测力传感器等。气缸外接减压阀和换向阀，与测力传感器连接，组成力载荷加载测量系统。测温热电偶插入试验件上的测温孔中，采用等质量高温陶瓷胶分别封装各测温孔，确保温度测量的一致性。
支持装置包括支架、定位导热板等。支架是由搭接板和螺杆组成的可调钢结构，连接试验件与各装置，通过强度计算和稳定性计算获取支架设计参数，保证装置强度和试验件的轴向稳定性。试验件位于水冷器与定位导热板之间，定位导热板上有定位槽，试验件热面卡入槽中，定位导热板将热量均匀传递到试验件热面，试验件冷面与水冷器连接，保证冷面保持20 ℃恒温。为防止径向传热，试验件四周包覆隔热层。隔热层选用高硅氧玻璃纤维隔热毡，其导热系数低，软化点接近1 700 ℃，具有良好的隔热密封效果。
2.2 试验方法
本文设计了直径为20 mm、长度为50 mm带测温孔的高硅氧增强酚醛树脂-不锈钢组件、高硅氧增强酚醛树脂-C/C组件和C/C-C/C组件等3类圆柱体试件，利用高温界面接触热阻试验装置，对各组件之间的界面接触热阻进行了试验，研究界面压强、界面温度、界面粗糙度对接触热阻的影响。
试验前开通水冷器冷却水通道，保证水流量稳定。调节换向阀和减压阀，将减压阀气压调至零点，再启动加热器。为了提高灯管的响应速度和加热可控性，在开始加热时进行预热，按照1℃/s温升率加热，温度升高到目标温度值后开始保温，当各测点温度趋于稳定后，对试件逐级加载，调节减压阀，达到所要求的载荷值。图5给出了试验照片。
3 试验结果及分析
3.1 温度不确定度分析
本文采用GUM（guide to the expression of uncertainly in measurement）方法对各温度测量点的不确定度进行评定。
对温度测点进行n次独立重复测量，得测量值xi （i=1，2，…，n），则认为测点温度测量结果为n个测量值的算数平均值，即
利用贝塞尔法获得温度测点标准偏差
各温度测点的标准不确定度可以表示为
表1给出了高硅氧增强酚醛树脂-光滑表面不锈钢组件热面温度为200 ℃，接触压强分别为0、3、6、8 MPa下各温度测点的标准不确定度。
表1 高硅氧增强酚醛树脂-光滑表面不锈钢组件温度不确定度 |
| 接触压强/MPa | 1#测点/% | 2#测点/% | 3#测点/% | 4#测点/% | 5#测点/% | 6#测点/% |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 0 | 0.35 | 0.89 | 1.07 | 1.14 | 2.32 | 1.81 |
| 3 | 1.32 | 0.95 | 2.76 | 2.48 | 3.15 | 1.76 |
| 6 | 2.57 | 2.36 | 1.19 | 3.15 | 2.78 | 2.95 |
| 8 | 1.72 | 1.89 | 2.15 | 3.37 | 3.26 | 4.45 |
采用GUM方法分别计算了其他试验组件各工况的温度不确定度均小于5%，表明试验装置及试验方法具有稳定性，试验测点温度可以作为计算接触热阻的输入值。
3.2 试验结果分析
图6分别给出了200 ℃热面温度条件下界面光滑和界面粗糙的高硅氧增强酚醛树脂-不锈钢组件接触热阻随界面压强的变化曲线。从图6中可以看出，对于不同粗糙度的高硅氧增强酚醛树脂-不锈钢组件，其接触热阻均随界面压强增大而减小。以接触面光滑的高硅氧增强酚醛树脂-不锈钢组件为例，当其接触压强为0 MPa时，接触热阻为82.9×10-4（m2·℃）/W，而当其接触压强为8 MPa时，其接触热阻为3.76×10-4（m2·℃）/W。随着接触压强增大，其接触热阻减小了43%，这是因为随着接触界面压强增大，接触界面之间的接触面积增大，接触界面固体接触点之间的热传导增强，从而导致接触热阻减小。同一界面压强条件下，表面粗糙度对接触热阻的影响显著，粗糙界面接触热阻远大于光滑界面接触热阻。当接触压强为0 MPa时，粗糙界面的接触热阻为82.9×10-4（m2·℃）/W，而光滑界面的接触热阻为6.57×10-4（m2·℃）/W。相比而言，光滑界面接触热阻减小了92%，这是因为界面越粗糙，两个接触面之间的不完全接触越多，其实际接触面积比光滑界面之间的接触面积小得多，因此界面越粗糙，接触热阻越大。
图7给出了C/C-C/C组件在不同接触压强条件下接触热阻随温度的变化曲线。从图7中可以看出，在同一接触压强下，随着热面温度升高，接触热阻逐渐减小。以接触压强为0 MPa的情况为例，当热面温度为200℃时，其接触热阻为59×10-4（m2·℃）/W；当其热面温度升高到500 ℃时，其接触热阻为37×10-4（m2·℃）/W，接触热阻减小了37%。从两个方面分析接触热阻随热面温度升高而减小的原因：一方面，组件材料的力学性能随温度发生变化，热面温度升高导致界面接触点发生形变，从而产生更多的接触面积，继而引发更多接触点之间发生固体热传导，从而使得接触热阻减小。另一方面，温度升高导致界面非接触点的气体热传导及辐射传热增强，从而进一步减小了接触热阻。从图7中同样可以看出，同一热面温度下，接触压强越大，界面接触热阻越小。
4 结论
针对飞行器组件间界面热阻测量需求，自主研发了高温界面接触热阻测量装置，该装置能够有效获取给定界面压力、最高热面温度1 500 ℃下固体结构界面间接触热阻，温度和压力载荷模拟精度高，试验装置成本低，试验易实施、安全可靠性高。采用验证试验对该装置进行了考核验证，同时获得了接触热阻随界面压力、界面粗糙度及热面温度的变化规律。从试验结果来看，测量装置运行稳定可靠，接触热阻随界面应力、热面温度升高而逐渐减小，光滑界面接触热阻远小于粗糙界面接触热阻。该试验装置的建立将为飞行器鼻锥、机翼前缘、发动机热端等部件所用超高温材料及热防护结构的研制与应用提供重要技术支持。