基于分子动力学的飞行器用气凝胶隔热材料的热力学性能研究
摘要
长时间防热问题是高超声速飞行器发展中必须妥善解决的一项重大技术难题。轻
质、高绝热性能的材料成为隔热层材料的首选。SiO气凝胶是拥有纳米级多孔的三维
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网络结构材料，具有极低的热导率和密度，作为飞行器的隔热材料有着广阔的应用前
景。但由于SiO2气凝胶的制作成本较高、实验操作复杂，因此用模拟计算的方法对其
热力学性能进行研究，可以节约成本、节省实验时间、大大提高设计速度。
首先，本文基于非平衡态分子动力学方法对SiO气凝胶的固相热导率和气固耦合
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热导率进行模拟。采用随机孔隙法建立气凝胶固相骨架的原子结构模型并对模型进行
表征，用非平衡态分子动力学方法计算气凝胶的固相热导率，并研究固相热导率随孔
径、孔隙率等结构参数和设定温度的变化情况。结果表明，固相热导率随着孔隙率的
增大而衰减，当孔隙率达94%以上，几种样品的固相热导率均降至0.02W/(m?K)以下，
孔径为20nm的气凝胶的固相热导率更是低于0.01W/(m?K)；固相热导率随着孔径增大
先减后增，在20nm的孔径处取得极小值；固相热导率随着温度增大而增大。在固相骨
架模型的孔隙中填充氮气分子，得到气凝胶整体的结构模型，采用非平衡态分子动力
学对整体结构模型进行模拟，计算气固耦合热导率。结果表明，气固耦合热导率随孔
径的增大先减后增，在孔径大于20nm时，有着比固相热导率更高的增长率；随着孔
隙率的增大，气相热导率增加，高孔隙率情况下的固相热导率衰减得到抑制；随着温
度增加，样品的气固耦合热导率由0.012W/(m?K)增加到0.04W/(m?K)以上。
其次，本文采用理论公式计算了气凝胶的辐射热导率，结果表明随着温度增加，
辐射热导率增幅很大，在800K以上时，辐射热导率远超气固耦合热导率。通过炭黑掺
杂能降低高温时的辐射热导率，提出多层遮光板模型，计算表明用半径1的炭黑对
使用厚度为2mm的气凝胶掺杂，仅0.21%的掺杂率即可视为将红外光完全遮挡。
最后，基于平衡态分子动力学对SiO2气凝胶固体骨架的比热容和体膨胀系数进行
了计算。比热容和体膨胀系数随温度变化的规律相似，随着温度增加，比热容的值从
600~700J/(kg?K)变动到800~1150J/(kg?K)的范围，对于相同孔隙率的气凝胶来说，孔
径的增大会使气凝胶的比热容有显著提高。300K时，样品的体膨胀系数集中在1.2~1.4
×10-6/K,当温度达到900K，增加至1.7~2.3×10-6/K。
关键词：分子动力学；固相骨架；整体结构模型；热导率；比热容；体膨胀系数
基于分子动力学的飞行器用气凝胶隔热材料的热力学性能研究
Abstract
Thelong-termheatprotectionisanimportanttechnicalproblemwhichmustbesolved
properlyinthedevelopmentofhypersonicvehicle.Materialswithlowdensityandhigh
thermalinsulationperformancebecomethefirstchoiceofinsulationmaterials.Silicaaerogel
isanano-porousthree-dimensionalnetworkstructurewithverylowthermalconductivityand
density.Asakindofheatinsulationmaterialsforaircraft,silicaaerogelhasabroad
applicationprospect.However,becausetheproductioncostofsilica