【摘要】热防护系统是可重复使用航天器的核心部分，在发射或返回过程中极为重要。本文简要介绍了航天器上的主要防热部件的材料及其结构设计特点，对热防护材料进行了综合叙述，并对可重复使用航天器热防护系统进行简单介绍。

【关键词】航天器；热防护系统；耐热材料

中图分类号：V25;V445.1文献标识码：A文章编号：2095-2457（2019）18-0168-002DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.18.079

【Abstract】Thermal Protection System（TPS），which is the corepart of the reusable astrovehicle,has been taking an important part in the process of lift-off and re-ntry. This paper briefly introduces materials and tructual desgn chracters of the main thermoresistant components on the asrovehicle, it also comprehensively recounts the thermal potective matials. Furthr more, it simply introduces the TPS of the reusable astovehicle.

【Keywords】Astrovehicle;Thermal Protection System;Thermoresistant material

0 引言

航天器，是按照天体力学规律在太空运行并执行各类空间任务的各类飞行器。在进行返回式卫星、载人航天器这类可返回地面的航天器设计时，必须考虑高速返回时，其外壁与大气高速摩擦的问题。和返回式卫星相比，载人航天器的再入环境更严苛，包括加热时间更长等诸多因素。无论是返回式卫星、载人航天器，都必须要有相应的防热系统，以避免由于高速再入大气层时产生的高温而将船体烧坏。防热系统是返回式航天器研制的关键技术之一，航天器的隔热系统和材料是一个重要问题，对宇航员来说更是生死攸关。许多研究指出：辐射防热结构曾经是，而且将继续是先进的返回式航天器防热的主要结构形式。[1]

1 再入环境

返回式航天器的再入段需经历热层、中间层、平流层和对流层，其中，中间层、平流层与对流层阶段是气动加热最为严重的阶段。大气的各状态参数与海拔高度的相对关系大致如图1所示：

图1 温度T 、大气压强P 、密度ρ 、空气粘性系数μ 随高度的变化曲线

从图表1中可以看出，随着高度的降低，大气温度与空气粘度系数多次转折，大气压强的变化与空气密度的变化增长迅速，可以得出结论：大气的状态参数随高度变化剧烈。[2]

2 高温隔热材料的类型

国外已形成比较成熟的热防护系统试验验证及评估技术体系，验证试验涵盖了防热材料的热胀系数、热扩散系数、烧蚀率、震动及其耦合效应、空间碎片和微粒的高速冲击等各个方面。高温隔热材料主要有密度小、耐温高、热膨胀系数小、烧蚀率低、热扩散系数小等性质。

2.1 航天飞机高温隔热材料

再入过程中因气动加热，航天飞机机头锥帽部位的峰值温度可达1650℃；机翼前缘部位峰值温度可达1260℃；迎风面区域的峰值温度约为500-1260℃；测背风面的峰值温度则低于500℃。由于各部位热防护系统所处环境不同，航天飞机轨道器采用了多种隔热材料进行热防护。受热载荷最重的机头、机翼前缘部位使用RCC材料；迎风面使用了氧化硅型刚性陶瓷防热瓦；热载荷较低的背风面使用了氧化硅型柔性隔热毡。

2.1.1 可重复使用的高温绝热材料

可重复使用的高温绝热材料（HRSI）瓷砖可承受高达1260℃的温度。在航天飞机上，HRSI瓦片覆盖了包含起落架、外部脐带连接门在内的轨道器下表面的部分，也用在机身前上部--轨道机动系统吊舱，垂直尾翼的前缘，升降副翼后缘等。HRSI的厚度不单一，具体取决于再入时遇到的热载荷。除封闭区域外，这些瓷砖通常为15×15（平方厘米）的正方形。HRSI瓷砖由高纯度二氧化硅纤维组成。瓷砖体积的90%是空的，因而密度仅有140kg/m3,足以完成太空飞行。

后期部分HRSI被复合加工纤维绝热瓦（FRCI）替代。FRCI瓷砖提高了材料的耐久性与涂层的抗开裂性，在重量上也得到了减轻。

2.1.2 可重复使用的低温绝热材料

可重复使用的低温绝热材料（LRSI）覆盖在前缘附近的上翼，还用于前、中、后机身，垂直尾翼和轨道机动系统/反应控制系统吊舱的区域。这些瓷砖防护的再入温度低于649℃。LRSI瓷砖制造方式与HRSI瓷砖相同，但当轨道器暴露在直射阳光下时，白色有助于消除轨道器的热量。

LRSI瓷砖可以重复使用多达100次任务再进行翻新。每次任务后，这些瓷砖都会在装配车间中接受检查，在下一次任务前更换受损的瓷砖。在必要时，将间隙填料的织物片插入瓷砖之间，使得瓷砖之间紧密贴合，防止过量的等离子体穿透间隙。

2.1.3可重复使用的毡制绝热材料

可重复使用的毡制绝热材料（FRSI）是一种可在高达371℃的温度下提供保护的白色柔韧面料。FRSI覆盖了轨道飞行器的上翼面、上部有效载荷舱门、部分OMS/RCS吊舱和后机身。

2.1.4可重复使用先进的绝热材料

可重复使用先进的绝热材料（AFRSI）是在“哥伦比亚”号交付使用之后开发的，并首次用于“挑战者”号的OMS吊舱。这种白色低密度纤维状硅石棉絮材料形似被子，并取代了绝大多数的LRSI瓷砖。AFRSI材料比LRSI瓷砖需要的维护更少但热性能相同。在NASA对“挑战者”号若干次的使用之后，AFRSI被更广泛地用于“发现者”号，并且在NASA失去“挑战者”号之后取代了“哥伦比亚”号的许多LRSI瓦片。

2.1.5 碳纤维强化碳复合材料

碳纤维强化碳复合材料（RCC），是一种亮灰色材料，可承受的再入温度高达1510℃，可保护机翼前缘和机头盖。每个轨道器的机翼都有22个RCC面板，厚度约为6.4到12.7毫米。每个面板之间的T形密封允许这些面板和机翼之间存在热膨胀或横向移动。

为了具备抗氧化性以便重复使用，RCC的外层涂有碳化硅（SiC）。RCC对发射和再入期间的产生疲劳负荷具有高度抵抗力。RCC比瓷砖强，并且还用于轨道器前部连接点周围，用于适应爆炸螺栓爆震的冲击载荷。RCC是唯一的热塑性弹性体（TPE）材料。

2.1.6 间隙材料

间隙填充材料由白色AB312纤维或黑色AB312布套（含有氧化铝纤维）制成。这些材料用于机头前缘，、侧舱盖、机翼、垂直稳定器和航天飞机主发动机等部件的隔热罩。门和移动表面在热防护系统中不可避免地产生了开放性间隙，必须保护其免受热量的影响。可将间隙填料添置在门和移动表面上，通过防止形成涡流来减小升温。

但在STS-114飞行中，部分间隙材料被认定存在潜在的安全风险，随后NASA移除了这些间隙材料。间隙填充物可能会引起机身下方产生湍流气流，进而导致进一步加热，可能损坏轨道器。[3]

虽然RCC具有最佳的热防护特性，但它也比其它含硅元素材料和弹性隔热材料重得多，因此它仅限于相对较小的区域。一般来说，材料使用的目的是：在受热区域，使用与所需热保护一致，质量最轻的隔热材料。

2.2 载人飞船高温隔热系统

2.2.1 AVCCOAT

AVCOAT是由航空集团（AVCO）制造的特定烧蚀隔热材料。AVCOAT被用于阿波罗飞船指挥舱的隔热系统中。[4]尽管AVCOAT并未用于航天飞机轨道器，但NASA正在将该材料用于其下一代猎户座宇宙飞船。AVCOAT由环氧酚醛树脂，含特殊添加剂的玻璃纤维组成，密度约为0.51g/cm3,烧蚀后生成密度为0.107g/cm3的碳和密度为0.13g/cm3的二氧化硅。[4]

2.2.2 酚碳热烧蚀板

酚碳热烧蚀板（PICA）是通过将碳纤维预制棒浸渍在酚醛树脂中得到的材料，具有低密度、在高热通量下具有高效烧蚀能力的优点。在样品返回任务与月球返回任务中，实验发现PICA具备高峰值加热能力，但PICA的热扩散系数低于其他高热通量烧蚀材料。

PICA由NASA艾姆斯研究中心在20世纪90年代研制。“星辰号”探测器返回舱大面积采用了PICA。返回舱进入大气层时飞行速度高达12.9km/s,刷新了宇宙探测器再入时飞行速度的新纪录，成为了有史以来最快的返回式航天器。PICA对于2006年返回地球的“星尘”任务的可行性至关重要。[5]“好奇号”火星探测器也使用了PICA隔热罩进入火星大气层。

2.2.3 PICA-X

美国太空探索技术公司在2006-2010年为龙飞船开发了新型的PICA材料，命名为PICA-X,这一新材料是在PICA基础上改进而成，且更易生产。2010年12月8日，PICA-X热防护罩的第一次再入测试于DragonC1任务中进行。

PICA-X隔热罩的设计团队仅由十几名工程师和技术人员组成，但不论设计、开发都完全合格，且耗时不到4年。PICA-X的制造成本仅有PICA成本的1/10。[6]

龙飞船最初使用的是初代PICA-X,后来配备了PICA-XV2,“龙二”飞船则使用了PICA-XV3。SpaceX表示每个新版本的PICA-X都是主要改进了隔热能力，而不是降低制造成本。

3 总结

综上所述，可以总结得到以下几点：

1）返回式航天器所使用的隔热材料需要在高温下保持原有强度与刚度；受较大热应力不变形；耐热疲劳特性优秀；此外其密度必须非常小且易加工。

2）对于受热均匀或受热面积小的返回式航天器，可仅适用一种高温隔热材料；但对于受热不均或受热面积大的返回式航天器（如航天飞机），应根据隔热要求的不同，合理布置各材料位置。

航天器根据任务的不同，对材料的要求也是不同的。但就返回式航天器的热防护性能或隔热性能而言，材料的使用相差无几。如上述内容所言，辐射防热结构曾经是，而且将继续是先进的返回式航天器防热的主要结构形式。本文仅是对返回式航天器热防护系统和材料的综述，其他结构与之材料虽有一定相关性，但本文就不予讨论了。

【参考文献】

[1]吴国庭。航天器高温隔热材料及提高性能的途径[J].航天器工程。1998（2）。40-46.

[2]冯韶伟。再入航天器结构设计与优化方法研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学。2010.17-18.

[3]Jenkins,Dennis R.Space Shuttle:The History of the National Space Transportation System.Voyageur Press.2007.524 pages.

[4]Flight-Test Analysis Of Apollo Heat-Shield Material Using The Pacemaker Vehicle System. Randolpb A.Graves,Jr.,and William G.Witte.1968-08.

[5]]Qualification of the forebody heat shield of the Stardust's Sample Return Capsule. Tran,Huy K.Thermophysics Conference.1997.

[6]"1 visionary+3 launchers+1,500 employees=?:Is SpaceX changing the rocket equation?". Andrew Chaikin.AIR & SPACE MAGAZINE.January 2012,https://www.airspacemag.com/space/is-spacex-changing-the-rocket-equation-132285884/?page=2.