【摘要】熱防護系統是可重復使用航天器的核心部分，在發射或返回過程中極為重要。本文簡要介紹了航天器上的主要防熱部件的材料及其結構設計特點，對熱防護材料進行了綜合敘述，并對可重復使用航天器熱防護系統進行簡單介紹。

【關鍵詞】航天器；熱防護系統；耐熱材料

中圖分類號：V25;V445.1文獻標識碼：A文章編號：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，是按照天體力學規律在太空運行并執行各類空間任務的各類飛行器。在進行返回式衛星、載人航天器這類可返回地面的航天器設計時，必須考慮高速返回時，其外壁與大氣高速摩擦的問題。和返回式衛星相比，載人航天器的再入環境更嚴苛，包括加熱時間更長等諸多因素。無論是返回式衛星、載人航天器，都必須要有相應的防熱系統，以避免由于高速再入大氣層時產生的高溫而將船體燒壞。防熱系統是返回式航天器研制的關鍵技術之一，航天器的隔熱系統和材料是一個重要問題，對宇航員來說更是生死攸關。許多研究指出：輻射防熱結構曾經是，而且將繼續是先進的返回式航天器防熱的主要結構形式。[1]

1 再入環境

返回式航天器的再入段需經歷熱層、中間層、平流層和對流層，其中，中間層、平流層與對流層階段是氣動加熱最為嚴重的階段。大氣的各狀態參數與海拔高度的相對關系大致如圖1所示：

圖1 溫度T 、大氣壓強P 、密度ρ 、空氣粘性系數μ 隨高度的變化曲線

從圖表1中可以看出，隨著高度的降低，大氣溫度與空氣粘度系數多次轉折，大氣壓強的變化與空氣密度的變化增長迅速，可以得出結論：大氣的狀態參數隨高度變化劇烈。[2]

2 高溫隔熱材料的類型

國外已形成比較成熟的熱防護系統試驗驗證及評估技術體系，驗證試驗涵蓋了防熱材料的熱脹系數、熱擴散系數、燒蝕率、震動及其耦合效應、空間碎片和微粒的高速沖擊等各個方面。高溫隔熱材料主要有密度小、耐溫高、熱膨脹系數小、燒蝕率低、熱擴散系數小等性質。

2.1 航天飛機高溫隔熱材料

再入過程中因氣動加熱，航天飛機機頭錐帽部位的峰值溫度可達1650℃；機翼前緣部位峰值溫度可達1260℃；迎風面區域的峰值溫度約為500-1260℃；測背風面的峰值溫度則低于500℃。由于各部位熱防護系統所處環境不同，航天飛機軌道器采用了多種隔熱材料進行熱防護。受熱載荷最重的機頭、機翼前緣部位使用RCC材料；迎風面使用了氧化硅型剛性陶瓷防熱瓦；熱載荷較低的背風面使用了氧化硅型柔性隔熱氈。

2.1.1 可重復使用的高溫絕熱材料

可重復使用的高溫絕熱材料（HRSI）瓷磚可承受高達1260℃的溫度。在航天飛機上，HRSI瓦片覆蓋了包含起落架、外部臍帶連接門在內的軌道器下表面的部分，也用在機身前上部--軌道機動系統吊艙，垂直尾翼的前緣，升降副翼后緣等。HRSI的厚度不單一，具體取決于再入時遇到的熱載荷。除封閉區域外，這些瓷磚通常為15×15（平方厘米）的正方形。HRSI瓷磚由高純度二氧化硅纖維組成。瓷磚體積的90%是空的，因而密度僅有140kg/m3,足以完成太空飛行。

后期部分HRSI被復合加工纖維絕熱瓦（FRCI）替代。FRCI瓷磚提高了材料的耐久性與涂層的抗開裂性，在重量上也得到了減輕。

2.1.2 可重復使用的低溫絕熱材料

可重復使用的低溫絕熱材料（LRSI）覆蓋在前緣附近的上翼，還用于前、中、后機身，垂直尾翼和軌道機動系統/反應控制系統吊艙的區域。這些瓷磚防護的再入溫度低于649℃。LRSI瓷磚制造方式與HRSI瓷磚相同，但當軌道器暴露在直射陽光下時，白色有助于消除軌道器的熱量。

LRSI瓷磚可以重復使用多達100次任務再進行翻新。每次任務后，這些瓷磚都會在裝配車間中接受檢查，在下一次任務前更換受損的瓷磚。在必要時，將間隙填料的織物片插入瓷磚之間，使得瓷磚之間緊密貼合，防止過量的等離子體穿透間隙。

2.1.3可重復使用的氈制絕熱材料

可重復使用的氈制絕熱材料（FRSI）是一種可在高達371℃的溫度下提供保護的白色柔韌面料。FRSI覆蓋了軌道飛行器的上翼面、上部有效載荷艙門、部分OMS/RCS吊艙和后機身。

2.1.4可重復使用先進的絕熱材料

可重復使用先進的絕熱材料（AFRSI）是在“哥倫比亞”號交付使用之后開發的，并首次用于“挑戰者”號的OMS吊艙。這種白色低密度纖維狀硅石棉絮材料形似被子，并取代了絕大多數的LRSI瓷磚。AFRSI材料比LRSI瓷磚需要的維護更少但熱性能相同。在NASA對“挑戰者”號若干次的使用之后，AFRSI被更廣泛地用于“發現者”號，并且在NASA失去“挑戰者”號之后取代了“哥倫比亞”號的許多LRSI瓦片。

2.1.5 碳纖維強化碳復合材料

碳纖維強化碳復合材料（RCC），是一種亮灰色材料，可承受的再入溫度高達1510℃，可保護機翼前緣和機頭蓋。每個軌道器的機翼都有22個RCC面板，厚度約為6.4到12.7毫米。每個面板之間的T形密封允許這些面板和機翼之間存在熱膨脹或橫向移動。

為了具備抗氧化性以便重復使用，RCC的外層涂有碳化硅（SiC）。RCC對發射和再入期間的產生疲勞負荷具有高度抵抗力。RCC比瓷磚強，并且還用于軌道器前部連接點周圍，用于適應爆炸螺栓爆震的沖擊載荷。RCC是唯一的熱塑性彈性體（TPE）材料。

2.1.6 間隙材料

間隙填充材料由白色AB312纖維或黑色AB312布套（含有氧化鋁纖維）制成。這些材料用于機頭前緣，、側艙蓋、機翼、垂直穩定器和航天飛機主發動機等部件的隔熱罩。門和移動表面在熱防護系統中不可避免地產生了開放性間隙，必須保護其免受熱量的影響。可將間隙填料添置在門和移動表面上，通過防止形成渦流來減小升溫。

但在STS-114飛行中，部分間隙材料被認定存在潛在的安全風險，隨后NASA移除了這些間隙材料。間隙填充物可能會引起機身下方產生湍流氣流，進而導致進一步加熱，可能損壞軌道器。[3]

雖然RCC具有最佳的熱防護特性，但它也比其它含硅元素材料和彈性隔熱材料重得多，因此它僅限于相對較小的區域。一般來說，材料使用的目的是：在受熱區域，使用與所需熱保護一致，質量最輕的隔熱材料。

2.2 載人飛船高溫隔熱系統

2.2.1 AVCCOAT

AVCOAT是由航空集團（AVCO）制造的特定燒蝕隔熱材料。AVCOAT被用于阿波羅飛船指揮艙的隔熱系統中。[4]盡管AVCOAT并未用于航天飛機軌道器，但NASA正在將該材料用于其下一代獵戶座宇宙飛船。AVCOAT由環氧酚醛樹脂，含特殊添加劑的玻璃纖維組成，密度約為0.51g/cm3,燒蝕后生成密度為0.107g/cm3的碳和密度為0.13g/cm3的二氧化硅。[4]

2.2.2 酚碳熱燒蝕板

酚碳熱燒蝕板（PICA）是通過將碳纖維預制棒浸漬在酚醛樹脂中得到的材料，具有低密度、在高熱通量下具有高效燒蝕能力的優點。在樣品返回任務與月球返回任務中，實驗發現PICA具備高峰值加熱能力，但PICA的熱擴散系數低于其他高熱通量燒蝕材料。

PICA由NASA艾姆斯研究中心在20世紀90年代研制。“星辰號”探測器返回艙大面積采用了PICA。返回艙進入大氣層時飛行速度高達12.9km/s,刷新了宇宙探測器再入時飛行速度的新紀錄，成為了有史以來最快的返回式航天器。PICA對于2006年返回地球的“星塵”任務的可行性至關重要。[5]“好奇號”火星探測器也使用了PICA隔熱罩進入火星大氣層。

2.2.3 PICA-X

美國太空探索技術公司在2006-2010年為龍飛船開發了新型的PICA材料，命名為PICA-X,這一新材料是在PICA基礎上改進而成，且更易生產。2010年12月8日，PICA-X熱防護罩的第一次再入測試于DragonC1任務中進行。

PICA-X隔熱罩的設計團隊僅由十幾名工程師和技術人員組成，但不論設計、開發都完全合格，且耗時不到4年。PICA-X的制造成本僅有PICA成本的1/10。[6]

龍飛船最初使用的是初代PICA-X,后來配備了PICA-XV2,“龍二”飛船則使用了PICA-XV3。SpaceX表示每個新版本的PICA-X都是主要改進了隔熱能力，而不是降低制造成本。

3 總結

綜上所述，可以總結得到以下幾點：

1）返回式航天器所使用的隔熱材料需要在高溫下保持原有強度與剛度；受較大熱應力不變形；耐熱疲勞特性優秀；此外其密度必須非常小且易加工。

2）對于受熱均勻或受熱面積小的返回式航天器，可僅適用一種高溫隔熱材料；但對于受熱不均或受熱面積大的返回式航天器（如航天飛機），應根據隔熱要求的不同，合理布置各材料位置。

航天器根據任務的不同，對材料的要求也是不同的。但就返回式航天器的熱防護性能或隔熱性能而言，材料的使用相差無幾。如上述內容所言，輻射防熱結構曾經是，而且將繼續是先進的返回式航天器防熱的主要結構形式。本文僅是對返回式航天器熱防護系統和材料的綜述，其他結構與之材料雖有一定相關性，但本文就不予討論了。

【參考文獻】

[1]吳國庭。航天器高溫隔熱材料及提高性能的途徑[J].航天器工程。1998（2）。40-46.

[2]馮韶偉。再入航天器結構設計與優化方法研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學。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.