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科普 \\ 防熱材料：返回艙最堅固的“防熱衣”

2021-09-27 16:38:47 作者：新材料科技資訊來源：央視網分享至：

9月17日，神舟十二號載人飛船返回艙載著三名航天員返回地球，在返回過程當中，雖然返回艙與大氣層劇烈摩擦形成一個大火球的樣子，但是，里面的航天員卻不會因此而受到高溫炙烤，返回艙究竟是如何經受住兩千多度的高溫考驗的呢？這就要靠它表面的一種隔熱材料。

01 高溫燒蝕熔化升華，帶走大氣摩擦熱量

工作人員介紹，在返回艙返回地球的過程中，首先就要面臨高溫的考驗，在進入大氣層的過程中，返回艙會與大氣層發生劇烈摩擦，產生幾千度的高溫，確保返回艙燒不壞的就是安裝在返回艙最外層的防熱材料，它可以在高溫燒蝕過程中熔化、升華，從而帶走大氣摩擦帶給返回艙的熱量，保證航天員在艙內的安全與舒適。

02 蜂窩狀防熱材料耐高溫高強度

專家介紹，載人航天的返回艙對于安全性的要求極高，這要求防熱材料不僅耐高溫，還要高強度，而且重量越輕越好。研制人員在防熱材料的選擇過程中進行了成百上千次的試驗，最終確定了蜂窩狀的防熱材料。

央視網介紹視頻

https://news.cctv.com/2021/09/17/ARTIjRIC111zYPB2aIs2UnSh210917.shtml

03 防熱材料經歷神舟返回艙十幾次實戰測試

這種防熱材料已經隨神舟飛船返回艙經歷了十幾次的實戰測試，驗證了其良好的防熱性能，每次返回艙返回地球后，科研人員會到現場對燒蝕后的材料進行取樣研究，為后續更好地進行太空探索任務做好準備。

04 返回式航天器高溫隔熱材料綜述

作者：周聰，徐淑瓊，李云芳

來源：臨沂大學機械與車輛工程學院

【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

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 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 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。

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。

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。“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。

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。

3）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。

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