X-37B軌道試驗(yàn)飛行器可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)綜述

周志勇 馬彬 張萃 韓修柱 劉峰 董彥芝

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

X-37B軌道試驗(yàn)飛行器可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)綜述

周志勇 馬彬 張萃 韓修柱 劉峰 董彥芝

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

熱防護(hù)系統(tǒng)是可重復(fù)使用航天器的核心部分，X-37B軌道試驗(yàn)飛行器的成功試飛，突破了可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的技術(shù)瓶頸。文章對(duì)X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行了介紹，對(duì)鼻錐、機(jī)翼前緣、機(jī)體迎風(fēng)面及背風(fēng)面等部位熱防護(hù)材料的技術(shù)方案、性能參數(shù)、制備方式及驗(yàn)證情況進(jìn)行了概括，同時(shí)，總結(jié)了X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，可為我國(guó)可重復(fù)使用航天器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及研究工作提供參考。

X-37B軌道試驗(yàn)飛行器；可重復(fù)使用；熱防護(hù)系統(tǒng)；材料

1 引言

航天器重復(fù)使用是降低天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)運(yùn)輸費(fèi)用、縮短研制周期的有效途徑，是未來航天領(lǐng)域技術(shù)發(fā)展的必然趨勢(shì)[1-3]。目前，可重復(fù)使用航天器已成為世界航天大國(guó)的研究熱點(diǎn)，主要的技術(shù)途徑包括航天飛機(jī)、空天飛機(jī)、載人飛船及可重復(fù)使用衛(wèi)星等。不論何種可重復(fù)使用航天器，熱防護(hù)系統(tǒng)(Thermal Protection System，TPS)都是最為核心的子系統(tǒng)，熱防護(hù)技術(shù)都是制約航天器最終服役能力的瓶頸技術(shù)。自航天飛機(jī)退役之后，美國(guó)致力于研制下一代高可靠、快速響應(yīng)的空天飛機(jī)式可重復(fù)使用航天器。X-37B軌道試驗(yàn)飛行器(Orbital Test Vehicle，OTV)作為驗(yàn)證可重復(fù)使用航天器技術(shù)的關(guān)鍵項(xiàng)目，研制和試驗(yàn)進(jìn)展一直受到國(guó)內(nèi)外高度關(guān)注。至2014年10月17日，X-37B已經(jīng)制造出2架技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，成功完成了兩架三次發(fā)射入軌試驗(yàn)飛行任務(wù)，累計(jì)在軌工作1367天，這標(biāo)志著美國(guó)在可重復(fù)使用航天器技術(shù)上取得了突破性進(jìn)展[4-6]。

X-37B的核心要求為“可重復(fù)使用性”、“超強(qiáng)機(jī)動(dòng)性”和“快速響應(yīng)性”。對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)的具體要求為：①可重復(fù)使用性，要求維持氣動(dòng)外形不變以保證不改變氣動(dòng)特性，這決定了非燒蝕熱防護(hù)是該類航天器的必然選擇；②超強(qiáng)機(jī)動(dòng)性，取決于氣動(dòng)特性和氣動(dòng)舵面的控制特性，即氣動(dòng)外形和方向舵應(yīng)具有高升阻比外形、尖銳前緣(鼻錐、機(jī)翼等部位)和舵緣，這要求實(shí)現(xiàn)高熱流部位的熱防護(hù)；③快速響應(yīng)性的實(shí)現(xiàn)途徑為長(zhǎng)期在軌巡航、高速再入和水平著陸，這將面臨比航天飛機(jī)更加嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱環(huán)境，同時(shí)要求質(zhì)量輕。概括起來，X-37B重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的關(guān)鍵是解決局部高熱流區(qū)非燒蝕熱防護(hù)問題和研制輕質(zhì)的耐高溫非燒蝕防熱材料。

X-37B的多次安全著陸表明，熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)已經(jīng)取得重大突破，因此，研究X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)對(duì)于開展可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)研究具有廣泛的指導(dǎo)意義。本文對(duì)X-37B的可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)及防熱材料進(jìn)行了概括和總結(jié)。

2 X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)概況

2.1 X-37B整體結(jié)構(gòu)

美國(guó)將X-37B定義為高可靠性、可重復(fù)使用的無人太空試驗(yàn)平臺(tái)的驗(yàn)證項(xiàng)目，它的科學(xué)任務(wù)是：突破大氣層后圍繞地球近地軌道飛行，經(jīng)過飛行試驗(yàn)測(cè)試后，自動(dòng)再入大氣層、水平著陸。2010年4月22日23時(shí)58分，美國(guó)第一架X-37B搭乘宇宙神-5火箭升空試飛[4-6]。

X-37B的構(gòu)型為雙三角翼、腹部為平面翼身的組合體，長(zhǎng)8.8 m，高2.9 m，翼展4.6 m，質(zhì)量5.4 t，有效載荷為2 t左右[5]。X-37B結(jié)構(gòu)由內(nèi)部承力框架、機(jī)身結(jié)構(gòu)以及防熱結(jié)構(gòu)組成，見圖1[5,7]。內(nèi)部承力框架主體采用鈦合金和鋁合金，頭部采用更加堅(jiān)固和更耐高溫的鎢合金[5]。機(jī)身結(jié)構(gòu)是一體化的石墨/聚酰胺(PETI-15)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，如圖2所示[7]。為滿足氣動(dòng)布局和氣動(dòng)舵面控制要求，X-37B中部有一對(duì)能折疊的三角形機(jī)翼、機(jī)翼后緣設(shè)計(jì)有全翼展的襟副翼，尾部有一對(duì)V形尾翼，V形尾翼中間有減速板，飛行器后面帶有體襟翼[7]。

X-37B開展了一系列的空氣動(dòng)力學(xué)和空間飛行動(dòng)力學(xué)測(cè)試試驗(yàn)，在美國(guó)國(guó)家航空航天局蘭利研究中心的高溫風(fēng)洞中進(jìn)行了大量的試驗(yàn)，在NASA馬歇爾航天飛行中心進(jìn)行了模擬飛行。根據(jù)整體氣動(dòng)外形、儀器設(shè)備和結(jié)構(gòu)的需要，X-37B對(duì)不同的部位采用了不同的防熱結(jié)構(gòu)形式[5]。

圖1 X-37B布局與結(jié)構(gòu)Fig.1 X-37B layout and structure

圖2 X-37B一體化的石墨/聚酰胺機(jī)身結(jié)構(gòu)Fig.2 Integrated graphite/polyamide structure for the body of X-37B

2.2 X-37B可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)

X-37B充分吸取了航天飛機(jī)的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，它的熱防護(hù)設(shè)計(jì)始終把握適度技術(shù)挑戰(zhàn)和盡量采用成熟技術(shù)的原則。熱防護(hù)系統(tǒng)的材料全部采用先進(jìn)的成熟技術(shù)，如圖3所示[4]。在鼻錐和機(jī)翼前緣等最高溫區(qū)，采用增韌纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料(Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-resistant Composite，TUFROC)；在機(jī)體迎風(fēng)面等次高溫區(qū)，采用增韌纖維隔熱涂層浸漬陶瓷瓦(Toughened Uni-piece Fibrous Insulator/AETB Tiles，TUFI/AETB)；在機(jī)體背風(fēng)面等較低溫區(qū)，采用可重復(fù)使用保形隔熱氈(Conformal Reusable Insulation Blankets，CRI Blankets)[4-5,7-10]。氣動(dòng)舵面的不同部位也采用了不同的成熟防熱結(jié)構(gòu)材料。三角形機(jī)翼后緣的襟副翼采用碳/碳化硅(C/SiC)和碳/碳(C/C)陶瓷基防熱材料(見圖4)[7]，尾部V形尾翼采用碳/碳(C/C)陶瓷基防熱材料(見圖5)[7]，機(jī)體后面的體襟翼采用碳/碳化硅(C/SiC)陶瓷基復(fù)合材料(見圖6)[7]。

圖3 X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)的防熱材料分布示意圖Fig.3 X-37B TPS materials layout

圖4 X-37B襟副翼防熱結(jié)構(gòu)材料Fig.4 Thermal-structured materials for the flaperons of X-37B

圖5 X-37B的V形尾翼防熱結(jié)構(gòu)材料Fig.5 Thermal-structured materials for the rudder of X-37B

圖6 X-37B體襟翼防熱結(jié)構(gòu)材料Fig.6 Thermal-structured materials for the body flap of X-37B

增韌纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料是新一代的熱防護(hù)材料，已經(jīng)成熟地應(yīng)用于飛行器的鼻錐和機(jī)翼前緣部位[9]。TUFROC可以經(jīng)受1697 ℃的高溫，它由在高溫下可以保持堅(jiān)韌的氣動(dòng)外形的防熱前緣和低熱導(dǎo)率的纖維底層組成，見圖7[9]。其中，防熱前緣是難熔的抗氧化碳基陶瓷，它保持氣動(dòng)外形的穩(wěn)定性；同時(shí)，纖維底層為飛行器結(jié)構(gòu)提供了最大限度的絕熱空間。復(fù)合材料(防熱前緣和纖維底層)進(jìn)行梯度表面處理。這種熱處理可以使它在高速再入的氣動(dòng)加熱環(huán)境中得以保存。對(duì)防熱前緣和底層材料的嚴(yán)格篩選，再結(jié)合表面處理來應(yīng)付各種可能出現(xiàn)的情況。常用的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的前緣材料密度為1.6 g/cm3，而TUFROC的密度為0.4 g/cm3。C/C材料用于地球再入時(shí)小于70 W/cm2熱環(huán)境。與C/C材料相比較，TUFROC材料密度小，價(jià)格為其1/100，同時(shí)它的加工制造時(shí)間也短。5°的鈍形前緣總厚為6.35 cm和圓角半徑為1.27 cm。楔形前緣的半角為10°，寬為10.2 cm，最重要的邊緣半徑為0.158 cm和0.318 cm。鈍形前緣與底層結(jié)合的半徑為5.08 cm，寬為20.2 cm。熱電偶被安在前緣和底層的結(jié)合處，和底層后面的鋁板上。就是用該模型來考核X-37機(jī)翼前緣的TUFROC熱防護(hù)系統(tǒng)性能。

圖7 TUFROC制成的各種外形的零件Fig.7 TUFROC parts of various shapes

增韌纖維隔熱涂層浸漬陶瓷瓦是源于增強(qiáng)航天飛機(jī)抵抗空間碎片能力的研究。這項(xiàng)研究主要的成果就是減少損傷和修復(fù)工作，獲得與LI-900熱導(dǎo)率相當(dāng)?shù)?，同時(shí)具有更強(qiáng)抵御空間碎片能力的低密度絕熱的材料。通過艾姆斯研究中心(Ames)的工藝對(duì)TUFI/AETB進(jìn)行表面處理，獲得了更強(qiáng)的抗損傷能力。TUFI/AETB在熱保護(hù)基體中的形貌見圖8[11]。密度相當(dāng)?shù)腖I-900和改進(jìn)的TUFI/AETB-8材料，在再入過程中位于鼻錐區(qū)相同位置(表面溫度條件一致)，測(cè)得兩種材料不同深度的溫度曲線非常相近，見圖9[11]。因此改進(jìn)的TUFI/AETB材料的性能與LI-900材料相當(dāng)[11]。

X-37B機(jī)體迎風(fēng)面覆蓋的大量硅基陶瓷瓦比航天飛機(jī)的更耐用。它是由原來呼聲較高應(yīng)用于次高溫區(qū)的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)(2003年NASA在國(guó)會(huì)的有關(guān)聽證詞曾表明，X-37將演示驗(yàn)證多種先進(jìn)的熱防護(hù)系統(tǒng)技術(shù)，包括高溫陶瓷基復(fù)合材料、耐久性隔熱氈和金屬熱防護(hù)系統(tǒng))，改為航天飛機(jī)于20世紀(jì)90年代升級(jí)的TUFI/AETB陶瓷瓦，其特點(diǎn)是擁有2.5 mm厚的抗沖擊表面，提高了陶瓷瓦的耐久性。1994年在執(zhí)行STS-59飛行任務(wù)的航天飛機(jī)上首次使用TUFI/AETB新型陶瓷防熱瓦，經(jīng)試用后效果良好，而后在航天飛機(jī)的重要部位如主發(fā)動(dòng)機(jī)的底座部分，局部換裝TUFI/AETB。從圖10[4]可見經(jīng)歷3次飛行后，紅線范圍內(nèi)兩塊TUFI/AETB陶瓷防熱瓦的狀態(tài)明顯優(yōu)于周邊其他未升級(jí)的陶瓷防熱瓦。

圖8 LI-900/RCG VS TUFI/AETB熱防護(hù) 基體飛行試驗(yàn)后形貌Fig.8 Surface microtopography of LI-900/RCG and TUFI/AETB TPS after flight

圖9 AETB-8和LI-900不同深度的溫度響應(yīng)變化Fig.9 Prediction in-depth thermal response of LI-900 and AETB-8 during earth re-entry

可重復(fù)使用保形隔熱氈的結(jié)構(gòu)示意見圖11。保形隔熱氈通常是在剛性棉絮狀氧化鋁纖維材料的兩側(cè)各涂覆一層材料，外層材料是抗高溫編織陶瓷纖維材料，內(nèi)層材料是編織陶瓷纖維材料。利用縫紉或釘扎的方式將棉絮狀的纖維材料連接固定在一起；在釘扎厚度小于0.076 cm時(shí)，棉絮狀材料將成為一個(gè)呈枕頭形狀的、堅(jiān)固穩(wěn)定的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。依靠抗高溫的模具，將棉絮狀材料和外部隔熱層用線縫制成一體；依靠抗低溫的模具將其內(nèi)部材料縫制成毯狀。最后在外層隔熱層和棉絮狀材料之間灌注陶瓷涂層材料，從而形成抗高溫的復(fù)合材料表面。保形隔熱氈通過在高溫循環(huán)凈化過程中去除在縫紉制備過程中殘留的灰塵、有機(jī)物和污染物[12-13]。

保形隔熱氈按照正交網(wǎng)格縫制成堅(jiān)固的結(jié)構(gòu)(見圖11)。隔熱氈固定的形狀保持了飛行器光滑的氣動(dòng)外形，彈性和可重復(fù)使用的外表隔熱層保護(hù)了高溫下的氣動(dòng)表面，材料的結(jié)構(gòu)形式提供了熱防護(hù)的耐久性。

圖10 經(jīng)歷3次飛行后TUFI/AETB陶瓷 防熱瓦的良好狀態(tài)Fig.10 Undamaged TUFI/AETB-8 tiles after three flights

圖11 保形隔熱氈結(jié)構(gòu)示意圖Fig.11 Conformal thermal insulating blanket construction

圖12[13]中可見保形隔熱氈是三明治結(jié)構(gòu)，由絮狀纖維材料、外隔熱層、內(nèi)隔熱層通過縫紉線緊固成一體結(jié)構(gòu)。如圖13[13]所示，縫紉線包括外成形縫紉層線和內(nèi)成形縫紉層線，縫紉過程中外成形縫紉層線為鉤針線、內(nèi)成形縫紉層線作為梭心線，針間距為2.54 cm。

絮狀纖維材料是陶瓷纖維材料，例如氧化鋁纖維或者氧化鋁、氧化硼、氧化硅的混合纖維。在制備試驗(yàn)中，發(fā)現(xiàn)剛硬的氧化鋁纖維作為基體更易縫紉，同時(shí)能達(dá)到隔熱性能的指標(biāo)。在縫紉過程中，通常是堅(jiān)硬的棉絮狀剛性陶瓷纖維材料作為基體來維持保形隔熱氈的形狀，并且它便于切割、焊接和塑型來適應(yīng)航天器不同部位外形的需要，解決了氣動(dòng)對(duì)隔熱氈平滑要求的難題。陶瓷纖維材料制備的保形隔熱氈厚度變化在±0.076 cm范圍內(nèi)，其中，外隔熱層外表面的型面偏差約為±0.038 cm。

圖12 保形隔熱氈剖視圖Fig.12 Conformal thermal insulating blanket cross section

圖13 保形隔熱氈縫紉樣式Fig.13 Stitching style of conformal thermal insulating blanket

絮狀材料外側(cè)覆蓋外隔熱層，此處溫度高達(dá)1315 ℃，采用高溫陶瓷纖維材料如NEXTEL 440；絮狀材料另一側(cè)為內(nèi)隔熱層，此處溫度降低到648 ℃，采用陶瓷纖維材料如E-glass。高溫陶瓷線狀纖維NEXTEL 440可以用作外成形縫紉層線，另一種不同于E-glass的S-glass纖維可以用于內(nèi)成形縫紉層線[13]。

最后一步就是用陶瓷涂層材料如氧化鋁/氧化硅、磷酸鑭等灌注外隔熱層，從而形成高溫復(fù)合材料層，結(jié)構(gòu)形式見圖14[13]。通過循環(huán)熱處理去除灰塵、有機(jī)物和污染物。外隔熱層和高溫復(fù)合材料層形成相對(duì)協(xié)調(diào)的抗高溫表面，以應(yīng)對(duì)迎風(fēng)面1204 ℃的高溫。

制備的保形隔熱氈尺寸比陶瓷瓦更大，更耐用，更柔韌，因此有更高的可靠性、供給性和重復(fù)使用性。

圖14 隔熱氈灌注表面陶瓷層示意圖Fig.14 Thermal insulating blanket with impregnated outer insulating layout and batting

3 X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的特點(diǎn)與啟示

3.1 X-37B可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)

航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)首次應(yīng)用陶瓷瓦防熱材料，其中最高溫區(qū)采用增強(qiáng)碳/碳材料、較高溫區(qū)采用可重復(fù)使用的剛性陶瓷防熱瓦、較低溫區(qū)采用可重復(fù)使用的保性隔熱氈，實(shí)現(xiàn)了熱防護(hù)系統(tǒng)的可重復(fù)使用。但由于所用陶瓷瓦材料易脆、耐沖擊性能差、維修維護(hù)周期長(zhǎng)且成本高昂，導(dǎo)致航天飛機(jī)的可重復(fù)使用性和再次起飛的響應(yīng)速度大打折扣。在堅(jiān)持航天飛機(jī)陶瓷熱防護(hù)技術(shù)路線基礎(chǔ)上，圍繞重復(fù)使用、超強(qiáng)機(jī)動(dòng)性和快速響應(yīng)性戰(zhàn)略用途提出的苛刻要求，X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)通過升級(jí)設(shè)計(jì)理念、研制耐受超高溫的輕質(zhì)陶瓷防熱材料，設(shè)計(jì)了可重復(fù)使用性好、輕量化的非燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)。

(1)提出防熱與隔熱一體化設(shè)計(jì)新理念，解決了熱防護(hù)系統(tǒng)高溫區(qū)熱匹配問題。航天飛機(jī)最高溫區(qū)熱防護(hù)按照防熱為主設(shè)計(jì)，次高溫區(qū)的陶瓷瓦熱防護(hù)以隔熱為主進(jìn)行設(shè)計(jì)，而負(fù)責(zé)研制X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)的NASA艾姆斯研究中心提出了“防熱-隔熱一體化設(shè)計(jì)”的新思路，并成功研制外層非燒蝕防熱材料與內(nèi)層低密度隔熱基體一體的增韌纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料。TUFROC外層的抗氧化碳基陶瓷碳帽可長(zhǎng)時(shí)間耐受1679 ℃高溫，并能在高溫下保持穩(wěn)定的氣動(dòng)外形；內(nèi)層的纖維隔熱層熱導(dǎo)率低、熱膨脹低，可為機(jī)身提供良好的隔熱邊界；外層與內(nèi)層之間的梯度化過渡層，解決了短距離巨大溫差造成的熱裂問題。

(2)升級(jí)不同溫度區(qū)所用防熱結(jié)構(gòu)和防熱材料的性能。X-37B在最高溫區(qū)首次應(yīng)用TUFROC材料，與航天飛機(jī)同部位所用的增強(qiáng)碳/碳復(fù)合材料相比，可多次長(zhǎng)時(shí)間耐受更高的溫度1697 ℃，解決增強(qiáng)碳/碳復(fù)合材料超高溫環(huán)境下的抗氧化、熱裂等問題，同時(shí)顯著降低了制造周期和材料成本。X-37B較高溫度區(qū)使用的TUFI/AETB防熱材料，是航天飛機(jī)陶瓷防熱瓦的升級(jí)材料，顯著提高了抗沖擊剝蝕性能，減少了損傷修復(fù)工作，提高了飛行器耐久性和抗損傷能力。除此之外，X-37B也大量使用成熟技術(shù)，其中，氣動(dòng)舵面選用成熟的C/C、C/SiC陶瓷復(fù)合材料，制作成具有承載和防熱功能的整體薄殼結(jié)構(gòu)；背風(fēng)面等低溫度區(qū)采用成熟的低密度的保形隔熱氈材料。

(3)顯著增強(qiáng)熱防護(hù)系統(tǒng)的可重復(fù)使用能力。X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)所用的TUFROC陶瓷瓦、TUFI/AETB陶瓷瓦、保形隔熱氈、C/C及C/SiC復(fù)合材料整體薄殼氣動(dòng)舵面結(jié)構(gòu)，都是具有良好重復(fù)使用性的防熱材料和部件。TUFROC材料的耐溫性和抗氧化能力顯著高于航天飛機(jī)所用隔熱瓦，相同再入熱環(huán)境下的微損傷也進(jìn)一步減小，有助于延長(zhǎng)使用壽命；TUFROC材料的抗沖擊剝蝕性能好，TUFI/AETB是具有更強(qiáng)抵御空間碎片能力的低密度材料，因此，這兩種材料都具有較強(qiáng)的抗損傷能力，有效減少維護(hù)保養(yǎng)和損傷修復(fù)工作。與航天飛機(jī)相比，X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)防熱性能和抗損傷性能的改善，顯著提高了可重復(fù)使用性和響應(yīng)速度。

(4)提升熱防護(hù)系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)輕量化水平。X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)大量使用低密度的非燒蝕防熱材料，如TUFROC的密度為0.4 g/cm3，明顯低于超高溫陶瓷、C/C、C/SiC、SiC/SiC等最高溫區(qū)的其他備選材料；大面積防熱使用的保形隔熱氈材料，以質(zhì)量輕、耐熱裂性好等優(yōu)點(diǎn)而著稱。防熱-隔熱一體化設(shè)計(jì)和過渡層的梯度化處理為機(jī)身提供良好的隔熱邊界，減少機(jī)身的隔熱處理措施；相比航天飛機(jī)鋁合金機(jī)身，石墨/聚酰胺蜂窩夾層結(jié)構(gòu)形式的一體化機(jī)身也具有顯著的輕量化優(yōu)勢(shì)。

3.2 可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的啟示

X-37B輕量化的陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)為可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)開辟了新道路。

(1)始終把握充分繼承成熟技術(shù)、進(jìn)行合理適度技術(shù)升級(jí)的原則。X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)堅(jiān)持航天飛機(jī)非燒蝕熱防護(hù)的技術(shù)路線，大面積防熱結(jié)構(gòu)和材料全面采用航天飛機(jī)的攻關(guān)成果；重點(diǎn)針對(duì)航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)薄弱的重復(fù)使用能力和高昂的運(yùn)營(yíng)成本，開展設(shè)計(jì)理念創(chuàng)新和材料升級(jí)。全面繼承成熟技術(shù)是降低研制成本和技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)，提高產(chǎn)品可靠性和安全性的必然途徑。

(2)重點(diǎn)在提高熱防護(hù)系統(tǒng)重復(fù)使用的實(shí)用性和經(jīng)濟(jì)性。陶瓷瓦固有的易脆、易損傷、維修維護(hù)成本高等缺點(diǎn)，導(dǎo)致航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)的可重復(fù)使用一直沒有徹底解決。X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)通過增強(qiáng)材料的抗損傷能力，有效減少了損傷修復(fù)工作，縮短了維護(hù)/維修周期，顯著提高了重復(fù)使用的實(shí)用性。X-37B大量選用成熟材料，新研的TUFROC材料的制造成本顯著低于增強(qiáng)碳/碳材料，地面維護(hù)/維修成本也隨著工作量的減少而降低，同時(shí)，熱防護(hù)系統(tǒng)的輕量化也降低了發(fā)射成本，因此，重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的經(jīng)濟(jì)性得到了明顯提升。

(3)著力改進(jìn)和提高輕質(zhì)非燒蝕防熱材料性能是可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。與傳統(tǒng)防熱材料相比，TUFROC材料耐溫提高至1697 ℃，密度只是增強(qiáng)碳/碳復(fù)合材料材料的1/4。材料性能的改善為X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)輕量化和重復(fù)使用性提供了良好的材料基礎(chǔ)。

4 結(jié)束語

X-37B軌道試驗(yàn)飛行器的可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)采用相對(duì)成熟技術(shù)和先進(jìn)成熟材料，提出了防熱隔熱一體化和梯度化設(shè)計(jì)概念，設(shè)計(jì)并驗(yàn)證了一種低成本、高可靠、良好供給性的熱防護(hù)系統(tǒng)。該防護(hù)系統(tǒng)技術(shù)路線是非金屬材料為主的非燒蝕熱防護(hù)，解決了重復(fù)使用所要求的氣動(dòng)外形保持、局部超高熱流非燒蝕熱防護(hù)以及耐高溫非燒蝕防熱材料研制等問題。同時(shí)，針對(duì)不同部位的防熱具體差異，采用了不同的防熱結(jié)構(gòu)形式和防護(hù)材料，進(jìn)一步優(yōu)化了熱防護(hù)系統(tǒng)。X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)的技術(shù)途徑及防熱材料的應(yīng)用形式，對(duì)國(guó)內(nèi)開展可重復(fù)使用航天器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有較重要的借鑒意義。

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(編輯：李多)

Reusable Thermal Protection System for Orbital Test Vehicle X-37B

ZHOU Zhiyong MA Bin ZHANG Cui HAN Xiuzhu LIU Feng DONG Yanzhi

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

Thermal protection system(TPS) is the key part of a reusable spacecraft，and orbital test vehicle X-37B broke through the reusable TPS technology handicap. In the paper，the TPS used in different areas of X-37B，such as nose，leading edges，body windward side and leeward side，is totally investigated，and the detailed description is given in terms of material scheme，performance parameters，fabrication method and verification tests. Finally，the design experience for X-37B TPS is summarized briefly which would be favourable for the develpoment of Chinese reusable spacecraft as well as the relative research of reusable TPS.

X-37B orbital test vehicle(OTV);reusable;TPS;material

2016-05-06；

2016-06-10

周志勇，男，碩士，工程師，從事航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析工作。Email:zzy_501@163.com。

V476.9

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.015