充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化及防熱試驗(yàn)工程方法

黃明星 曹旭 唐明章

(北京空間機(jī)電研究所,北京 100094)

相對(duì)于傳統(tǒng)的剛性再入和降落傘減速方式,充氣式再入航天器在將要進(jìn)入大氣之時(shí),就從包裝折疊狀態(tài)完全展開[1-2],雖然在大氣層外(一般將大氣層邊界取為80～120 km)分子密度非常小,但是由于充氣式再入航天器完全展開后阻力面積很大,也可起到一定的減速效果。經(jīng)歷大氣的自由流、過度流和連續(xù)流等幾個(gè)階段,相應(yīng)的飛行速度也由超高聲速逐漸降低到亞聲速,直至滿足著陸要求。與傳統(tǒng)的再入與返回方式相比,充氣式再入航天器不僅有再入防熱功能,即進(jìn)入大氣層時(shí)承受高超聲速氣流的氣動(dòng)熱載荷的功能,而且它也要滿足氣動(dòng)減速要求,在超聲速和亞聲速狀態(tài)時(shí)通過氣動(dòng)力減速,達(dá)到著陸速度要求,除此之外,充氣式再入航天器的充氣結(jié)構(gòu)在著陸時(shí)也起到緩沖的作用。1996年,俄羅斯在“Mars 96”火星著陸計(jì)劃的飛行試驗(yàn)中搭載了充氣式再入航天器,但是由于火箭升空后未能正常入軌導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。2000年,俄羅斯首先進(jìn)行了充氣再入下降技術(shù)系統(tǒng)(IRDT)相關(guān)的飛行試驗(yàn),驗(yàn)證了充氣式再入方案的可行性[3]。2007年后,NASA展開了一系列的充氣式再入航天器的充氣再入飛行試驗(yàn)(IRVE),包括:IRVE-1、IRVE-2、IRVE-3、IRVE-4、高熱流充氣再入-1(HEART-1)、HEART-2。除IRVE-1由于與火箭分離失敗,其它的飛行試驗(yàn)則非常成功,驗(yàn)證了在氣動(dòng)載荷下充氣結(jié)構(gòu)的保形能力和材料的耐熱性能[4]。

充氣式再入航天器由頭部的剛性頭錐和柔性防熱系統(tǒng)組成,其起到減速和防熱作用,駐點(diǎn)及附近的高熱流由剛性頭錐承受,其它部分熱流由柔性防熱系統(tǒng)承受。充氣式再入航天器的柔性防熱系統(tǒng)(Thermal Protection System,TPS)采用了結(jié)構(gòu)和防熱的一體化設(shè)計(jì),其防熱結(jié)構(gòu)不僅要承受熱載荷,而且還要承受再入、減速過程的氣動(dòng)載荷[5-7]。

國內(nèi)對(duì)充氣式再入航天器也正在展開各方面的研究,本文對(duì)充氣式再入航天器的結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化,通過工程算法,比較了不同充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)參數(shù)下充氣式再入航天器的剛性頭錐、柔性防熱系統(tǒng)的最大熱流密度和溫度、充氣式再入航天器的質(zhì)量3個(gè)方面的計(jì)算結(jié)果,求出了剛性頭錐防熱、柔性防熱系統(tǒng)防熱、質(zhì)量都能滿足約束條件的充氣再入航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案。然后,對(duì)于充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)最優(yōu)設(shè)計(jì)方案,本文給出其再入過程的彈道及熱流密度、溫度的變化曲線,且對(duì)該工程算法進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。最后,針對(duì)柔性防熱系統(tǒng)的再入熱流密度,設(shè)計(jì)了防熱材料結(jié)構(gòu)方案,并對(duì)防熱材料結(jié)構(gòu)方案進(jìn)行了熱沖擊試驗(yàn),給出了柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)可行的設(shè)計(jì)思路。

1 充氣式再入航天器優(yōu)化設(shè)計(jì)

為了有效降低充氣式再入航天器再入過程的熱流密度及溫度,需要對(duì)充氣式再入航天器進(jìn)行不同結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化計(jì)算。在對(duì)充氣式再入航天器優(yōu)化過程中,采用相同的再入條件[7],再入條件設(shè)為:再入高度取大氣層的外緣高度h為150 km,再入速度v為7850 m/s,再入角β為－2°,然后根據(jù)不同的再入過程,采用相應(yīng)的工程算法進(jìn)行估算。

1.1 充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)優(yōu)化

本文的研究對(duì)象為采用鈍-錐外型的充氣式再入航天器,結(jié)構(gòu)參考IRVE[5]的設(shè)計(jì),見圖1所示。其全展開半徑為R2,頭錐半徑為R0,柔性防熱系統(tǒng)與剛性頭錐的結(jié)合部分半徑為R1,錐形部分半錐角為α,充氣再入航天器總質(zhì)量為m。

圖1 展開的充氣式再入航天器Fig.1 Deployed inflatable reentry vehicle

充氣式再入航天器的結(jié)構(gòu)參數(shù)有如下關(guān)系。

式中:k為剛性頭錐半徑與全展開半徑之比;m0為充氣式再入航天器質(zhì)量中與表面積變化相關(guān)的部分,主要由柔性防熱系統(tǒng)及充氣環(huán)質(zhì)量決定;m1為充氣式再入航天器中除柔性防熱及充氣環(huán)部分質(zhì)量其在航天器外形改變時(shí),變化不大;參考IRVE的設(shè)計(jì),當(dāng)R2為2 m,α為60°時(shí),m0可取為50 kg,m1可取為80 kg。

本文依據(jù)國外常見的充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)[4],對(duì)R2分別取2 m、3 m、4 m,k取0.1、0.2、0.3,半錐角α取30°、45°、60°的情況進(jìn)行計(jì)算。

采用工程算法,再入過程中剛性頭錐與柔性防熱系統(tǒng)的最大熱流密度、最高溫度隨著充氣式再入航天器的結(jié)構(gòu)參數(shù)變化曲線見圖2～圖5所示。

圖2 剛性頭錐最大熱流密度隨著結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化Fig.2 Rigid nose maximum heating rate varies with parameters of structure

圖3 剛性頭錐最高溫度隨著結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化Fig.3 Rigid nose maximum temperature varies with parameters of structure

圖4 柔性防熱系統(tǒng)最大熱流密度隨著結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化Fig.4 TPS maximum heating rate varies with parameters of structure

從圖2～圖5中計(jì)算數(shù)據(jù)可以看出,當(dāng)其它外形條件相同時(shí),充氣式再入航天器的全展開半徑R2越大,剛性頭錐及柔性防熱系統(tǒng)的最大熱流密度及最高溫度越小;隨著航天器剛性頭錐半徑與全展開半徑之比k增大,剛性頭錐及柔性防熱系統(tǒng)相應(yīng)的最大熱流密度及最高溫度均變小。

其它條件相同時(shí),充氣式再入航天器的錐形部分半錐角α越大,剛性頭錐的最大熱流密度與最高溫度越小,但柔性防熱系統(tǒng)部分的最大熱流密度及最高溫度越大,這是因?yàn)殄F形部分半錐角一方面影響充氣式再入航天器的質(zhì)量(其它條件相同時(shí),半錐角越大,航天器質(zhì)量越小),從而影響整個(gè)航天器整體的熱流密度,另一方面,錐形部分半錐角還決定了熱流密度在航天器表面的分布(決定柔性防熱系統(tǒng)的最大熱流密度)。

圖5 柔性防熱系統(tǒng)最高溫度隨著結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化Fig.5 TPS maximum temperature varies with parameters of structure

一般來說,充氣式再入航天器的質(zhì)量應(yīng)該盡量小,其表面溫度應(yīng)該盡可能的低,取其質(zhì)量約束條件為小于200 kg,其表面溫度約束條件為:剛性頭錐的最高溫度小于1400℃,柔性防熱系統(tǒng)的最高溫度小于1300℃[8]。從圖2～圖5中得到滿足所有約束條件的充氣式再入航天器的結(jié)構(gòu)參數(shù)見表1所示。

表1 滿足質(zhì)量與溫度約束條件的充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)參數(shù)Table 1 Inflatable re-entry vehicle structure under the condition of thermal and weight constraint

1.2 彈道參數(shù)及熱學(xué)參數(shù)的工程估算

根據(jù)上面的工程算法計(jì)算,本文選取剛性頭錐最高溫度最小的方案,即k＝0.2,R2＝3 m,α＝60°時(shí)的充氣式再入航天器為計(jì)算模型,計(jì)算其整個(gè)再入過程的彈道參數(shù)及熱學(xué)參數(shù)的變化曲線。

充氣式再入航天器為旋成體,質(zhì)心一般配置在在中心軸線上,而且再入過程時(shí)間較短,對(duì)于本文的初步研究,假設(shè)充氣式再入航天器具有足夠的靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性,其再入過程可近似為一個(gè)二維平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng),不考慮地球自轉(zhuǎn)的影響[9]。

充氣式航天器的再入初始條件為:再入高度為150 km,再入速度為7850 m/s,再入角為－2°。由上述假設(shè),可以得到充氣式再入航天器的高度,速度與水平線夾角,速度,馬赫數(shù)據(jù)的變化曲線,分別見圖6、圖7所示。

圖6 再入過程中高度及速度與水平線夾角的變化Fig.6 Altitude and angle change of re-entry process

圖7 再入過程中速度及馬赫數(shù)的變化Fig.7 Velocity and Mach number change of re-entry process

從圖6中可以看出,在自由分子流和過渡流區(qū)(高度大于100 km,再入時(shí)間小于190 s),此流區(qū)的密度很小為10－9,導(dǎo)致氣動(dòng)阻力占重力的比例很小,所以高度隨著時(shí)間的變化呈現(xiàn)一條直線,在連續(xù)流部分,氣動(dòng)阻力開始增大,充氣式再入航天器的速度急劇減小。

根據(jù)流體力學(xué),可以把再入過程根據(jù)流態(tài)分別自由流區(qū)、過渡流區(qū)、連續(xù)流區(qū)。本文采用的工程算法包括:在自由分子流區(qū)采用分子運(yùn)動(dòng)論,由KEMP-RIDDELL公式計(jì)算熱流密度[10],過渡流區(qū)通過MATTING半經(jīng)驗(yàn)方法計(jì)算得到[11],連續(xù)流區(qū)熱流密度可分為邊界層對(duì)流傳熱和激波層輻射傳熱[12-13]分別計(jì)算。柔性防熱系統(tǒng)的熱流密度為剛性頭錐與柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分界處的熱流密度。再入過程熱學(xué)參數(shù)變化見圖8、圖9所示。

圖8 再入過程中剛性頭錐駐點(diǎn)熱流密度及溫度的變化Fig.8 Rigid nose heating rate and temperature change of re-entry process

從圖8中可以看出,在150～125 km高度范圍內(nèi),剛性頭錐駐點(diǎn)及柔性防熱系統(tǒng)的熱流密度很小,而且基本沒有變化,在過渡流區(qū),其熱流密度開始迅速增加,外熱流密度在連續(xù)流區(qū)先增加后迅速減小,溫度的變化趨勢與熱流密度一致,剛性頭錐駐點(diǎn)及柔性防熱系統(tǒng)的熱流密度均在80 km左右達(dá)到最大值,最大熱流密度分別為31.1 W/cm2、25.2 W/cm2。

充氣式再入航天器表面發(fā)射率取為0.89[11],根據(jù)能量守恒關(guān)系,即航天器來流對(duì)壁面的對(duì)流傳熱及輻射傳熱與壁面對(duì)來流的輻射傳熱平衡(忽略壁面向防熱結(jié)構(gòu)內(nèi)部傳熱),估算出表面溫度的變化,剛性頭錐與柔性防熱系統(tǒng)溫度的變化規(guī)律與相應(yīng)的外熱流密度變化一致。剛性頭錐駐點(diǎn)及柔性防熱系統(tǒng)外表面溫度在80 km左右達(dá)到最大,最高溫度分別為1303℃和1220℃。

1.3 工程算法驗(yàn)證

為了檢驗(yàn)本文采用方法的合理性,將本文方法應(yīng)用到文獻(xiàn)中IRVE再入?yún)?shù)的計(jì)算中,并與文獻(xiàn)[12]中Navier-Stokes程序計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。IRVE由NASA蘭利研究中心主持研究,由Terrier號(hào)火箭發(fā)射,在飛行290s后充氣展開,在125 km之前充氣展開完成,最后以17.3 m/s速度于水面著陸。其充氣結(jié)構(gòu)參數(shù)和初始條件為:結(jié)構(gòu)總質(zhì)量為137 kg,再入高度為169 km,再入速度為223 m/s,再入角為0°,展開最大直徑為3 m,鈍頭半徑為0.6 m,半錐角為60°。IRVE結(jié)構(gòu)見圖10所示[12]。表2和表3是由文獻(xiàn)[12]計(jì)算得到部分結(jié)果。

圖10 IRVE幾何結(jié)構(gòu)Fig.10 Cross sectional view of IRVE

表2 IRVE的再入高度-速度數(shù)據(jù)Table 2 Altitude and velocity of IRVE reentry

表3 IRVE的再入高度-熱流密度數(shù)據(jù)Table 3 Altitude and heat rate of IRVE reentry

根據(jù)充氣式再入航天器的尺寸和初始再入條件[12],用本文的工程算法可以計(jì)算其再入過程中的速度和熱流密度變化,如圖11所示。

圖11 本文方法與文獻(xiàn)中彈道及熱學(xué)參數(shù)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.11 Heat rate and velocity data comparison between this paper and reference

從圖11可以看出,速度高度曲線與文獻(xiàn)數(shù)據(jù)基本重合,本文計(jì)算的最大熱流密度為0.80 W/cm2,而文獻(xiàn)中駐點(diǎn)最大熱流密度為0.79 W/cm2,兩者也非常吻合,這說明本文采用的方法和假設(shè)都是合理可行的。

2 柔性防熱系統(tǒng)的熱沖擊試驗(yàn)

2.1 柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

充氣式再入航天器的柔性防熱系統(tǒng)(TPS)不僅要維持氣動(dòng)減速的氣動(dòng)外形,而且還要承受再入過程的氣動(dòng)加熱。其一般由防熱層、絕熱層、氣密層3個(gè)功能層組成[13]。

參考國外柔性防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì),根據(jù)文中計(jì)算的充氣式再入航天器再入熱環(huán)境,本文柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)也采用依次層疊的防熱層、絕熱層、氣密層的形式,其中一種柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖12所示。其中防熱層由耐高溫的氧化鋁纖維布(Nextel 440),絕熱層采用多層復(fù)合的纖維毯。氣密層采用芳綸布Kelvar。對(duì)本文中設(shè)計(jì)的柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱沖擊試驗(yàn),考核柔性防熱系統(tǒng)在再入熱環(huán)境下的防熱性能,T1、T2分別表示試驗(yàn)時(shí)布置在試驗(yàn)件兩側(cè)的熱電偶。

圖12 本文設(shè)計(jì)的一種柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.12 One struture of TPS designed in this paper

2.2 柔性防熱系統(tǒng)熱沖擊試驗(yàn)

為驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)防熱效果,對(duì)其開展熱沖擊試驗(yàn)。在熱沖擊試驗(yàn)中,由試驗(yàn)設(shè)備模擬實(shí)際再入溫度曲線,對(duì)柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)加熱,獲得柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)冷端溫度變化曲線,試驗(yàn)時(shí)試驗(yàn)件處于一個(gè)大氣壓的環(huán)境內(nèi)。

2.2.1 熱沖擊試驗(yàn)設(shè)備及工況

本試驗(yàn)由高速飛行器紅外輻射式瞬態(tài)氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)M控制系統(tǒng)生成熱試驗(yàn)環(huán)境,其控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖13所示,它是一個(gè)由石英紅外輻射器、溫度傳感器、信號(hào)放大器、A/D轉(zhuǎn)換器、工業(yè)控制計(jì)算機(jī)、D/A轉(zhuǎn)換器、移相觸發(fā)器、可控硅功率調(diào)節(jié)器等部分組成的計(jì)算機(jī)閉環(huán)控制系統(tǒng)。

圖13 再入熱流模擬系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.13 Structure of reentry heat simulation system

系統(tǒng)工作時(shí),由溫度傳感器將連續(xù)變化的溫度值采入,信號(hào)經(jīng)過放大后,送入A/D轉(zhuǎn)換器進(jìn)行模/數(shù)轉(zhuǎn)換。將測量到的溫度值與設(shè)定溫度值進(jìn)行比較后將偏差送入控制程序,計(jì)算機(jī)通過控制算法對(duì)采樣數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算得到控制量,并經(jīng)過D/A轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換成模擬信號(hào)后驅(qū)動(dòng)電功率調(diào)節(jié)裝置,調(diào)節(jié)加在石英紅外輻射器上的電功率,從而實(shí)現(xiàn)材料表面溫度過程的自動(dòng)熱環(huán)境模擬。

根據(jù)上文中工程算法計(jì)算結(jié)果,柔性防熱系統(tǒng)再入溫度為圖14中藍(lán)色散點(diǎn)數(shù)據(jù)。結(jié)合設(shè)備升溫能力,對(duì)再入過程柔性防熱系統(tǒng)外表面溫度變化曲線進(jìn)行微小修改,用調(diào)整后的曲線作為熱沖擊試驗(yàn)的加熱條件,試驗(yàn)設(shè)定的加熱工況見圖14紅色曲線。

圖14 柔性防熱系統(tǒng)外表面溫度變化Fig.14 Temperature change of TPS out layer

從圖14中可以看出,柔性防熱材料熱沖擊試驗(yàn)工況與理論計(jì)算的再入過程外表面溫度變化曲線非常吻合。但是在實(shí)際溫度控制過程中,在升溫階段可以通過改變石英燈功率等控制實(shí)際溫度與設(shè)定溫度一致,但是在降溫階段后期,加熱系統(tǒng)停止工作,試驗(yàn)件進(jìn)行自然冷卻,冷卻速率與試驗(yàn)件及其所在環(huán)境有關(guān),并不受試驗(yàn)系統(tǒng)控制,故在降溫階段,試驗(yàn)件真實(shí)的溫度變化會(huì)與設(shè)定溫度有偏差。

2.2.2 熱沖擊試驗(yàn)件

本次柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件共有6件,試驗(yàn)件的防熱層、絕熱層、氣密層分別由氧化鋁纖維布、多層復(fù)合纖維毯、Kelvar縫制而成,各試驗(yàn)件主要區(qū)別為絕熱層多層復(fù)合纖維毯不同。各試驗(yàn)件多層復(fù)合纖維毯的結(jié)構(gòu)見表4所示,其中浸漬纖維鋪層相比于普通纖維鋪層,添加了納米氧化鋯、氧化鋁等顆粒,防隔熱性能有所增加。

表4 試驗(yàn)件材料組成Table 4 Material of test samples

2.2.3 熱沖擊試結(jié)果

本次熱沖擊試驗(yàn)共進(jìn)行了6次,每次試驗(yàn)時(shí),在試驗(yàn)件的熱端面和冷端面各布置一個(gè)熱電偶(圖12)。試驗(yàn)時(shí)各熱電偶記錄的溫度變化如圖15所示。

圖15 各試驗(yàn)件溫度響應(yīng)Fig.15 Temperature response of test samples

從各試驗(yàn)件的溫度變化曲線可以看出,在208 s前,試驗(yàn)件熱端溫度變化與試驗(yàn)設(shè)定溫度一致,最大誤差不超過0.2%,在208—300 s期間由于加熱已系統(tǒng)停止加熱,試驗(yàn)件自然冷卻,試驗(yàn)件熱端溫度高于設(shè)定溫度,對(duì)于驗(yàn)證柔性防熱材料的隔熱性能來說為過考核。

從圖15中可以看出,柔性防熱材料熱端面最高溫度約為1220℃,冷端面最高溫度在100～297℃之間。在前150 s,各防熱材料冷端溫度均升高很小,隨后都緩慢上升,在約為210s時(shí),各試驗(yàn)件的冷端溫度達(dá)到最高。各試驗(yàn)件最高溫度見表5所示。

表5 各試驗(yàn)件的最高溫度Table 5 Maximum temperature of test samples

從表5中可以看出,各試驗(yàn)件冷端到達(dá)最高溫度的時(shí)間點(diǎn)基本一致,1#、2#試驗(yàn)件的隔熱效果明顯好于其它試驗(yàn)件。

試驗(yàn)件1#與2#,3#與4#試驗(yàn)結(jié)果相比,說明試驗(yàn)件越厚(面密度越大)其防熱效果越好。試驗(yàn)結(jié)果表明:試驗(yàn)件3#、4#、6#的冷端溫度均超過了氣密層Kevlar最高長期使用溫度250℃,超過250℃溫度時(shí),Kevlar的強(qiáng)度下降比較明顯,難以滿足使用要求。

通過本次柔性防熱材料熱沖擊試驗(yàn),獲得在再入溫度條件下各試驗(yàn)件熱端和冷端的溫度變化曲線。所有試驗(yàn)件各功能層材料均未發(fā)生破壞,1#、2#試驗(yàn)件由于絕熱層采用浸漬的纖維鋪層,冷端溫度最低,但其密度較高,折疊較困難。

3 結(jié)論

本文通過工程算法對(duì)充氣式再入航天器的彈道及熱流密度進(jìn)行優(yōu)化計(jì)算,得到優(yōu)選的充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù),并計(jì)算其再入過程熱學(xué)環(huán)境,在此熱流密度條件下,對(duì)不同的柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱沖擊試驗(yàn),可得到以下結(jié)論:

(1)本文工程算法可計(jì)算出充氣式再入航天器再入過程的彈道及熱學(xué)參數(shù)變化,并與IRVE數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證,具有很好的求解精度。

(2)通過對(duì)全展開半徑,半錐角,剛性頭錐半徑與全展開半徑之比3個(gè)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化計(jì)算,得到了滿足質(zhì)量約束條件,剛性頭錐與柔性防熱系統(tǒng)熱流密度及溫度約束條件的充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)參數(shù),其中剛性頭錐半徑與全展開半徑之比k＝0.2,全展開半徑R2＝3 m,半錐角α＝60°為一種優(yōu)選設(shè)計(jì)方案。

(3)對(duì)于本文優(yōu)選的充氣式再入航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案,其柔性防熱系統(tǒng)最大熱流密度在距地面80 km處的連續(xù)流區(qū)達(dá)到25.2 W/cm2,此時(shí)外表面最大溫度約為1220℃。

(4)本文設(shè)計(jì)的柔性防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱沖擊試驗(yàn)時(shí),各功能層材料均未發(fā)生破壞,試驗(yàn)件1#、2#在隔熱優(yōu)勢明顯,經(jīng)過隔熱后,材料冷端的最高溫度不超過120℃,但面密度和折疊難度較大,后續(xù)試驗(yàn)建議采用試驗(yàn)件1#、2#材料構(gòu)成,對(duì)其進(jìn)行改進(jìn),在適當(dāng)犧牲隔熱效果的基礎(chǔ)上降低材料面密度、提高材料的柔韌性,以滿足工程使用要求。