返回式航天器高溫隔熱材料綜述

周聰　徐淑瓊　李云芳

【摘 要】熱防護(hù)系統(tǒng)是可重復(fù)使用航天器的核心部分，在發(fā)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(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)，對熱防護(hù)材料進(jìn)行了綜合敘述，并對可重復(fù)使用航天器熱防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行簡單介紹。

【關(guān)鍵詞】航天器;熱防護(hù)系統(tǒng);耐熱材料

中圖分類號： V25;V445.1文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A文章編號： 2095-2457（2019）18-0168-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.18.079

【Abstract】Thermal Protection System（TPS），which is the core part of the reusable ?astrovehicle，has been taking an important part in the process of lift-off and re-entry.This paper briefly introduces materials and structural design characters of the main thermoresistant components on the astrovehicle，it also comprehensively ?recounts the thermal protective materials.Further more，it simply introduces the TPS of the reusable astrovehicle.

【Key words】Astrovehicle;Thermal Protection System;Thermoresistant material

0 引言

航天器，是按照天體力學(xué)規(guī)律在太空運(yùn)行并執(zhí)行各類空間任務(wù)的各類飛行器。在進(jìn)行返回式衛(wèi)星、載人航天器這類可返回地面的航天器設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮高速返回時(shí)，其外壁與大氣高速摩擦的問題。和返回式衛(wèi)星相比，載人航天器的再入環(huán)境更嚴(yán)苛，包括加熱時(shí)間更長等諸多因素。無論是返回式衛(wèi)星、載人航天器，都必須要有相應(yīng)的防熱系統(tǒng)，以避免由于高速再入大氣層時(shí)產(chǎn)生的高溫而將船體燒壞。防熱系統(tǒng)是返回式航天器研制的關(guān)鍵技術(shù)之一，航天器的隔熱系統(tǒng)和材料是一個(gè)重要問題，對宇航員來說更是生死攸關(guān)。許多研究指出：輻射防熱結(jié)構(gòu)曾經(jīng)是，而且將繼續(xù)是先進(jìn)的返回式航天器防熱的主要結(jié)構(gòu)形式。[1]

1 再入環(huán)境

返回式航天器的再入段需經(jīng)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(dòng)加熱最為嚴(yán)重的階段。大氣的各狀態(tài)參數(shù)與海拔高度的相對關(guān)系大致如圖1所示：

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(shù)多次轉(zhuǎn)折，大氣壓強(qiáng)的變化與空氣密度的變化增長迅速，可以得出結(jié)論：大氣的狀態(tài)參數(shù)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(hù)系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證及評估技術(shù)體系，驗(yàn)證試驗(yàn)涵蓋了防熱材料的熱脹系數(shù)、熱擴(kuò)散系數(shù)、燒蝕率、震動(dòng)及其耦合效應(yīng)、空間碎片和微粒的高速?zèng)_擊等各個(gè)方面。高溫隔熱材料主要有密度小、耐溫高、熱膨脹系數(shù)小、燒蝕率低、熱擴(kuò)散系數(shù)小等性質(zhì)。

2.1 航天飛機(jī)高溫隔熱材料

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

2.1.1 可重復(fù)使用的高溫絕熱材料

可重復(fù)使用的高溫絕熱材料（HRSI）瓷磚可承受高達(dá)1260℃的溫度。在航天飛機(jī)上，HRSI瓦片覆蓋了包含起落架、外部臍帶連接門在內(nèi)的軌道器下表面的部分，也用在機(jī)身前上部——軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)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(shí)遇到的熱載荷。除封閉區(qū)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(fù)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(fù)使用的低溫絕熱材料

可重復(fù)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(jī)身，垂直尾翼和軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)/反應(yīng)控制系統(tǒng)吊艙的區(qū)域。這些瓷磚防護(hù)的再入溫度低于649℃。LRSI瓷磚制造方式與HRSI瓷磚相同，但當(dāng)軌道器暴露在直射陽光下時(shí)，白色有助于消除軌道器的熱量。

LRSI瓷磚可以重復(fù)使用多達(dá)100次任務(wù)再進(jìn)行翻新。每次任務(wù)后，這些瓷磚都會(huì)在裝配車間中接受檢查，在下一次任務(wù)前更換受損的瓷磚。在必要時(shí)，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(fù)使用的氈制絕熱材料

可重復(fù)使用的氈制絕熱材料（FRSI）是一種可在高達(dá)371℃的溫度下提供保護(hù)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(jī)身。

2.1.4 可重復(fù)使用先進(jìn)的絕熱材料

可重復(fù)使用先進(jìn)的絕熱材料（AFRSI）是在“哥倫比亞”號交付使用之后開發(fā)的，并首次用于“挑戰(zhàn)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(shù)的LRSI瓷磚。AFRSI材料比LRSI瓷磚需要的維護(hù)更少但熱性能相同。在NASA對“挑戰(zhàn)者”號若干次的使用之后，AFRSI被更廣泛地用于“發(fā)現(xiàn)者”號，并且在NASA失去“挑戰(zhàn)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(qiáng)化碳復(fù)合材料

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

為了具備抗氧化性以便重復(fù)使用，RCC的外層涂有碳化硅（SiC）。RCC對發(fā)射和再入期間的產(chǎn)生疲勞負(fù)荷具有高度抵抗力。RCC比瓷磚強(qiáng)，并且還用于軌道器前部連接點(diǎn)周圍，用于適應(yīng)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(jī)頭前緣，、側(cè)艙蓋、機(jī)翼、垂直穩(wěn)定器和航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)等部件的隔熱罩。門和移動(dòng)表面在熱防護(hù)系統(tǒng)中不可避免地產(chǎn)生了開放性間隙，必須保護(hù)其免受熱量的影響。可將間隙填料添置在門和移動(dòng)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(rèn)定存在潛在的安全風(fēng)險(xiǎn)，隨后NASA移除了這些間隙材料。間隙填充物可能會(huì)引起機(jī)身下方產(chǎn)生湍流氣流，進(jìn)而導(dǎo)致進(jìn)一步加熱，可能損壞軌道器。[3]

雖然RCC具有最佳的熱防護(hù)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(qū)域。一般來說，材料使用的目的是：在受熱區(qū)域，使用與所需熱保護(hù)一致，質(zhì)量最輕的隔熱材料。

2.2 載人飛船高溫隔熱系統(tǒng)

2.2.1 AVCCOAT

AVCOAT是由航空集團(tuán)（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(tǒng)中。[4]盡管AVCOAT并未用于航天飛機(jī)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(huán)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(yù)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(yōu)點(diǎn)。在樣品返回任務(wù)與月球返回任務(wù)中，實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)PICA具備高峰值加熱能力，但PICA的熱擴(kuò)散系數(shù)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(jì)90年代研制?！靶浅教枴碧綔y器返回艙大面積采用了PICA。返回艙進(jìn)入大氣層時(shí)飛行速度高達(dá)12.9km/s，刷新了宇宙探測器再入時(shí)飛行速度的新紀(jì)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(wù)的可行性至關(guān)重要。[5]“好奇號”火星探測器也使用了PICA隔熱罩進(jìn)入火星大氣層。

2.2.3 PICA-X

美國太空探索技術(shù)公司在2006-2010年為龍飛船開發(fā)了新型的PICA材料，命名為PICA-X，這一新材料是在PICA基礎(chǔ)上改進(jìn)而成，且更易生產(chǎn)。2010年12月8日，PICA-X熱防護(hù)罩的第一次再入測試于Dragon C1任務(wù)中進(jìn)行。

PICA-X隔熱罩的設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)僅由十幾名工程師和技術(shù)人員組成，但不論設(shè)計(jì)、開發(fā)都完全合格，且耗時(shí)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-X V2，“龍二”飛船則使用了PICA-X V3。SpaceX表示每個(gè)新版本的PICA-X都是主要改進(jìn)了隔熱能力，而不是降低制造成本。

3 總結(jié)

綜上所述，可以總結(jié)得到以下幾點(diǎn)：

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(qiáng)度與剛度;受較大熱應(yīng)力不變形;耐熱疲勞特性優(yōu)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(jī)），應(yīng)根據(jù)隔熱要求的不同，合理布置各材料位置。

航天器根據(jù)任務(wù)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(hù)性能或隔熱性能而言，材料的使用相差無幾。如上述內(nèi)容所言，輻射防熱結(jié)構(gòu)曾經(jīng)是，而且將繼續(xù)是先進(jìn)的返回式航天器防熱的主要結(jié)構(gòu)形式。本文僅是對返回式航天器熱防護(hù)系統(tǒng)和材料的綜述，其他結(jié)構(gòu)與之材料雖有一定相關(guān)性，但本文就不予討論了。

【參考文獻(xiàn)】

[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(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué).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.