高温烧蚀熔化升华，带走大气摩擦热量

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返回式航天器高温隔热材料综述

【摘要】热防护系统是可重复使用航天器的核心部分，在发射或返回过程中极为重要。本文简要介绍了航天器上的主要防热部件的材料及其结构设计特点，对热防护材料进行了综合叙述，并对可重复使用航天器热防护系统进行简单介绍。

【关键词】航天器；热防护系统；耐热材料

0 引言

航天器，是按照天体力学规律在太空运行并执行各类空间任务的各类飞行器。在进行返回式卫星、载人航天器这类可返回地面的航天器设计时，必须考虑高速返回时，其外壁与大气高速摩擦的问题。和返回式卫星相比，载人航天器的再入环境更严苛，包括加热时间更长等诸多因素。无论是返回式卫星、载人航天器，都必须要有相应的防热系统，以避免由于高速再入大气层时产生的高温而将船体烧坏。防热系统是返回式航天器研制的关键技术之一，航天器的隔热系统和材料是一个重要问题，对宇航员来说更是生死攸关。许多研究指出：辐射防热结构曾经是，而且将继续是先进的返回式航天器防热的主要结构形式。

1 再入环境

返回式航天器的再入段需经历热层、中间层、平流层和对流层，其中，中间层、平流层与对流层阶段是气动加热最为严重的阶段。大气的各状态参数与海拔高度的相对关系大致如图1所示：

图1 温度T、大气压强P、密度ρ、空气粘性系数μ随高度的变化曲线

从图表1中可以看出，随着高度的降低，大气温度与空气粘度系数多次转折，大气压强的变化与空气密度的变化增长迅速，可以得出结论：大气的状态参数随高度变化剧烈。

2 高温隔热材料的类型

国外已形成比较成熟的热防护系统试验验证及评估技术体系，验证试验涵盖了防热材料的热胀系数、热扩散系数、烧蚀率、震动及其耦合效应、空间碎片和微粒的高速冲击等各个方面。高温隔热材料主要有密度小、耐温高、热膨胀系数小、烧蚀率低、热扩散系数小等性质。

2.1 航天飞机高温隔热材料

再入过程中因气动加热，航天飞机机头锥帽部位的峰值温度可达1650℃；机翼前缘部位峰值温度可达1260℃；迎风面区域的峰值温度约为500-1260℃；测背风面的峰值温度则低于500℃。由于各部位热防护系统所处环境不同，航天飞机轨道器采用了多种隔热材料进行热防护。受热载荷最重的机头、机翼前缘部位使用RCC材料；迎风面使用了氧化硅型刚性陶瓷防热瓦；热载荷较低的背风面使用了氧化硅型柔性隔热毡。

2.1.1 可重复使用的高温绝热材料

可重复使用的高温绝热材料（HRSI）瓷砖可承受高达1260℃的温度。在航天飞机上，HRSI瓦片覆盖了包含起落架、外部脐带连接门在内的轨道器下表面的部分，也用在机身前上部——轨道机动系统吊舱，垂直尾翼的前缘，升降副翼后缘等。HRSI的厚度不单一，具体取决于再入时遇到的热载荷。除封闭区域外，这些瓷砖通常为15×15（平方厘米）的正方形。HRSI瓷砖由高纯度二氧化硅纤维组成。瓷砖体积的90%是空的，因而密度仅有140kg/m³，足以完成太空飞行。

后期部分HRSI被复合加工纤维绝热瓦（FRCI）替代。FRCI瓷砖提高了材料的耐久性与涂层的抗开裂性，在重量上也得到了减轻。

2.1.2 可重复使用的低温绝热材料

可重复使用的低温绝热材料（LRSI）覆盖在前缘附近的上翼，还用于前、中、后机身，垂直尾翼和轨道机动系统/反应控制系统吊舱的区域。这些瓷砖防护的再入温度低于649℃。LRSI瓷砖制造方式与HRSI瓷砖相同，但当轨道器暴露在直射阳光下时，白色有助于消除轨道器的热量。

LRSI瓷砖可以重复使用多达100次任务再进行翻新。每次任务后，这些瓷砖都会在装配车间中接受检查，在下一次任务前更换受损的瓷砖。在必要时，将间隙填料的织物片插入瓷砖之间，使得瓷砖之间紧密贴合，防止过量的等离子体穿透间隙。

2.1.3 可重复使用的毡制绝热材料

可重复使用的毡制绝热材料（FRSI）是一种可在高达371℃的温度下提供保护的白色柔韧面料。FRSI覆盖了轨道飞行器的上翼面、上部有效载荷舱门、部分OMS/RCS吊舱和后机身。

2.1.4 可重复使用先进的绝热材料

可重复使用先进的绝热材料（AFRSI）是在“哥伦比亚”号交付使用之后开发的，并首次用于“挑战者”号的OMS吊舱。这种白色低密度纤维状硅石棉絮材料形似被子，并取代了绝大多数的LRSI瓷砖。AFRSI材料比LRSI瓷砖需要的维护更少但热性能相同。在NASA对“挑战者”号若干次的使用之后，AFRSI被更广泛地用于“发现者”号，并且在NASA失去“挑战者”号之后取代了“哥伦比亚”号的许多LRSI瓦片。

2.1.5 碳纤维强化碳复合材料

碳纤维强化碳复合材料（RCC），是一种亮灰色材料，可承受的再入温度高达1510℃，可保护机翼前缘和机头盖。每个轨道器的机翼都有22个RCC面板，厚度约为6.4到12.7毫米。每个面板之间的T形密封允许这些面板和机翼之间存在热膨胀或横向移动。

为了具备抗氧化性以便重复使用，RCC的外层涂有碳化硅（SiC）。RCC对发射和再入期间的产生疲劳负荷具有高度抵抗力。RCC比瓷砖强，并且还用于轨道器前部连接点周围，用于适应爆炸螺栓爆震的冲击载荷。RCC是唯一的热塑性弹性体（TPE）材料。

2.1.6 间隙材料

间隙填充材料由白色AB312纤维或黑色AB312布套（含有氧化铝纤维）制成。这些材料用于机头前缘，、侧舱盖、机翼、垂直稳定器和航天飞机主发动机等部件的隔热罩。门和移动表面在热防护系统中不可避免地产生了开放性间隙，必须保护其免受热量的影响。可将间隙填料添置在门和移动表面上，通过防止形成涡流来减小升温。

但在STS-114飞行中，部分间隙材料被认定存在潜在的安全风险，随后NASA移除了这些间隙材料。间隙填充物可能会引起机身下方产生湍流气流，进而导致进一步加热，可能损坏轨道器。

虽然RCC具有最佳的热防护特性，但它也比其它含硅元素材料和弹性隔热材料重得多，因此它仅限于相对较小的区域。一般来说，材料使用的目的是：在受热区域，使用与所需热保护一致，质量最轻的隔热材料。

2.2 载人飞船高温隔热系统

2.2.1 AVCCOAT

AVCOAT是由航空集团（AVCO）制造的特定烧蚀隔热材料。AVCOAT被用于阿波罗飞船指挥舱的隔热系统中。尽管AVCOAT并未用于航天飞机轨道器，但NASA正在将该材料用于其下一代猎户座宇宙飞船。AVCOAT由环氧酚醛树脂，含特殊添加剂的玻璃纤维组成，密度约为0.51g/cm³，烧蚀后生成密度为0.107g/cm³的碳和密度为0.13g/cm³的二氧化硅。

2.2.2 酚碳热烧蚀板

酚碳热烧蚀板（PICA）是通过将碳纤维预制棒浸渍在酚醛树脂中得到的材料，具有低密度、在高热通量下具有高效烧蚀能力的优点。在样品返回任务与月球返回任务中，实验发现PICA具备高峰值加热能力，但PICA的热扩散系数低于其他高热通量烧蚀材料。

PICA由NASA艾姆斯研究中心在20世纪90年代研制。“星辰号”探测器返回舱大面积采用了PICA。返回舱进入大气层时飞行速度高达12.9km/s,刷新了宇宙探测器再入时飞行速度的新纪录，成为了有史以来最快的返回式航天器。PICA对于2006年返回地球的“星尘”任务的可行性至关重要。“好奇号”火星探测器也使用了PICA隔热罩进入火星大气层。

2.2.3 PICA-X

美国太空探索技术公司在2006-2010年为龙飞船开发了新型的PICA材料，命名为PICA-X，这一新材料是在PICA基础上改进而成，且更易生产。2010年12月8日，PICA-X热防护罩的第一次再入测试于DragonC1任务中进行。

PICA-X隔热罩的设计团队仅由十几名工程师和技术人员组成，但不论设计、开发都完全合格，且耗时不到4年。PICA-X的制造成本仅有PICA成本的1/10。

龙飞船最初使用的是初代PICA-X,后来配备了PICA-XV2，“龙二”飞船则使用了PICA-XV3。SpaceX表示每个新版本的PICA-X都是主要改进了隔热能力，而不是降低制造成本。

3 总结

综上所述，可以总结得到以下几点：

1）返回式航天器所使用的隔热材料需要在高温下保持原有强度与刚度；受较大热应力不变形；耐热疲劳特性优秀；此外其密度必须非常小且易加工。

2）对于受热均匀或受热面积小的返回式航天器，可仅适用一种高温隔热材料；但对于受热不均或受热面积大的返回式航天器（如航天飞机），应根据隔热要求的不同，合理布置各材料位置。

3）航天器根据任务的不同，对材料的要求也是不同的。但就返回式航天器的热防护性能或隔热性能而言，材料的使用相差无几。如上述内容所言，辐射防热结构曾经是，而且将继续是先进的返回式航天器防热的主要结构形式。本文仅是对返回式航天器热防护系统和材料的综述，其他结构与之材料虽有一定相关性，但本文就不予讨论了。