充氣式再入飛行器柔性熱防護系統(tǒng)的發(fā)展狀況

1、綜述充氣式再入飛行器柔性熱防護系統(tǒng)的發(fā)展狀況夏剛 程文科 秦子增（國防科技大學航天與材料工程學院，長沙 410073）文摘討論了充氣式再入飛行器對柔性熱防護系統(tǒng)的具體要求，歸納了柔性熱防護系統(tǒng)設(shè)計的一般準則。概述了柔性熱防護系統(tǒng)在充氣式再入飛行器中的應(yīng)用現(xiàn)狀，并指出在多層隔熱氈 （MLI）外表敷設(shè)耐高溫涂層是柔性熱防護系統(tǒng)的理想方案。介紹了柔性熱防護系統(tǒng)的材料技術(shù)，指出輕質(zhì)、柔性和耐高溫是柔 性熱防護材料的主要特征，并建議在充氣式再入飛行器的總體設(shè)計過程中采用Nextel 312作為主要候選材料來完成相應(yīng)的熱防護設(shè)計。關(guān)鍵詞 充氣式航天結(jié)構(gòu)，充氣式再入飛行器，熱防護系統(tǒng)，防熱罩，柔性隔熱材料D

2、evelopments Flexible Thermal Protectionfor SystemInflatable Re entryVehiclesXia GangChengWenkeQin Zizeng(Collegeof Aerospaceand Material Engineering National University of DefenseTechnology，Changsha 410073)Abstract This paper discussesthe detail requirementsof the flexible TPS and concludesits gener

3、aldesignguide line. The recentapplicationsof the flexible TPS are reviewedand its viable design ooncept is pointed out to be a multi layer i nsulati on( MLI) coveredwith high temperature coati ngs. The material tech no logiesof the flexible TPS are de scribed，and it is concludedthatthe central featu

4、resof the flexible heat resistantmaterialsare light weight，flexible and high temperatureresistanee. Nextel 312 fabric is mainly selectedto be applied in the preliminary conceptfeasibility as sessmentstageof a new inflatable re entry vehicle prototype.Key words Inflatable aerospacestructure，lnflatabl

5、e re entry vehicle，Thermal protection system( TPS)，Thermal shield，F(xiàn)lexible heat resistantmaterial1 前言熱防護系統(tǒng)（TPS）就是使再入飛行器在氣動加 熱環(huán)境中免遭燒毀和過熱的結(jié)構(gòu)。盡管通過適當?shù)?氣動外形設(shè)計可使氣動加熱大為減小，但當再入速度足夠大時，這部分熱量仍足以使再入飛行器在著 陸前燒毀。從早期彈道導彈彈頭的防熱結(jié)構(gòu)開始到后來的航天返回艙，人們一直采用剛性的燒蝕性 材料來構(gòu)成再入飛行器的 TPS充氣式再入飛行器 以及柔性TPS的研制，開辟了再入飛行器及其TPS設(shè)計的新紀元。充氣式再入飛行器是

6、一種在再入過程中利用充氣形成的氣動外形提供了升力或阻力的航天回收系收稿日期:2003- 01- 22;修回日期:2003- 04- 27夏剛，1976年出生，博士研究生，主要從事充氣式再入飛行器設(shè)計論證、 究工作宇航材料工藝2003年 第6期1I . iik:.!. .'.I i-. 卜1 j流場結(jié)構(gòu)傳熱耦合數(shù)值計算以及柔性熱防護系統(tǒng)設(shè)計方面的研l(wèi)ing 1 Ouse All rights reserved MtpZvww 統(tǒng),例如俄羅斯和歐洲航天局 (ESA)合作的 充氣式 再入與降落技術(shù)(IRDT)1,2、美國ILC Dover公司的 氣球傘(Inflatable Ballute)

7、3、美國航天回收系統(tǒng)公司4 51的充氣式回收飛行器(IRV)',以及國內(nèi)正在論證 中的充氣式防熱罩(ITS)技術(shù)等6。以IRDT技術(shù)為例，充氣式再入飛行器的工作特點是:IRDT由耐高溫的柔性編 織物組成防熱 結(jié) 構(gòu)，折疊后包裹在返回艙外圍，形成防熱罩，防熱罩 在進入大氣前充氣，形成倒錐外形，保護返回艙并有 效地進行氣動減速。IRDT在下降過程中根據(jù)需要 可數(shù)次充氣以增加迎風阻力面積，最終以安全著陸 速度撞擊陸地或濺落海中。由此可見，充氣式再入飛行器與傳統(tǒng)的航天回收系統(tǒng)相比，除了工作程序和外形結(jié)構(gòu)不同之外，其TPS是重要的區(qū)別。傳統(tǒng) 返回艙通常包裹著較重的燒蝕防熱材料，而充氣式再入飛行器

8、是在柔性編織物構(gòu)成的氣囊外表覆蓋若 干層柔性的防熱材料，這些材料具有輕質(zhì)、柔性、可 折疊以及耐高溫的特點。過去為了滿足再入減速和 防熱的需要，幾乎所有的返回艙都必須設(shè)計成大鈍 頭外形。由于柔性TPS的使用，充氣式再入飛行器 可以用來回收任意外形的返回艙，因此返回艙的設(shè) 計可以拋開回收系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的限制，使得載荷結(jié)構(gòu)布局能夠更加合理，更適合載人飛行和空間實驗的要 求。充氣式再入飛行器采用的新型的TPS在整個飛行器系統(tǒng)中所占的比例要遠小于傳統(tǒng)返回艙的TPS，相應(yīng)地，其有效載荷在總載荷中所占的比例也 大大增加。由于柔性 TPS可折疊的特點，充氣式再 入飛行器在發(fā)射時可折疊在很小的容積內(nèi)；因此體積小、質(zhì)量

9、輕成為充氣式再入飛行器最顯著的優(yōu)點，可大幅度降低航天發(fā)射成本。充氣式再入飛行器順 應(yīng)當前航天界對降低發(fā)射成本的要求，有著廣闊的應(yīng)用前景。2充氣式再入飛行器對柔性 TPS的特殊需求再入飛行器的防熱結(jié)構(gòu)通常由防熱層、隔熱層和承力結(jié)構(gòu)三部分組成。為保證這三部分結(jié)構(gòu)在各 種可能的溫度環(huán)境下能可靠地協(xié)調(diào)工作 ，必須采取 一定的連接形式將它們組合在一起。對于柔性TPS而言，承力結(jié)構(gòu)就是充氣后形成的氣囊，而防熱層與隔熱層的材料均選用柔性可折疊的輕質(zhì)材料。防熱結(jié)構(gòu)與飛行器的結(jié)構(gòu)特點密切相關(guān)。由于 結(jié)構(gòu)的特殊性，充氣式再入飛行器本身必須滿足如匚I2炒下基本條件：(1) 充氣式再入飛行器在再入全過程的氣動載荷作用

10、下維持設(shè)計的氣動外形；(2) 防熱罩能夠折疊包裝在較小的容積內(nèi)；(3) 防熱罩充氣展開后，能長時間經(jīng)受空間環(huán)境 的作用；(4) 再入大氣層時，防熱罩具有熱防護功能，能 經(jīng)受再入過程中的氣動加熱而不損壞。圖1展示了幾種主要的在研或已研制成功的充 氣式再入飛行器的外形，分別是parashield71、Mars 96 充氣式登陸器8 >AID( attached inflatable decelera tor)、人員救生系統(tǒng)51以及IRV。圖2是俄羅斯與 ESA共同研制的改進型IRDT試驗艙9，即IRDT2。Parti shield "Kars 96"AID圖1幾種典型的充

11、氣式再入飛行器圖2俄羅斯的IRDT 2外形Fig. 2 TheRussian IRDT 2 vehicle充氣式再入飛行器與傳統(tǒng)的返回艙相比，再入過程歷時較長，但是所受的最大熱流要遠小于傳統(tǒng) 返回艙，再入峰值溫度也低很多。例如IRDT 1演宇航材料工藝2003年第6期Tuc 】Im .-a 11 ri rils res_s w 叫-.1 ik 示艙的再入全程歷時 14 min,最大熱流為 313 kW/ m2,表面最高溫度約為 1 000 K 1 400K1,1°。而傳 統(tǒng)的返回艙例如 阿波羅4指令艙再入時的最大熱2 11 流達到4 826 kW/m ,最高溫度可達2 950 K 。

12、充氣式再入飛行器的 TPS應(yīng)能經(jīng)受再入期間的 氣動熱和氣動力載荷的作用，具體應(yīng)滿足以下幾點 要求：(1) 盡可能最小的質(zhì)量；(2) 表面的熱防護涂層必須確保飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)不至于被加熱至臨界破壞的溫度；(3) 熱防護材料在折疊包裝過程中以及處于折疊狀態(tài)的空間運輸過程中不會斷裂和破損；(4) 熱防護材料的外表面應(yīng)基本無燒蝕 ，萬一出 現(xiàn)熱剝落時應(yīng)保持線性化均勻剝落 ，且表面無碳化 現(xiàn)象發(fā)生。3 柔性TPS在充氣式再入飛行器中的應(yīng)用現(xiàn)狀從早期的AID到目前最先進的IRDT,各種充氣 式飛行器的柔性TPS經(jīng)歷了長期的發(fā)展和改進，形 成一些共有的特征。下面介紹幾種主要的充氣式再 入飛行器的柔性TPS應(yīng)用

13、狀況和結(jié)構(gòu)特點。3. 1美國早期的AID1970年前后，許多研究工作論證了采用充氣式 減速器進入行星大氣的可行性，火星登陸任務(wù)的研究指出必須在高超聲速和超聲速階段進行有效的減 速。在大氣密度較低的行星(如火星)進入飛行任務(wù) 中,AID提供的阻力比吊掛式減速器(如降落傘和吊掛式氣球傘)更大,質(zhì)量更輕，因此AID被NASA認 為是最理想的火星大氣減速方案。AID的特點是在返回艙的底部接充氣減速器，發(fā)射與在軌運行階段 減速器折疊在返回艙底部，不占用額外的空間。再 入過程中充氣形成巨大的阻力錐用于減速。NASA曾進行大量的理論和實驗研究，此間積累的實驗數(shù) 據(jù)和經(jīng)驗為后來的柔性 TPS設(shè)計工作奠定了非常

14、好 的基礎(chǔ)。NASA采用在 Nomex編織纖 維外 表包 覆Viton 涂層的熱防護方案來保護 AID的迎風面12,并且在 1970年開展了該方案的實驗驗證與優(yōu)化設(shè)計工作。NASA選擇了一種代號為HT 189 47的耐高溫 Nomex纖維,在當時的條件下,HT 189 47是質(zhì)量 最輕的Nomex纖維。跟減速器常用的其它材料(如Nylon和Dacron)相比,Nomex有著突出 的耐高溫 特 宇航材料工藝2003年 第6期!/ 1994201 I CThina Academic Journal hkcirontc run性，在530 K仍保留室溫時 1/2的強度。鑒于 Viton 作為減速器的

15、涂層在高溫環(huán)境下有多次成功的應(yīng)用 經(jīng)驗，AID的涂層也選 擇了 Viton。 Viton長期 處于 530 K的環(huán)境下仍保持室溫下的特性，即使在更高的溫度，只要受熱時間短仍能夠提供有效的熱防護。 Nomec Viton結(jié)合的熱防 護方案經(jīng)歷多 次飛行和風 洞試驗，成功地承受了飛行馬赫數(shù)4.2時(530 K590 K)的熱載荷，當充氣時馬赫數(shù)為6. 7時，0. 034kg/m2的Viton涂層就能滿足所有彈道系數(shù)條件下 的熱防護需要，而0. 204kg/m2的涂層則能適應(yīng)任何 彈道系數(shù)及充氣時刻馬赫數(shù)條件。3.2 美國ILC Dover公司的充氣式氣球傘美國ILC Dover是世界上少數(shù)幾家能夠

16、研制充 氣式航天器的單位之一，該公司在AID的基礎(chǔ)上為 火星登陸計劃設(shè)計了一種新型的充氣式氣球傘。該 氣球傘具有以下優(yōu)點：氣囊表面應(yīng)力最??；充氣系統(tǒng) 體積最??；承受載荷的性能最優(yōu)。ILC Dover公司為 充氣式氣球傘方案設(shè)計了25層多層隔熱結(jié)構(gòu)(MLI)的柔性TPS3,組成材料包括有陶瓷纖維、碳布、金屬箔以及敷金屬的聚酰亞胺。表1詳細列出了各層材料的厚 度和疊放順序，其中最外層是3M公司 Nextel 312陶瓷纖維，而最內(nèi)層構(gòu)成氣囊的是杜邦公 司 Kapton。表1 充氣式氣球傘 TPS的25層HT MLI結(jié)構(gòu) Tab. 1 25 layer HT MLI TPS structures o

17、f the inflatable ballute材料名稱厚度/mm層數(shù)Nextel 3120. 312碳布(C)0. 861鈦箔(Ti)0. 051碳布(C)0. 861鈦箔(Ti)0. 053鋁箔(Al)0. 134敷鋁的 Kapton( Al- Kapton)0. 051敷鋁的Kapton0. 00811敷鋁的Kapton0. 051Kapton氣囊0. 18125層MLI的總厚度為 4.29 mm,敷設(shè)在氣動加 熱最嚴重的表面，即返回艙與氣囊的結(jié)合部。結(jié)合hiniE I louse. All rithto rcservecL http/Twww.ckind部以后的氣球傘表面氣動加熱逐漸降

18、低，相應(yīng)的 MLI厚度可以減小。最大直 徑以后的區(qū)域，MLI的 厚度只需1.76 mm,因此MLI的敷設(shè)厚度隨氣球傘2 表面位置變化。經(jīng)過計算發(fā)現(xiàn)，在350 kW/ cm的再入最大熱流作用下，內(nèi)層氣囊各部分的溫度差低于 22 ,且都低于205 ,處于氣囊材料Kapton的許用 溫度范圍內(nèi)，然而此時的防熱層外表面的溫度高達 1 150 。提高氣囊材料的許用溫度對于降低MLI 的面密度有顯著的效果，比如當許用溫度從 204 上升到350 時，MLI的面密度能降低30%。除此之外,ILC Dover認為還可以考慮其它一些耐高溫材 料,例如黑色 Kapton VDA、Upilex S、PBO纖 維以及

19、 硅基聚合物。3.3美國航天回收系統(tǒng)公司的IRV在1986到1989年間，美國的航天回收系 統(tǒng)公 司獲得了一項充氣式航天減速 /回收系統(tǒng)的專利，稱 為IRV,即充氣式回收飛行器，用于載荷回收及航天 員救生。RV的再入最高溫度可以達到980 5,因此選用Nextel 312纖維作為IRV表面的防熱材料(能 夠承受1 425的高溫)。而IRV的氣囊采用類似于 高壓氣球所用的材料，如雙軸(bi axial)尼龍。3. 4俄羅斯的IRDT在ESA和德國DASA的協(xié)作下，俄羅斯的IRDT 技術(shù)在2000年首次進 行飛行試 驗,并基本取得 成 功。IRDT技術(shù)的工作原理與美國的IRV類似：起初折疊在返回艙

20、外圍，充氣后生成巨大的倒錐形防熱 外殼,并起到氣動減速的作用。防熱外殼可以壓縮 至非常小的體積，裝配在航天飛行器上隨返回艙一 起飛行直到再入階段才脫離。再入大氣后不久，防熱外殼迅速充氣，擔當起傳統(tǒng)回收系統(tǒng)中防熱大底 和減速傘的任務(wù)，然后一直減速到返回艙安全著陸。IRDT技術(shù)最為突出的優(yōu)點是防熱材料的質(zhì)量非常輕。IRDT的研制單位是位于莫斯科近郊航天 城的Lavochkin聯(lián)合體，又稱拉沃金聯(lián)合體 ，是集飛 機、導彈、航天器制造于一體的 大型航空航天 聯(lián)合 體。正是由于Lavochkin公司在輕質(zhì)防熱材 料的研 制方面取得獨創(chuàng)性的進展，IRDT技術(shù)才顯示出它低 成本的優(yōu)勢。但是迄今為止，從公開發(fā)

21、表的資料上在MLI外表覆蓋防護涂層 的柔性隔熱材 料。該防 護涂層是一種采用燒蝕性材料浸潤硅基纖維，當涂層的溫度上升時，燒蝕性材料分解帶走熱量，從而減 少向內(nèi)層TPS傳遞的熱量。MLI的厚度根據(jù)計算空 氣動力學預(yù)測的再入最大熱流及最高表面溫度來設(shè) 計,并應(yīng)留有一定的設(shè)計余量。以下是俄羅斯在 1996年對用于Mars 96探測 器上的氣球傘熱防護技術(shù)的概況。文獻8首先通過數(shù)值計算模擬氣動加熱最嚴重部位的多層防護材 料MLI特性，并考察了三種TPS結(jié)構(gòu)。(1) 三層鍍膜：外層0.1 mm耐熱纖維；中層0. 5 mm由硅纖維制成的帆布；內(nèi)層0. 3 mm耐熱纖維。(2) 多層鍍膜：外層0. 5 mm

22、耐熱纖維；中層1. 5 mm厚共5層耐高溫MLI涂層；內(nèi)層0. 1 mm耐熱纖 維。(3) 多層鍍膜：外層0. 5 mm耐熱纖維；中層3 mm厚共10層耐高溫MLI涂層;內(nèi)層0.1 mm耐熱纖 維。以上3種TPS的氣球傘薄膜厚度均為 0. 1 mm, 計算時假設(shè)內(nèi)表面熱導率為常數(shù) ：K = 5. 8 W/ ( m K)。計算得出的結(jié)論是：氣球傘的TPS采用耐熱纖 維為外層，耐高溫的MLI為隔熱層的復(fù)合結(jié)構(gòu)最為 合理；隔熱層的厚度差異對 TPS外表面的加熱溫度 影響很小，但是氣球傘薄膜表面溫度受隔熱層的厚 度影響很大。后續(xù)進行的系列實驗也驗證了上述結(jié) 論。透氣性是衡量熱防護材料性能的重要指標，透

23、氣的材料不能為氣球傘提供有效的熱防護。于是俄 羅斯采用浸潤的外層材料來降低透氣性。耐熱纖維 測試了多種硅纖維，而浸潤材料也測試了多種升華 式的硅基聚合物，最后確定TPS外層的最理想浸潤 材料。俄羅斯根據(jù)上述試驗結(jié)果(即外層為耐高溫 纖維,用升華式材料浸潤，對TPS起密封作用),生產(chǎn) 了系列TPS樣品，并用于模擬火星大氣條件下全尺 寸模型試驗。試驗結(jié)果表明隔熱層MLI外表面最高溫度260 ,而內(nèi)表面為185 ,達到了氣球傘材 料對溫度的要求。很難了解到IRDT防熱材料的細節(jié)。歐洲ESTEC的 從以上介紹可見，從ILC Dover的氣球傘到俄羅唄聞噸血小2外宇航材料工藝2003年第6期Marraf

24、fa(也是2000年IRDT項目的負 責人之一)在IRDT 1的總結(jié)報告中提到IRDT的TPS采用一種斯的IRDT,其柔性TPS的結(jié)構(gòu)基本一致，都是在MLI 隔熱層外覆蓋耐高溫涂層，見圖3,區(qū)別在于對氣囊魁材料材料、MLI隔熱層以及表面涂層材料的選取。圖3 柔性TPS的一般結(jié)構(gòu)Fig. 3 Structureof the flexiblethermal protectionsystem4柔性熱防護材料技術(shù)材料與TPS是再入飛行器總體設(shè)計中最重要的 環(huán)節(jié)之一。TPS的作用就是盡可能降低內(nèi)層結(jié)構(gòu)材 料的最高溫度，使其滿足內(nèi)部結(jié)構(gòu)的工作溫度，保護 飛行器免受外部的高溫損壞。而充氣式再入飛行器 的TP

25、S除了上面提到的要求以外，還必須滿足柔性特點，因此極大地增加了選擇熱防護材料的難度。 輕質(zhì)、柔性、可折疊、耐高溫是各種充氣式再入飛行 器對熱防護材料的要求。近年來充氣式飛行器的發(fā) 展速度加快，在很大程度上受益于柔性熱防護材料 技術(shù)的進步。這些材料首推3M公司的Nextel航天用耐熱纖維系列以及俄羅斯至今尚未公開的柔性隔 熱材料。4. 1 Nextel柔性耐高溫纖維3M公司的Nextel陶瓷氧化物連續(xù)纖維系列包括312、440、550、610、650 720等型號,它們代表了目 前國際上耐高溫纖維發(fā)展的最新成果。這類金屬氧 化物纖維根據(jù)高溫操作環(huán)境的需要，很容易制成各 種形狀的陶瓷編織物。Nex

26、tel纖維具有低透氣性、 低熱導率、耐化學腐蝕、不易收縮延展以及良好的絕 緣特性等特點，因此由Nextel纖維制成的陶瓷編織 物廣泛用于航天飛行、外太空環(huán)境以及工業(yè)領(lǐng)域的 某些特殊應(yīng)用。航天應(yīng)用中主要涉及Nextel 312和Nextel 440 兩種型號,尤其是 Nextel 312。Nextel 312 是一種特殊的輕質(zhì)纖維，它通過了 1 093火焰15 min噴焰灼燒試驗。用連續(xù)的高強度Nextel 312纖維編織的Nextel 312航天用編織物在高達1 100的持續(xù)高溫下依然保持其強度和柔韌性，而且基本不發(fā)生收縮變形。從前面的充氣式飛行器介紹中不難發(fā)現(xiàn)，大多數(shù)充氣式飛行器都選擇了Ne

27、xtel 312作為主要的隔宇航材料工藝2003年 第6期!/ 1994201 I CThina Acaqeniic Journal hkcirontc run 熱材料，例如美國 航天回收系統(tǒng)公 司的IRV以及 ILC Dover公司的氣球傘。此外 NASA正在準備中的 充氣式空間艙Transhab（transit habitation）也準備采用 該材料作為抵御空間碎片外層防護結(jié)構(gòu)。4.2俄羅斯的柔性隔熱材料俄羅斯對IRDT中采用的柔性隔熱材料技術(shù)一 直保密，只能從部分資料中獲得粗淺的認識。綜合 看,該材料是一種在 MLI外表覆蓋防護涂層的柔性 隔熱材料,防護涂層是一種用燒蝕性材料浸潤的硅

28、基纖維。4.3其它柔性隔熱材料近年來新材料及其工藝處理的進展，比以往任何時候能提供更可靠、輕質(zhì)量和價格上更能承受的 高性能材料。陶瓷柔性防熱材料主要包括柔性重復(fù) 使用表面隔熱氈（FRSI）、先進柔性重復(fù)使用表面隔 熱氈（AFRSI）、可裁剪先進柔性隔熱氈（TABI）以及復(fù)合柔性隔熱氈（CFBI）材料等13。近年來陶瓷柔 性隔熱結(jié)構(gòu)的使用溫度不斷提高，已由原來的僅能在500 以下使用的 FRSI發(fā)展到 AFRSI、TABI、CFBI 等，最高使用溫度可達到 700以上（最高達1 300 2 000 ）,突破了過去只能在低溫區(qū)使用的限制，提高了防熱系統(tǒng)使用性能。柔性表面隔熱結(jié)構(gòu)一般均為陶瓷柔性隔熱

29、氈，組成材料包括氧化硅（SiQ）、氧化鋁（Al 2O3）、硼硅酸 鋁（ABS）等。目前，美國最先進的新型陶瓷柔性隔 熱氈材料當數(shù)可裁剪先進柔性隔熱氈（TABI）和復(fù)合柔性隔熱氈（CFBI）材料。TABI是一種由SiC織物整 體編織、采用SQ、A12O3和硼硅酸鋁作為隔熱材料 的新型可剪裁柔性氈，其密度及熱導率與AFRSI相近,而抗聲振性優(yōu)于 AFRSI,在1 480下仍有良好 熱穩(wěn)定性，因而使用溫度大幅度提高。AFRSI作為FRSI的改進型，在航天飛機軌道器 上已經(jīng)部分取代了FRSI和低溫重復(fù)使用表面隔熱氈（LRSI）。AFRSI更易于維護和裝配，最高工作溫 度可達1 200。AFRSI是柔性

30、隔熱氈，但是在表面覆蓋C 9涂層以及暴露在高溫環(huán)境使其外層纖維 變得脆弱易碎。在美國X 33計劃中，飛行器的上表面就使用FRSI和AFRSI進行防護。CFBI則由外層SiC織物、內(nèi)部AI2O3反射屏蔽 和Al2O3隔熱材料組成，其密度與AFRSI和TABI相 近,而高溫熱導率低于這兩種材料。據(jù)稱SiC纖維lloux吐.All rinilLs reserved. h（ln/wwwcftki.neL耐熱性優(yōu)于SiO2,且易于縫制成氈。CFBI可經(jīng)受飛 行器2 000的反復(fù)暴露。1994年美國單級入軌重 復(fù)使用運載器的先進運載技術(shù)（ALT）計劃中的先進防熱系統(tǒng)中列出了CFBI,并將進行輻射屏蔽材料和

31、結(jié)構(gòu)的研制以及結(jié)構(gòu)工藝的研究與飛行試驗 的驗證。5結(jié)語由于充氣式返回艙再入過程中經(jīng)受的熱流密度 與傳統(tǒng)的返回艙相比低得多，返回艙表面的溫度也低得多，因此無需設(shè) 計燒蝕性防熱 層。3M公司的 Nextel編織布可以作為良好的散熱體，雖然還需敷設(shè)一層較厚的絕熱材料，但是比起傳統(tǒng)的燒蝕性材 料其質(zhì)量得以大大減輕。ESA 一直熱衷于研制一種 類似于俄羅斯在IRDT中采用的新型TPS材料,但是 至今未能研制 成功。這種新 型的TPS材料是柔性 的,可用于制造充氣結(jié)構(gòu)，據(jù)分析很可能是在Nextel材料的基礎(chǔ)上浸潤硅樹脂而獲得。俄羅斯和美國在柔性隔熱材料研制方面遙遙領(lǐng) 先，而且在美國已經(jīng)商品化、系列化。中國

32、航天經(jīng)歷 幾十年的發(fā)展之后在高溫隔熱材料方面取得了眾多 成果，但是柔性隔熱材料技術(shù)，尤其是應(yīng)用在較高溫 區(qū)的柔性纖維和編織物還有待發(fā)展。而且充氣式再 入飛行器在國內(nèi)尚處在概念論證階段，柔性隔熱材料作為關(guān)鍵技術(shù)之一，必須充分借鑒國外多年來的 設(shè)計經(jīng)驗。參考文獻1 MarraffaL, KassingD, Baglioni P et al. Inflatable Re entry technologies:flight demonstrationand future prospects. ESA Bul letin, 2000;103:78852 Xia Gang,Qin Zizeng,Zhang

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