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科普 \\ 防熱材料：返回艙最堅(jiān)固的“防熱衣”

2021-09-27 16:38:47 作者：新材料科技資訊來源：央視網(wǎng) 分享至：

9月17日，神舟十二號(hào)載人飛船返回艙載著三名航天員返回地球，在返回過程當(dāng)中，雖然返回艙與大氣層劇烈摩擦形成一個(gè)大火球的樣子，但是，里面的航天員卻不會(huì)因此而受到高溫炙烤，返回艙究竟是如何經(jīng)受住兩千多度的高溫考驗(yàn)的呢？這就要靠它表面的一種隔熱材料。

01 高溫?zé)g熔化升華，帶走大氣摩擦熱量

工作人員介紹，在返回艙返回地球的過程中，首先就要面臨高溫的考驗(yàn)，在進(jìn)入大氣層的過程中，返回艙會(huì)與大氣層發(fā)生劇烈摩擦，產(chǎn)生幾千度的高溫，確保返回艙燒不壞的就是安裝在返回艙最外層的防熱材料，它可以在高溫?zé)g過程中熔化、升華，從而帶走大氣摩擦帶給返回艙的熱量，保證航天員在艙內(nèi)的安全與舒適。

02 蜂窩狀防熱材料耐高溫高強(qiáng)度

專家介紹，載人航天的返回艙對(duì)于安全性的要求極高，這要求防熱材料不僅耐高溫，還要高強(qiáng)度，而且重量越輕越好。研制人員在防熱材料的選擇過程中進(jìn)行了成百上千次的試驗(yàn)，最終確定了蜂窩狀的防熱材料。

央視網(wǎng)介紹視頻

https://news.cctv.com/2021/09/17/ARTIjRIC111zYPB2aIs2UnSh210917.shtml

03 防熱材料經(jīng)歷神舟返回艙十幾次實(shí)戰(zhàn)測試

這種防熱材料已經(jīng)隨神舟飛船返回艙經(jīng)歷了十幾次的實(shí)戰(zhàn)測試，驗(yàn)證了其良好的防熱性能，每次返回艙返回地球后，科研人員會(huì)到現(xiàn)場對(duì)燒蝕后的材料進(jìn)行取樣研究，為后續(xù)更好地進(jìn)行太空探索任務(wù)做好準(zhǔn)備。

04 返回式航天器高溫隔熱材料綜述

作者：周聰，徐淑瓊，李云芳

來源：臨沂大學(xué)機(jī)械與車輛工程學(xué)院

【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(duì)熱防護(hù)材料進(jìn)行了綜合敘述，并對(duì)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

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(duì)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 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(duì)流層，其中，中間層、平流層與對(duì)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(duì)關(guān)系大致如圖1所示：

圖1 溫度T 、大氣壓強(qiáng)P 、密度ρ 、空氣粘性系數(shù)μ 隨高度的變化曲線

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 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(píng)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(hào)交付使用之后開發(fā)的，并首次用于“挑戰(zhàn)者”號(hào)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(duì)“挑戰(zhàn)者”號(hào)若干次的使用之后，AFRSI被更廣泛地用于“發(fā)現(xiàn)者”號(hào)，并且在NASA失去“挑戰(zhàn)者”號(hào)之后取代了“哥倫比亞”號(hào)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(duì)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。

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(duì)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。

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。“星辰號(hào)”探測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(duì)于2006年返回地球的“星塵”任務(wù)的可行性至關(guān)重要。“好奇號(hào)”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DragonC1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。

龍飛船最初使用的是初代PICA-X,后來配備了PICA-XV2,“龍二”飛船則使用了PICA-XV3。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(duì)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(duì)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。

3）航天器根據(jù)任務(wù)的不同，對(duì)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(duì)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。

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