充气式再入柔性热防护系统热流及结构研究

黄明星 王伟志

（北京空间机电研究所，北京 100094）

充气式再入柔性热防护系统热流及结构研究

黄明星 王伟志

（北京空间机电研究所，北京 100094）

建立了充气式再入返回航天器的展开模型，用工程算法对整个再入过程的外热流和温度进行了估算。根据再入过程的外热流和温度条件，参考“充气再入飞行器试验”（Inflatable Reentry Vehicle Experiment，IRVE）典型热防护材料和结构设计，建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型，通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应。文章从功能层材料、功能层铺层顺序和复合功能层三方面，初步分析比较了各种方案的充气式再入柔性热防护系统的防热效果，可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考。

充气再入；有限元；热防护；航天返回

1 引言

充气式再入返回是一种新型再入回收方式，航天器在进入大气前充气展开形成巨大的倒锥形，从而有效地气动减速，可以实现载人航天和行星探测任务中的行星大气再入，具有系统简单、质量小、气动加热低且可以适应不同的返回舱外形等特点［1－2］。2000年，在欧洲航天局（ESA）和德国航空航天股份公司（DASA）的协作下，俄罗斯的“充气再入下降技术系统”（IRDT）在国际上率先付诸飞行试验，IRDT－1由两级充气圆环组成，第一级在大约100km高度展开，第二级在大约32km高度展开，取代传统的降落伞。IRDT－1成功完成了返回测试，验证了充气航天器再入减速方案的可行性［3］。2007年后，NASA对其充气式再入返回航天器展开系列的“充气再入飞行器试验”（IRVE），IRVE－1飞行试验中充气式再入航天器与“黑雁”探空火箭分离失败，而IRVE－2、IRVE－3的飞行试验则非常成功，它们都是通过“黑雁”探测火箭发射、分离，并在进入大气层前充气展开，然后对结构的气动压力和热流峰值展开测试，验证了在气动载荷下充气结构的保形能力和材料的耐热性能［4］。

充气式再入返回技术越来越受到人们的重视，其关键的柔性热防护系统也日益成为人们研究的热点。充气式再入返回的柔性热防护系统（Thermal Protection System，TPS）采用了结构和热防护的一体化设计，其热防护结构不仅要承受热载荷，而且还要承受再入、减速过程的气动载荷，必须考虑材料的高温变形和温度对材料性能的影响，总体而言，柔性热防护系统应满足以下要求：质量尽可能轻，高强度高韧性，柔性好，在折叠状态下不发生破坏，气密性好，材料的气渗漏性极低［5－7］。

国内充气式再入柔性热防护系统还处在研究阶段，鲜有关于柔性热防护系统传热分析方面的文章公开发表，而国外对柔性热防护系统的研究多以风洞试验和飞行试验为主，虽然得到的结果更加准确和可靠，但成本和风险很高。本文为得到防热效果更好的柔性热防护系统结构，先通过工程算法求出了再入过程中的热流和温度变化，然后对充气式再入柔性热防护系统进行ANSYS瞬态传热分析。本文从功能层材料、功能层铺层顺序、复合功能层三个方面，对多种结构的柔性热防护系统防热效果进行了分析，给出了柔性热防护系统结构可行的设计思路。

2 模型描述与求解

柔性热防护系统的外热流与温度是ANSYS瞬态传热分析的边界条件。求解该边界条件，首先要确定充气式再入返回航天器的结构，然后根据不同的再入过程，采用相应的工程算法进行估算。

2.1 充气式再入模型与再入方案

本文的研究对象为采用钝－锥外型的充气式再入返回航天器，结构参数参考IRVE［5］的设计。总质量m取为130kg，球头部分采用刚性结构，球头半径为0.3m，锥体部分采用可充气展开的柔性结构，半锥角为60°，展开的底部半径为2.05m（图1）。其再入起始条件设为：再入高度取为大气层的外缘高度h，为150km，再入速度（v）为7850m／s，再入角（β）为－2°。

图1 展开的充气式再入返回航天器Fig.1 Deployed inflatable re－entry vehicle

根据流态的不同把再入过程的流场划分为自由分子流区、过渡流区、连续流区，如图2所示，根据各个流区的特点，不同流区充气式再入柔性热防护系统的外热流的计算采用不同的方法。

图2 再入过程Fig.2 Process of re－entry

充气式再入返回航天器为旋成体，质心一般配置在中心轴线上，而且再入过程时间较短，对于本文的初步研究，可以作如下假设：

（1）充气式再入返回航天器具有足够的静稳定性和动稳定性；

（2）充气式再入返回航天器能够在很短的时间内达到零攻角的飞行姿态；

（3）再入过程是在一个二维平面内的运动，侧滑角始终为零度，不考虑地球自转的影响［8］。

2.2 外热流与温度的工程估算

为了研究柔性热防护系统结构在再入热流的作用下的温度响应，必须求出整个再入过程的热流变化，而目前的流体仿真软件绝大部分只能对再入过程有限个特定工况下的热流进行计算。

本文采用工程算法对充气式再入柔性热防护系统在自由分子流区、过渡流区、连续流区的外热流进行估算。在自由分子流区可采用分子运动论，由KEMP－RIDDELL公式导出［9］，过渡流区可以通过BLICK桥函数公式计算得到［10］，连续流区热流可分为边界层对流传热和激波层辐射传热［11－12］，如图3，求出各流态球头驻点的热流，然后由LEES分布律求出非驻点区域零攻角球头的热流。因为离刚性球头的距离越近，热流密度越大，文中柔性热防护系统的外热流密度均取为刚性球头与柔性热防护系统结构分界处的热流。

图3 连续流区流场分布Fig.3 Flow field distribution of continuum regime

从图4可以看出，在自由分子流区，柔性热防护系统热流密度很小，而且基本没有变化，在过渡流区，其热流密度开始迅速增加，柔性热防护系统的外热流在连续流区先增加后迅速减小，在80km左右达到最大值33.8W／cm2。

在柔性热防护系统的表面，有层流边界层流体与结构的对流传热、激波层流体与结构的辐射传热和柔性热防护系统对流体的辐射散热，柔性热防护系统表面发射率取为0.89［13］，根据能量守恒关系，可以估算出柔性热防护系统表面温度的变化，由图5中可以看出，充气式再入柔性热防护系统再入过程的温度在自由分子流区和过渡流区随着高度的降低不断增加，在连续流区是先增加后减小。再入过程中柔性热防护系统在80km左右达到最高温度，最高温度为1600K左右。

图4 再入过程外热流的变化Fig.4 Heating rate change of re－entry process

图5 再入过程热防护结构温度的变化Fig.5 Temperature change of re－entry process

3 柔性热防护系统的结构设计

3.1 热防护结构

柔性热防护系统在发射时折叠包装在很小的空间内，再入大气层的过程中再充气展开。柔性热防护系统结构由防热层、绝热层、气密层组成。防热层位于TPS的最外面，承受最高的温度和剪切应力，主要用来阻隔热流。防热层多使用高强轻质的柔性编织材料，如氧化铝纤维（Nextel）、碳纤维（Hexcel）等。中间的绝热层承受的温度较防热层低，多使用碳纤维隔热毡布、无定形二氧化硅隔热毡布等，如气凝胶（Pyrogel，Refrasil）。气密层用来防止气体渗漏，保持充气结构的形状，多使用聚酰亚胺薄膜（Kapton UN，Upilex S）［14］。

图6左为IRVE的一种基准柔性热防护系统结构，图6右为柔性热防护系统结构的物理模型，每个功能层可由多个铺层材料组成。根据IRVE相关文献［15］，气密层铺层厚度远小于其它功能层的铺层厚度，其对整个结构传热的影响基本可忽略。

柔性热防护系统结构的典型材料如表1［14］所示，其中材料的热学性能参数可以参考文献［15］。

图6 柔性热防护系统结构Fig.6 Flexible thermal protection structure

表1 典型的柔性热防护系统结构材料Table 1 Flexible TPS material

3.2 柔性热防护系统温度特性分析

柔性热防护系统在再入过程热力学环境一直在变化，这类问题可以用ANSYS瞬态传热模块建立柔性热防护系统传热的二维模型，然后求出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应。分析过程中忽略柔性热防护系统结构内部辐射与对流传热，也不考虑功能层铺层间的接触热阻。下面是用ANSYS瞬态传热模块分析的基本步骤。

1）生成有限元模型

建立几何模型，功能层选用thermal solid 8node 77单元，接触对选用contact target 169，接触单元选用contact 172，设置材料参数及关键字，划分网格。

2）设置边界条件和初始条件

将再入过程中壁面温度施加在防热层外表面，气密层下表面设置对流边界条件，对流系数为40W·m－2·K－1，空气温度设为300K，初始温度设置为293K。

3）求解

根据上文计算的再入过程中柔性热防护系统的热流和温度变化曲线，从表1中选出可能满足温度约束条件的柔性热防护系统材料。对于防热层材料，因为再入过程柔性热防护系统的最高温度大约在1600K，能够经受此高温的材料只有Nextel 440、Hexcel 282。而对于气密层，其对柔性热防护系统系统传热影响很小，为简化分析，气密层只选用Kapton UN。下面从功能层材料、功能层铺层顺序、复合功能层三个方面，分析柔性热防护系统结构的防热效果。

3.2.1 不同功能层材料的温度响应特性

为了比较不同功能层材料对柔性热防护系统防热性能的影响，下面的分析中防热层选用Nextel 440、Hexcel 282，绝热层选用Pyrogel 3350、Refrasil 1800、Refrasil 2000，一共有6种柔性热防护系统结构材料选择方案，如表2。每个材料选择方案中各功能层的铺层厚度都相同，其中防热层铺层厚度0.508mm，有两个铺层；绝热层铺层厚度2mm，有三个铺层；气密层铺层厚度0.025mm，有两个铺层。

表2 a方案柔性热防护系统结构铺层Table 2 Layups of TPS of a scheme

图7是a－1方案的结构图及ANSYS瞬态传热分析得到的温度云图，图8是a－1方案柔性热防护系统各功能层再入过程的温度响应，图中Tw、T1、T2、T3分别表示防热层外表面，绝热层外表面，气密层外表面，气密层内表面的温度。从图8可以看出，a－1方案再入过程中绝热层最高温度约为1450K，气密层最高温度约为400K，且气密层两侧的温度响应曲线基本重合。

图7 a方案柔性热防护系统结构和温度云图Fig.7 Structure and temperature distribution of TPS of a scheme

图8 a方案柔性热防护系统温度响应Fig.8 Temperature response of TPS of a scheme

表3是不同材料的柔性热防护系统功能层再入过程中最高温度，可以看出当绝热层材料为Pyrogel 3350时，即方案a－1、a－4绝热层最高温度超出材料使用的极限温度，不满足材料的使用要求。且防热层材料为Nextel 440时各层各功能层温度小于防热层为Hexcel 282方案，即a－2、a－3方案要优于a－5、a－6方案。

表3 a方案柔性热防护系统再入最高温度Table 3 Max temperature of layups of a scheme

图9是不同材料的柔性热防护系统功能层再入过程中最高温度的折线图。

图9 a方案柔性热防护系统再入最高温度Fig.9 Max temperature of layups of a scheme

3.2.2 不同功能层铺层顺序的温度响应特性

通过上文的分析可知，防热层材料Nextel 440防热性能优于Hexcel 282，故在下面的分析中，柔性热防护材料都选用Nextel 440。为了研究功能层不同铺层顺序对柔性热防护系统结构传热性能的影响，绝热层三个铺层材料分别选用Pyrogel 3350，Refrasil 1800，Refrasil 2000，气密层选用Kapton UN，通过变换绝热层铺层顺序，可以得到表4中6个材料选择方案。

图10是b－1方案的结构图及ANSYS瞬态传热分析得到的温度云图，图11是b－1方案柔性热防护系统各功能层再入过程的温度响应。从图11可以看出，b－1方案再入过程中绝热层最高温度约为1380K，气密层最高温度约为460K，且气密层两侧的温度响应曲线基本重合。

表4 b方案柔性热防护系统结构铺层Table 4 Layups of TPS of b scheme

图10 b方案柔性热防护系统结构模型和温度云图Fig.10 Structure and temperature distribution of TPS of b scheme

图11 b方案柔性热防护系统温度响应Fig.11 Temperature response of TPS of b scheme

表5是不同铺层顺序的柔性热防护系统功能层再入过程中最高温度，从表中可以看出，绝热层铺层顺序对气密层内外表面的最高温度影响很小，但对绝热层外表面的温度影响很大，且b－4，b－6方案的热防护效果明显好于其它方案。因为Refrasil 1800的最高使用温度低于Refrasil 2000的最高使用温度，所以方案b－6的热防护效果又要优于b－4方案。综上，当所以绝热层铺层顺序为：Refrasil 2000、Refrasil 1800、Pyrogel 3350时，即b－6方案的热防护效果最优。

图12是不同铺层顺序的柔性热防护系统功能层再入过程中最高温度的折线图。

表5 b方案柔性热防护系统再入最高温度Table 5 Max temperature of layups of b scheme

从气密层最高温度来比较，b方案比a－2、a－3方案防热效果更好，而且b方案中绝热层采用了3种功能层材料，而a方案中只采用了一种功能层材料，b方案在综合考虑材料的防热性能和柔性热防护系统重量上更有优势。

图12 b方案柔性热防护系统再入最高温度Fig.12 Max temperature of layups of b scheme

3.2.3 复合功能层的温度特性

柔性热防护系统结构绝热层材料都是气凝胶类材料，密度低，热导率小。可以把绝热层材料做为防热层铺层的夹层，组成复合功能层，下面比较用Pyrogel 3350、Refrasil 1800、Refrasil 2000分别作为夹层时柔性热防护系统的防热效果。表6中是各方案的柔性热防护系统结构。

图13是c－1方案的结构图及ANSYS瞬态传热分析得到的温度云图，图14是c－1方案柔性热防护系统各功能层再入过程的温度响应。从图14可以看出，c－1方案再入过程中绝热层最高温度约为1000K，气密层最高温度约为400K，且气密层两侧的温度响应曲线基本重合。

表6 c方案柔性热防护系统结构Table 6 Layups of TPS of c scheme

图13 c方案柔性热防护系统结构和温度云图Fig.13 Structure and temperature distribution of TPS of c scheme

图14 c方案柔性热防护系统温度响应Fig.14 Temperature response of TPS of c scheme

表7是不同复合功能层的柔性热防护系统功能层再入过程中最高温度，从表中可以看出，防热层材料为Nextel 440时，各层各功能层温度小于防热层为Hexcel 282方案；当夹层材料采用Pyrogel 3350时防热效果最好，其次是Refrasil 2000，即c－1方案最优，其次是c－2方案。

表7 c方案柔性热防护系统再入最高温度Table 7 Max temperature of layups of c scheme

图15是不同复合功能层的柔性热防护系统功能层再入过程中最高温度的折线图。

图15 c方案柔性热防护系统再入最高温度Fig.15 Max temperature of layups of c scheme

c方案与a中对应方案进行比较，因为采用复合功能层，c方案中防热层的铺层数要多于a方案，所以c方案中绝热层最高温度要远低于a方案，c方案气密层最高温度也低于对应a方案。故采用复合功能层结构的c方案防热效果要优于a方案。

4 结束语

本文通过工程算法对充气式再入热防护系统的再入热流和温度进行估算，在此外热流条件下，对不同材料和结构的柔性热防护系统进行ANSYS有限元分析，可得到以下结论：

（1）相比软件仿真，本文中选用的工程算法可以求出整个再入过程的外热流及温度变化，其中柔性热防护系统在距地面80km处的连续流区达到最大热流33.8W／cm2，此时外表面最高温度为1600K左右。

（2）本文从功能层材料、功能层铺层顺序、复合功能层三个方面来初步探究柔性热防护系统的防热性能，仿真结果表明绝热层材料Nextel 440优于Hexcel 282，绝热层材料中Refrasil 2000防热效果最佳；绝热层铺层顺序为Refrasil 2000、Refrasil 1800、Pyrogel 3350时防热效果最佳；防热层采用由两侧材料Nextel 440及夹层材料Pyrogel 3350组成的复合功能层时防热效果最佳。

（3）通过本文中a、b、c柔性热防护系统热方案的比较可知，柔性热防护系统热防护层采用复合功能层，绝热层采用不同的铺层材料，是提高其防热效果的可行方法。

（References）

［1］卫剑征，谭惠丰，王伟志，等.充气式再入减速器研究最新进展［J］.宇航学报，2013，34（7）：881－890 Wei Jianzheng，Tan Huifeng，Wang Weizhi，et al.New trends in inflatable re－entry aeroshell［J］.Journal of Astronautics，2013，34（7）：881－890（in Chinese）

［2］贺卫亮，才晶晶，汪龙芳，等.一次发射多次返回的充气式再入飞行器技术［J］.载人航天，2011（4）：37－42 He Weiliang，Cai Jingjing，Wang Longfang，et al.Inflatable reentry technologies research for single launching and multireentry（SLMR）space transporting system［J］.Manned Spaceflight，2011，16（4）：37－42（in Chinese）

［3］Marraffa L，Kassing D，Baglioni P，et al.Inflatable reentry technologies：flight demonstration and future prospects［J］.EESA，2000

［4］Dillman R A，Hughes S J，Bodkin R J，et al.Flight performance of the inflatable reentry vehicle experiment II，NASA NF1676L－10402［R］.Washington D.C.：NASA，2010

［5］曹旭.Al2O3纤维在空间充气式气动阻尼结构中的应用［J］.航天返回与遥感，2010，31（5）：16－21 Cao Xu.The application of Al2O3fibers in space inflatable aerodynamic decelerator structures［J］.Spacecraft Recovery ＆Remote Sensing，2010，31（5）：16－21（in Chinese）

［6］夏刚，秦子增，张晓今.充气防热罩技术发展现状［J］.导弹与航天运载技术，2002（1）：19－24 Xia Gang，Qin Zizeng，Zhang Xiaojin.Development status of inflatable thermal shield technology［J］.Missiles and SpaceVehicles，2002，255（1）：19－24（in Chinese）

［7］王伟志.充气展开式新型空间回收技术展望［J］.航天返回与遥感，2004（1）：1－5 Wang Weizhi.Forecast of the new type inflatable deployment space recovery technology［J］.Spacecraft Recovery ＆Remote Sensing，2004（1）：1－5（in Chinese）

［8］王希季.航天器进入与返回技术（上）［M］.北京：中国宇航出版社，2009 Wang Xiji.Spacecraft entry and reentry technology［M］.Beijing：China Astronautics Press，2009（in Chinese）

［9］赵梦雄.载人飞船空气动力学［M］.北京：国防工业出版社，2000 Zhao Mengxiong.Manned spacecraft aerodynamics［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2000（in Chinese）

［10］Matting F.Approximate bridging relations in the transitional regime between continuum and free－molecule flows［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1971，8（1）：35－40

［11］张鲁民.载人飞船返回舱空气动力学［M］.北京：国防工业出版社，2002 Zhang Lumin.Aerodynamics of manned spacecraft reentry capsule［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2002（in Chinese）

［12］张志成，潘梅林，刘初平.高超声速气动热和热防护［M］.北京：国防工业出版社，2003 Zhang Zhicheng，Pan Meilin，Liu Chuping.Hypersonic aerodynamic heat and thermal protection［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2003（in Chinese）

［13］Moss J N.Low－density aerodynamics for the inflatable re－entry vehicle experiment AIAA 1189［C］／／44thAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Washington D.C.：AIAA，2006

［14］Del Corso J A，Cheatwood F M，Bruce W E，et al.Advanced high－temperature flexible TPS for inflatable aerodynamic decelerators，NASA NF1676L－11425［R］.Washington D.C.：NASA，2011

［15］Del Corso J A，Bruce W E，Liles K A，et al.Thermal analysis and testing of candidate materials for PAIDAE inflatable aeroshell，NASA LF99－8353［R］.Washington D.C.：NASA，2009

（编辑：张小琳）

A Study on Heat Flux and Structure of Inflatable Reentry Thermal Protection System

HUANG Mingxing WANG Weizhi
（Beijing Institute of Space Mechanics and Electricity，Beijing 100094，China）

This paper builds an inflatable re－entry vehicle model and evaluates the heat flux and temperature of thermal protection system of inflatable re－entry vehicle during re－entry by using engineering algorithm.According to the calculated heat conditions and referring to the typical thermal protection material and structure of IRVE（Inflatable Reentry Vehicle Experiment），a flexible thermal protection structure model and a heat transfer model are established.This paper presents a detailed calculation of functional layer of flexible thermal protection structure temperature response during re－entry by ANSYS finite element method.In the three aspects functional material，functional layer stacking sequence and composite functional layer，the thermal protection effects of various flexible thermal protection structures are preliminarily analyzed.This paper can provide some reference for the design and application of flexible thermal protection in inflatable reentry vehicle.

inflatable reentry；finite element method；thermal protection；spacecraft recovery

V475.9

：ADOI：10.3969／j.issn.1673－8748.2016.01.008

2015－11－04；

：2015－12－31

黄明星，男，硕士研究生，研究方向为航天器再入返回技术。Email：hmx1620＠163.com。