充气式再入减速系统柔性热防护材料的设计及性能研究

曹 旭 黄明星 黎光宇 孙小飞 黄 伟

1）北京空间机电研究所 北京100094

2）北京理工大学宇航学院 北京100081

3）中钢集团洛阳耐火材料研究院有限公司先进耐火材料国家重点实验室 河南洛阳471039

热防护材料是热防护系统主要的功能构成材料，其性能关系到飞行任务的成败［1］。近年来，充气式再入减速技术（Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT）日益受到重视。基于该技术的航天器进入大气前，内部的折叠状的耐高温柔性气囊充气形成倒锥状，有效地进行气动减速，此时航天器被柔性热防护材料包裹着可避免被剧烈的气动加热烧毁［2］。采用IRDT技术的航天器具有工作简单，成本低，可折叠收拢等特点，在载人航天、深空探测等领域具有较好的应用前景［3－5］。

刚性烧蚀防热材料在一次性使用的再入式航天器中应用较为广泛。但可折叠的充气式再入减速系统必须采用具备可折叠、轻质、高强等特点的柔性热防护材料。美、俄等在此方面开展了大量研究，其中俄罗斯采用硅基树脂材料，在三次IRDT试验器飞行试验中进行了应用；美国采用陶瓷纤维和柔性无机隔热毡，在充气式再入飞行器试验（IRVE）和低密度超音速减速器（LDSD）等项目中，开展了高温风洞试验等大量材料筛选验证工作。

我国近几年针对高性能隔热材料进行了研究，取得了较好的研究成果，制备的国产纤维增强SiO2气凝胶隔热材料强度高，热导率低［6－10］。本工作中，针对IRDT系统再入返回地球过程的热防护需求，在采用商业化陶瓷纤维织物和承载织物基础上，设计并制备了国产多层柔性热防护材料，通过测试热导率、热冲击试验和高焓风洞试验对材料的性能进行了验证。

1 试验

根据再入返回任务需求［10］，确定柔性热防护材料的技术指标为：1）最大外部热流密度不小于25 W·cm－2；2）最高耐温不小于1 200℃；3）高温环境持续时间不小于300 s；4）在高温环境作用下，材料的冷端温度不超过250℃；5）在满足热防护要求的基础上，面密度尽可能小；6）柔性可折叠，以满足折叠收拢要求。

热防护材料采用多层防热结构，从外到内分别为防热层、隔热层、承载层［11－12］。防热层位于热防护系统（TPS）的最外面，承受最高的温度，主要用来阻隔热流，本试验中采用氧化铝纤维布为防热层，最高耐温超过1 200℃。中间隔热层主要用来防止热量向内部传递，即在高温面和低温面形成较大的温度梯度，采用多层结构设计，设计了柔性可折叠多层隔热材料。承载层用来承受力学载荷，保持结构的外形，本试验中使用高强芳纶织物（Kevlar），其抗拉强度超过360 MPa，在250℃下短期（300 s内）强度保持率超过70%。

隔热层的材料组成包括：氧化铝纤维毯，厚度为1～2 mm，标记为A；氧化铝复合二氧化硅纤维毯，厚度分别为5和6 mm，分别标记为B1、B2；二氧化硅纤维毯，厚度1 mm，标记为C；气凝胶复合玻璃纤维毯（附带0.3 mm铝箔），厚度2～3 mm，标记为D。

热防护材料的结构组成见表1。相同数字编号试样的隔热层结构相同，但各层厚度不完全相同。

表1 热防护材料的结构组成

各功能层之间通过3M Nextel 440耐高温缝线缝合固定。在折叠包装时，柔性热防护结构各层之间存在间隙，并且各层会发生局部相对位移，所以柔性热防护结构各层在折叠包装过程中不易发生结构破坏。采用两两缝合的方式保证热流不会通过针孔传递至热防护结构内部。

1.2 性能检测

按YB/T 4130—2005检测隔热层材料分别在热面温度为200、400、600和800℃下的热导率。通过热冲击试验，模拟充气式再入减速系统的实际温度曲线［13］，对柔性热防护材料热端面加热，对材料的热防护性能进行验证。本试验中使用石英红外辐射式热试验装置［14］，对试样高温面进行加热。热冲击试验过程中，在热防护试样的热端面和冷端面中心位置各布置一个热电偶，测量两个端面的温度变化情况。

通过高焓风洞试验对柔性热防护材料的性能进行真实验证，试验设备为高频感应风洞，利用高频感应等离子体发生器对空气进行加热，经过膨胀加速后，在试验段形成高温、超声速流场，来产生高总温和高总压试验气流［15］。试验中获取柔性热防护材料在再入热环境下的各层温度响应、失效时间及形式，模拟参数主要是总焓值、热流密度。

由于风洞设备无法根据试验时间调节热流和总焓，因此采用均一试验条件：最大热流密度25 W·cm－2，焓值25 MJ·kg－1，试验时间300 s。由于实际再入过程高温持续时间仅约100 s，因此本试验为加严考核。

试验前对热防护试样进行反复折叠，验证折叠过程对材料热防护性能的影响。

高焓风洞试验选择热冲击试验结果最好的试样，试验过程中在各层材料之间布设热电偶（见图1），测量各层材料的温度响应，热电偶的布置如图1所示。热电偶T1、T2布置于防热层冷端，热电偶T3布置于隔热层第一层的冷端，热电偶T4布置于隔热层第三层的冷端，热电偶T5和T6分别布置于承载层的热端和冷端。

图1 热电偶布置示意图

2 结果与讨论

2.1 热导率

图2给出了隔热层中氧化铝纤维毯和氧化铝复合二氧化硅纤维毯的显微结构照片。

图2 氧化铝纤维毯和氧化铝复合二氧化硅纤维毯的显微结构

从图2可以看出，选用的隔热材料呈现出一种疏松的多孔结构，纳米级的孔隙尺寸限制了内部气体运动，使其能有效限制固相传热、气相传热及热对流，该多孔结构使得隔热试样的热导率得到有效的降低，保证了高温下的隔热性能。隔热层材料在200、400、600和800℃下的热导率分别为0.021、0.035、0.043和0.069 W·（m·K）－1，因此所设计的隔热层性能非常优异。

2.2 热冲击试验

对热防护试样进行热冲击试验发现，试样的柔性与试验前相比无明显变化，除颜色略变黑外，结构均完好。试样热端和冷端的温度测量结果如图3所示。试验实际加载温度与要求值一致，热面温度显示试验加载最高温出现在试验开始后162 s。在试验的前150 s，各试样冷端温度升高很小，随后缓慢上升，在约210 s时，各试样的冷端温度达到最高。第1组试样（试样1a和试样1b）的冷端温度比其他试样的低，且温度梯度近1 100℃，冷端最高温度不超过120℃，因此隔热效果较好。试样2a、试样2b和试样3b的冷端温度均超过了250℃。当承载层Kevlar织物的温度超过250℃时，强度会明显下降，难以满足使用要求。

图3 试样热端和冷端的温度测量结果

2.3 高焓风洞试验

根据热冲击试验的结果，选择试样1a进行高焓风洞试验。高焓风洞试验情况见图4。试验后观察发现，防热层用氧化铝纤维布烧结并有轻微开裂，但仍保持完好，说明在高焓气流的作用下，其抗剪切能力较好，能满足防护要求。隔热层中各层材质无明显破坏，柔软性良好。

图4 高焓风洞试验情况

虽然采取了两两缝合的方式，但从试样经高焓风洞试验后的冷端面可看出，仍有部分高焓气流通过缝线针孔渗透至内部，针孔局部有高温加热迹象，但并不影响整体的隔热性能。

高焓风洞试验温度测量曲线见图5。可以看出，试样外表面热电偶T1、T2、T3迅速升温，达到稳定温度。热电偶T1、T2均布置在防热层内部，由于其布置位置不同，温度测量结果相差130℃，最高温度达到了1 359℃。热电偶T3的稳定温度约为1 068℃。热电偶T4在试验初期失效，未测到数据。根据热电偶T5和T6结果，在试验结束后，承载层Kevlar织物的最高温度为198℃，满足许用温度不超过250℃的要求。

图5 高焓风洞试验温度测量曲线

试验前对热防护试样进行反复折叠，试验结果说明折叠对柔性热防护材料的热防护性能无明显影响。

本次试验未能测得热防护试样受热面的温度。由于试验采用热电偶测温，热电偶的最高耐温为1 400℃。这表明其在试验初期已发生损坏，未获取有效数据，也说明在高焓风洞试验中，试样受热面的温度已超过1 400℃。

3 结论

所研制的多层柔性热防护材料能够承受热流密度为25 W·cm－2的热冲击，最高温度超过1 400℃，焓值25 MJ·kg－1，持续时间300 s的热环境，材料热、冷两端的温度梯度超过1 200℃，具有优异的热防护性能；热防护试样在动态高焓风洞试验中结构保持完整，外部的防热层虽然有烧结现象，但隔热层能够在1 359℃的高温下仍然具有较好的隔热能力，保证承载层的温度在许用范围内；隔热层在试验后性状无明显变化，柔软、可折叠，且试样经过折叠后，热防护性能和柔性满足要求；柔性热防护材料采用的缝纫成型工艺对整体热防护性能无影响，但在针孔处存在热流渗透的情况，应对此加以防护。