再入防熱結構

這種熱能又以對流傳熱和激波輻射傳熱兩種形式，部分地傳給航天器本身。儘管通過適當的氣動外形設計可使這種加熱大為減小，但當航天器的速度足夠大時，這部分熱量仍足以使航天器像流星一樣在空中燒燬。再入防熱問題最初是從導彈彈頭的防熱需要提出的。解決的途徑是：採用鈍頭原理，發展各種不同的防熱結構及其相應的理論計算方法，研製新型防熱材料。50年代末，人們開始注意研究人造地球衞星、載人飛船返回的防熱問題。由於航天器與彈頭再入環境的差異，人們從高密度低温燒蝕材料的研究轉向了低密度燒蝕材料的研究。70年代以後，隨着航天飛機和空間探測器任務的提出，解決低熱流、長時間、多次重複使用的防熱問題和超高焓、超高熱流環境下的防熱問題成為主要矛盾，哥倫比亞號航天飛機試飛成功，意味着前一問題已成功解決，而後一問題的研究仍在進行中。1975年以來，中國通過多次回收衞星已掌握了航天器的再入防熱技術。

防熱結構再入防熱結構通常由防熱層、隔熱層和承力結構三部分組成。為保證這三部分結構在各種可能的温度環境下都協調相容，還必須採取能相對活動的連接形式或柔性膠粘系統把它們組合在一起。

①防熱層：它是由金屬或非金屬材料製成的外殼，通過材料本身的熱容、相變以及質量引射和再輻射等方式來吸收或耗散熱量。不同的航天器或同一航天器的不同部分因熱環境不同，相應的防熱層材料和厚度也不相同。近地軌道的航天器，其端頭部分再入時的環境温度高達6000～8000K，這一部位的氣動加熱最為嚴重，防熱層也最厚。

②隔熱層：由輕質材料如無機纖維氈或多層隔熱材料組成。它的作用是把高温的金屬外殼與內部艙體結構隔開，阻止或延緩外部熱量的傳入，使艙壁温度在整個再入過程中不超過某一預定值。但有時候為簡化結構工藝，往往又利用防熱材料本身的隔熱作用或蜂窩夾層結構的隔熱作用，把這一層與外部防熱層或內部承力結構合而為一。

③承力結構：是航天器再入艙段的骨架。它除了保持航天器具有一定的氣動外形外，往往還在它上面直接安裝部分儀器設備，因此它必須承受航天器再入過程中的制動過載和氣動外壓。它通常都由金屬殼體或蜂窩夾層結構組成。

利用防熱材料本身的熱容在升温時的吸熱作用作為主要吸、散熱的機理。這種方式要求防熱材料具有高的熱導率、大的比熱容和高的熔點，通常採用表面塗鎳的銅或鈹等金屬。這種方式的優點是結構簡單，再入時外形不變，可重複使用。缺點是工作熱流受材料熔點的限制，重量大，已為其他防熱方法所代替。

利用防熱材料在高温下表面的再輻射作用作為主要散熱機理。由於輻射熱流與表面温度的四次方成正比，因此表面温度越高，防熱效果越顯著。但工作温度受材料熔點的限制。根據航天器表面不同的輻射平衡温度，一般選用鎳鉻合金或鈮、鉬等難熔金屬合金板來製做輻射防熱的外殼。70年代以來，隨着陶瓷複合材料的出現和低密度化，帶有表面塗層的輕制質泡沫陶瓷塊開始在輻射防熱方式中得到應用。輻射式防熱結構的最大優點是適合於低熱流環境下長時間使用。缺點是適應外部加熱變化的能力較差。它的使用條件是：工作熱流一般不超過460千瓦/米?2，流場情況必須清楚。

利用防熱材料在高温下熱解氣化後的產物或人為噴射的液體、氣動對邊界層的質量引射效應作為主要散熱機理。這種防熱方式中最常見和最重要的是燒蝕防熱方式。