新型轻质热防护复合材料的研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器是指飞行速度超过马赫数5（6175千米/小时）的飞行器，由于自身飞行速度非常快，会产生极高的气动热和气动压力，因此需要使用特殊的热防护材料来保护其结构和乘员。
碳复合材料被广泛应用于高超声速飞行器的热防护。
碳复合材料具有轻质、高强度和优异的热防护性能等特点，可以在高温下保持结构的完整性和稳定性。
研究人员通过掺杂碳纳米管、碳纳米纤维等纳米材料，提高了碳复合材料的导热性能和导电性能，从而使热防护效果进一步提升。
陶瓷材料也被广泛研究用于高超声速飞行器的热防护。
陶瓷材料具有高熔点、高硬度和优异的耐热性能，可以有效抵御高温气流的冲击和侵蚀。
研究人员通过掺杂氧化锆、氧化铝等纳米颗粒，改善了陶瓷材料的断裂和热膨胀性能，提高了其耐热性能和抗击穿性能。
金属材料也是高超声速飞行器热防护的重要材料之一。
金属具有良好的导热性能和可塑性，可以有效将热量分散和传导，提高热防护的效果。
研究人员通过合金化、表面涂层等方式，改善了金属材料的高温强度和耐热性能，使其能够在高超声速飞行器的极端环境下发挥良好的防护作用。
研究人员还在探索新型的热防护材料，如复合材料、金属间化合物等。
这些新型材料在结构设计和材料制备方面具有重要的应用前景，可以进一步提高高超声速飞行器的热防护性能。
高超声速飞行器的热防护材料研究已经取得了一些进展，碳复合材料、陶瓷材料和金属材料被广泛应用于高超声速飞行器的热防护。
随着科学技术的不断进步，新型热防护材料的研发和应用将进一步提高高超声速飞行器的安全性和可靠性。
高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展
研究现状和存在的问题
目前，高超声速飞行器陶瓷复合材料与热结构技术的研究已经取得了一定的 进展。一些研究者通过优化材料成分、制备工艺和结构设计等手段，提高了材料 的热力学性能和结构稳定性。例如，利用纳米陶瓷增强金属基体，可以显著提高 材料的抗氧化性能和高温强度。然而，该领域仍存在一些问题，如材料制备难度 大、成本高，材料的力学性能和热稳定性有待进一步提高。
高超声速飞行器热防护材料与结构 的研究进展
01 一、材料选择
目录
02 二、结构设计
03 三、实验验证
04 四、结论与展望
05 参考内容
随着科技的不断进步，高超声速飞行器已经成为了研究的热点领域。然而， 在高温环境下，飞行器的热防护材料与结构面临着严峻的挑战。为了解决这一问 题，本次演示将介绍高超声速飞行器热防护材料与结构的研究进展。
结论
高超声速飞行器的结构材料与热防护系统是关系到其性能和安全的关键因素。 本次演示对高超声速飞行器的结构材料和热防护系统进行了详细的分析和介绍， 并探讨了未来的发展趋势和应用前景。目前，高超声速飞行器在结构材料和热防 护系统等方面已取得了一定的成果，
但仍存在诸多挑战和问题需要进一步研究和解决。未来，需要进一步拓展新 材料的应用范围，提升热防护系统的性能和效率，以推动高超声速飞行器技术的 快速发展。
3、结构优化：针对高超声速飞行器的特定需求，对陶瓷复合材料进行结构 优化，提高其承载能力和热稳定性。
4、热力学分析：采用数值模拟和理论分析方法，对高超声速飞行器的热结 构进行优化设计，降低热负荷对结构的影响。
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结构材料
高超声速飞行器的结构材料需要具备轻质、高强度、抗高温、抗冲击等特点。 目前，常用的结构材料包括陶瓷、复合材料、金属材料等。
新型热电材料的研究进展
新型热电材料的研究进展热电材料是一种能够将热能转化为电能或者将电能转化为热能的材料。
随着科技的不断发展，人们对热电材料的研究也日益深入。
新型热电材料的研究进展，为我们带来了许多新的发现和应用。
本文将介绍新型热电材料的研究进展，包括其特点、应用领域以及未来发展方向。
一、新型热电材料的特点新型热电材料相较于传统材料具有许多优势。
首先，新型热电材料具有更高的热电转换效率，能够更有效地将热能转化为电能或者将电能转化为热能。
其次，新型热电材料具有更好的稳定性和耐高温性能，能够在极端环境下工作。
此外，新型热电材料还具有更好的环保性能，对环境的影响更小。
总的来说，新型热电材料在性能上有了很大的提升，为其在各个领域的应用奠定了基础。
二、新型热电材料的应用领域新型热电材料的应用领域非常广泛。
首先，在能源领域，新型热电材料可以用于开发新型的热电发电设备，提高能源利用效率。
其次，在航天航空领域，新型热电材料可以用于制造航天器和飞机的动力系统，提高其性能和稳定性。
此外，在电子产品领域，新型热电材料可以用于制造高效节能的电子产品，推动电子产品的发展。
总的来说，新型热电材料在各个领域都有着重要的应用前景，将为人类社会的发展带来巨大的推动力。
三、新型热电材料的未来发展方向未来，新型热电材料的研究方向主要集中在提高其性能和降低成本。
首先，研究人员将继续探索新型热电材料的结构和性能，寻找更高效的热电转换材料。
其次，研究人员将致力于降低新型热电材料的制备成本，推动其在工业生产中的应用。
此外，研究人员还将探索新型热电材料与其他材料的复合应用，进一步提高其性能和稳定性。
总的来说，新型热电材料的未来发展方向将更加多样化和前瞻性，为其在各个领域的应用带来更多可能性。
综上所述，新型热电材料的研究进展为我们带来了许多新的发现和应用，其在能源、航天航空、电子产品等领域都有着重要的应用前景。
未来，随着研究的不断深入，新型热电材料的性能将得到进一步提升，应用领域也将更加广泛。
热防护服防热性能的探究
热防护服防热性能的探究热防护服是一种专门用于在高温环境下工作或工作的人员穿着的特殊防护服。
热防护服具有耐高温、防火、防热等特性，可以有效地保护人员免受高温环境的伤害。
热防护服的防热性能是其最重要的特点之一，对于不同材料和设计的热防护服来说，其防热性能也会存在差异。
本文将对热防护服的防热性能进行探究，以期为相关领域的研究和应用提供参考和指导。
一、热防护服的防热性能指标热防护服的防热性能主要指其对高温环境下热传导、辐射热和对流热的阻挡能力。
一般来说，热防护服的防热性能可以通过以下指标来评价：1. 热传导系数：热传导系数是用来描述材料传热性能的一个物理量，它越小代表材料的绝缘性能越好，对高温的阻隔能力越强。
2. 耐热温度：热防护服能够耐受的高温温度是评价其耐高温能力的重要指标。
3. 防火性能：热防护服的防火性能是指其在高温下的防火阻燃能力，能否有效保护穿着者的安全。
4. 对紫外线和电磁波的阻挡能力：在一些特殊环境下，紫外线和电磁波的辐射对人体也会产生危害，因此热防护服的防紫外线和防电磁波性能也是需要考虑的。
以上指标可以综合评价一款热防护服的防热性能，对于不同工作环境和使用需求，这些指标的重要性也会有所不同。
热防护服的防热性能与所选用的防热材料密切相关。
目前市面上常见的热防护服材料主要包括以下几种：1. 耐高温纤维：如防火纤维、防火皮革等，这些材料具有较好的耐高温性能，能够有效地阻挡高温辐射和热传导，是制作耐高温热防护服的主要材料之一。
2. 陶瓷纤维：陶瓷纤维是一种轻质、耐高温、绝缘性能良好的新型热防护材料，广泛应用于航天航空、冶金、电力等高温工业领域，并且逐渐在热防护服领域得到应用。
3. 金属玻璃纤维：金属玻璃纤维具有优异的耐高温性能和高强度，可用于制作特殊工作环境下的热防护服。
除了以上常见的防热材料外，还有一些复合材料和功能材料也被应用于热防护服的制作中，以提升其防热性能和舒适性能。
选择合适的防热材料对于提高热防护服的防热性能至关重要。
高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展1. 引言1.1 背景介绍在高超声速飞行器研究领域，热防护材料一直是一个关键的研究方向。
随着科技的不断发展，高超声速飞行器的速度越来越快，在飞行过程中会受到极高温度的影响，因此研究高效的热防护材料变得至关重要。
背景介绍部分首先需要探讨传统热防护材料存在的问题，如耐高温性能不足、耐热膨胀性能差、使用寿命短等。
这些问题限制了高超声速飞行器在极端条件下的运行能力，也对飞行安全和效率造成了严重影响。
研究意义也需要强调在高超声速飞行器研究中，热防护材料的重要性。
只有不断创新，寻找更好的热防护材料，才能确保高超声速飞行器的正常运行和飞行安全。
研究目的部分，则需要明确本文旨在总结高超声速飞行器热防护材料研究的进展，探讨新型材料和技术的应用，为未来高超声速飞行器的研究和发展提供参考和借鉴。
1.2 研究意义高超声速飞行器是一种能够在大气层内飞行时达到5倍音速以上的飞行器，具有高速、高温、高动压等特点，对其热防护材料的要求非常高。
研究高超声速飞行器热防护材料的意义在于可以提高飞行器的耐热性能、延长其使用寿命，保障飞行器的安全性和可靠性。
通过研究和开发高性能、高可靠性的热防护材料，可以推动我国高超声速飞行器技术的发展，提高我国在高超声速飞行器领域的地位和竞争力。
同时，研究高超声速飞行器热防护材料还可以促进我国材料科学领域的发展，推动新型材料的应用和推广，为我国科技创新做出更大的贡献。
因此，研究高超声速飞行器热防护材料具有重要的意义和价值。
1.3 研究目的研究目的是为了解决高超声速飞行器在高温高速飞行过程中所面临的热防护难题，提高飞行器的飞行性能和安全性。
通过深入研究高超声速飞行器热防护材料的特性和应用，探讨传统热防护材料存在的问题并寻找新型高温材料的研究进展，探索多功能复合材料和纳米材料在热防护中的应用，以及仿生材料的发展，从而为高超声速飞行器的热防护提供新的解决方案和技术支持。
通过本研究的开展，旨在为高超声速飞行器的设计和制造提供更加可靠和高效的热防护材料，推动高超声速飞行器技术的发展，促进航空航天领域的科学研究和工程应用的进步。
飞行器用热防护材料发展趋势
研究现状
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 研究现状
航天飞行器热防护系统主要分为被动热防护系统和主动热防护系统两大类。 被动热防护系统主要有隔热材料、热辐射器、热沉等，主动热防护系统主要有冷 却系统、热管、相变材料等。目前，这些热防护系统已经在不同种类的航天飞行 器上得到了广泛应用，但也存在一些问题与挑战。
研究现状
首先，传统的隔热材料在高温环境下容易发生热分解和氧化，降低其隔热性 能。其次，随着航天飞行器运行环境的日益复杂，单一的热防护系统已经难以满 足其全方位、多层次的热防护需求。此外，目前主动热防护系统仍存在效率低下、 系统复杂等问题，亟待解决。
发展趋势
此外，主动热防护系统的研究也将得到深入发展。例如，新型高效冷却系统、 纳米流体冷却技术以及微尺度相变材料等将取得重要突破。同时，随着机器学习、 人工智能等技术的不断发展，热防护系统将越来越智能化，自适应、自主学习等 功能将成为可能，从而为航天飞行器的安全可靠运行提供更强大的保障。
结论
结论
2、发动机部件：空天飞行器的发动机需要承受高温和高速燃气流的冲刷，使 用热防护陶瓷材料能够提高发动机部件的耐高温性能和使用寿命。
三、空天飞行器用热防护陶瓷材料的应用
3、表面涂层：将热防护陶瓷材料涂覆在空天飞行器的表面，能够保护机体结 构免受高温和氧化侵蚀，提高空天飞行器的可靠性和安全性。
三、空天飞行器用热防护陶瓷材料的应用
飞行器用热防护材料发展趋 势
目录
01 一、背景
03
三、飞行器用热防护 材料发展趋势
02 二、热防护材料分类 04 四、关键技术介绍
目录
05 五、应用前景展望
07 参考内容
06 六、结论
内容摘要
随着航空航天技术的飞速发展，飞行器的性能和速度也不断提升。然而，在 飞行器高速飞行过程中，机体与空气的摩擦会产生大量的热量，对飞行器的性能 和安全性产生不利影响。因此，热防护材料在飞行器领域的应用越来越受到。本 次演示将围绕飞行器用热防护材料的发展趋势展开讨论。
航天飞行器热防护相变发汗冷却研究进展
低密度烧蚀防热材料的制备方法 和技术
低密度烧蚀防热材料的制备方法主要包括液态金属制备、多相反应合成和原 位生长等。液态金属制备法是将金属溶液与基体混合，经过凝固、烧结等工序制 备得到低密度烧蚀防热材料；多相反应合成法是采用多种反应体系在一定条件下 进行反应，
形成具有优异防热性能的复合材料；原位生长法则是利用某些原材料在基体 中发生原位反应，形成具有特定结构和性能的烧蚀防热材料。
总之，航天飞行器热防护相变发汗冷却技术的研究取得了一系列重要进展， 但仍存在一些挑战和问题需要进一步解决。例如，对于相变材料的循环稳定性和 长期使用性能的研究尚不充分；冷却系统整体性能的提升也需要进一步优化设计。
未来，研究者们需要针对这些问题开展深入研究，推动相变发汗冷却技术的 进一步发展与应用。
航天飞行器热防护相变发汗冷 却研究进展
基本内容
随着航天技术的飞速发展，航天飞行器的性能和速度不断提升，但同时也面 临着更为严酷的热环境挑战。为了确保航天飞行器的安全可靠运行，热防护技术 成为了至关重要的一环。相变发汗冷却作为一种新型的热防护技术，近年来受到 了广泛。
本次演示将围绕航天飞行器热防护相变发汗冷却研究进展展开讨论。
发展趋势
随着科技的不断进步，航天飞行器热防护系统将迎来新的发展机遇。首先， 新型高温隔热材料的研究将取得重要进展，如具有抗氧化、耐高温、轻质等特点 的陶瓷隔热材料和金属基复合材料等。其次，多种热防护系统的组合使用将成为 一个重要趋势，
例如将隔热材料与辐射器、热管等联合使用，以提高整体防护效果。
低密度烧蚀防热材料的研究现状
低密度烧蚀防热材料是一种以烧蚀作用为主，具有较低密度的防热材料。随 着航天技术的快速发展，对航天飞行器的热防护系统提出了更高的要求，低密度 烧蚀防热材料的出现为解决这一问题提供了有效途径。
防热材料的发展及应用论文
防热材料的发展及应用论文防热材料是指能够有效阻隔和减少热量传导、辐射和对流的材料。
随着现代科技的发展和应用的广泛，对防热材料的需求也越来越大。
本文将探讨防热材料的发展与应用，并分析其在不同领域的应用。
首先，防热材料的发展受益于材料科学的进步。
高温热防护材料主要包括陶瓷纤维、陶瓷膜、复合材料和金属材料等。
陶瓷纤维是一种优良的防热材料，具有优异的导热性能和热稳定性。
陶瓷膜是一种能够有效减少热能传导和辐射的材料，广泛应用于建筑和航空航天领域。
复合材料结构设计合理，能够有效分散和吸收热量。
金属材料在高温环境下具有良好的导热性能，广泛应用于电子领域。
其次，防热材料在不同领域的应用也十分广泛。
在建筑领域，防热材料主要用于隔热保温，减少热量传导。
隔热材料可以保持室内温度稳定，并减少空调能耗。
在航空航天领域，防热材料主要用于航天器和火箭的外层保护，防止航天器被高温热源破坏。
此外，防热材料还广泛应用于汽车、电子和化工等领域，用于降低设备运行时产生的热量和提高工作效率。
防热材料的应用不仅能够提高设备的安全性和可靠性，还能够节约能源、减少对环境的污染。
防热材料在建筑领域的应用可以降低能耗，减少对环境的破坏。
在航空航天领域的应用可以提高飞行器的安全性和可靠性，确保人和设备的安全。
在电子领域的应用可以降低设备运行时的温度，提高设备的工作稳定性。
然而，目前防热材料还存在一些问题和挑战。
首先，防热材料的导热性能和热稳定性仍有待提高。
一些防热材料在高温环境下容易发生变形和破坏，影响其防热效果。
其次，防热材料的生产成本较高，限制了其在一些领域的大规模应用。
此外，防热材料的研究和应用还存在一定的技术门槛，需要进一步研发和创新。
综上所述，防热材料的发展与应用是一个不断进步的过程。
随着材料科学的进步和技术的创新，防热材料的性能和应用领域将得到进一步拓展。
为了更好地解决现实问题，我们需要加强防热材料的研发和创新，提高其导热性能和热稳定性，降低生产成本，扩大应用领域。
可重复使用热防护材料研究进展
可重复使用热防护材料研究进展
李俊宁;冯志海;张大海;胡子君
【期刊名称】《宇航材料工艺》
【年(卷),期】2024(54)2
【摘要】具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料,影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。
本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料,综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC 等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。
总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为,并提出以材料损伤为基础,研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。
最后,提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。
【总页数】10页(P1-10)
【作者】李俊宁;冯志海;张大海;胡子君
【作者单位】航天材料及工艺研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TB33
【相关文献】
1.重复使用金属热防护系统研究进展
2.可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状
3.航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用
4.结构热防护一体化复合材料研究进展
5.新型热防护材料研究进展
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高超声速飞行器热防护材料研究进展
高超声速飞行器热防护材料研究进展随着科技的不断发展，高超声速飞行器已经成为各国军事和航空航天领域的研究热点。
高超声速飞行器在飞行过程中会遇到极高温的问题，这就需要寻找一种能够承受极高温度的热防护材料。
热防护材料的研究成为了高超声速飞行器研究中的一个重要方向。
本文将从热防护材料的基本要求、研究现状、未来发展趋势等方面对高超声速飞行器热防护材料的研究进展进行详细介绍。
高超声速飞行器的热防护材料必须具备以下几个基本要求：高温抗性、轻质化、导热性能良好、耐氧化性高等。
高温抗性是热防护材料的首要要求，因为高超声速飞行器在进入大气层再入过程中会面临极高的温度，一般需要承受2000摄氏度以上的高温。
热防护材料必须能够在极高温下保持结构完整及功能稳定性。
由于航天器在飞行过程中需要克服重力，因此热防护材料的轻质化也至关重要。
轻质化的热防护材料可以有效减轻飞行器的重量，提高飞行器的载荷能力和续航能力。
热防护材料的导热性能也是一个重要指标，良好的导热性能可以有效地将热量从高温区域传导至低温区域，减少热应力对材料的影响。
耐氧化性高也是热防护材料的重要要求，因为高超声速飞行器在大气层再入过程中往往会受到氧化的影响，因此需要具备良好的耐氧化性能。
目前，高超声速飞行器热防护材料的研究主要集中在陶瓷基复合材料、碳基复合材料和金属基复合材料等方面。
陶瓷基复合材料具有优良的抗热冲击性和抗氧化性能，常用的材料包括碳化硅陶瓷和氧化锆陶瓷等。
这些材料在高温下具有较好的稳定性和导热性能，目前已经被广泛应用于高超声速飞行器的热防护结构中。
碳基复合材料因其轻质化和高温抗性而备受关注，目前已经取得了一定的研究进展，但在高温氧化环境下的稳定性还有待提高。
金属基复合材料由于其良好的导热性能和较好的加工性能而备受关注，但其重量较大，不利于提高飞行器的载荷能力和续航能力。
目前研究中主要集中在这些材料的改性和复合应用方面。
未来，高超声速飞行器热防护材料的研究将主要集中在以下几个方面：一是提高材料的高温稳定性，寻找更加稳定和耐高温的材料，以满足高超声速飞行器在极端高温环境下的使用要求；二是提高材料的轻质化，并进一步改善导热性能，以提高飞行器的载荷能力和续航能力；三是提高材料的加工性能和成本效益，以降低热防护结构的制造成本；四是开展多材料复合应用研究，以克服单一材料的局限性，实现热防护结构的多功能化和集成化。
热防护服防热性能的探究
热防护服防热性能的探究热防护服是一种专门用于保护人体免受高温环境伤害的服装，广泛应用于冶金、焊接、玻璃制造、石油化工等高温作业环境。
它的防热性能直接关系到工人的安全和健康，因此对热防护服的防热性能进行探究具有重要意义。
一、热防护服的基本构成热防护服通常由外层织物、中间织物和内层织物组成。
外层织物通常采用防火、耐高温的材料，如玻璃纤维、金属纤维等，以提供较好的热辐射防护。
中间织物多为隔热层，用于隔绝外部高温环境和内部低温环境的传导热流。
内层织物一般采用吸湿透气的材料，既可以吸收工人身体分泌的汗液，又可以保持内部相对干燥，提高穿着舒适度。
二、热防护服的主要防热性能1.热辐射防护性能热辐射是一种通过电磁波传播的热传导方式，对人体的伤害较大，尤其是在高温环境下。
热防护服的外层织物通常采用反射、吸收或吸收-反射结合的方式来减少热辐射的侵害，从而保护穿着者的皮肤不受热辐射的伤害。
2.热传导防护性能热传导是一种通过材料直接接触传导热流的方式，是导致穿着者皮肤灼伤的主要途径之一。
热防护服的中间织物起到隔热层的作用，有效隔绝了外部高温环境和内部低温环境之间的热传导流，从而保护穿着者的皮肤免受热源的伤害。
3.热对流防护性能热对流是一种通过气体或液体流动传导热流的方式，对人体的伤害较大。
热防护服的内层织物通常采用透气性好的材料，以便有效降低热对流对穿着者的伤害，提高穿着舒适度。
三、热防护服防热性能评价方法1.热防护服的热防护性能可以通过对其防热性能进行实验测试来评价。
目前国际上通用的热防护服防热性能评价方法主要包括：热传导性能测试、热辐射性能测试、热对流性能测试等。
2.热传导性能测试主要通过热传导仪器测试热防护服材料的导热系数，从而评价其对热传导的隔离能力。
四、热防护服防热性能的影响因素1.热防护服材料的影响热防护服材料的选择直接影响着其防热性能。
一般来说，玻璃纤维、陶瓷纤维等无机材料具有较好的高温抗性能，可以用于制作热防护服的外层织物；而聚酰亚胺、芳纶、聚四氟乙烯等高分子材料具有较好的绝缘性能，可以用于制作热防护服的中间织物。
航天器热防护材料研究现状与发展趋势
*西北工业大学博士论文创新基金资助(CX200405)石振海:1960年生,博士研究生,主要从事热防护材料的研究 T el:029 ******** E mail:shizhenhai9307@航天器热防护材料研究现状与发展趋势*石振海,李克智,李贺军,田 卓(西北工业大学材料学院,西安710072)摘要 热防护系统中所采用的多层复合热防护材料的层间界面结合和小块材料之间的连接对航天器的可靠性有很大影响,目前二者都存在一定的缺陷。
依据功能梯度材料和C/C 复合材料的理论,将高导热率碳泡沫和低导热率碳微球设计成密度和热导率功能梯度热防护碳泡沫材料,使其具备组分之间无层间界面和小块材料间易于连接等特点。
关键词 热防护材料 碳泡沫 功能梯度材料 C/C 复合材料Research Status and Application Advance of Heat ResistantMaterials for Space VehiclesSH I Zhenhai,LI Kezhi,LI Hejun,T IAN Zhuo(Schoo l of M aterials Science,N o rthwester n P olytechnical U niver sity,Xi an 710072)Abstract T he reliability o f space v ehicles is much affected by the inter face bonding of multilayer heat resist ant mater ials and t he joining of smaller mater ials in the ther mal prot ection sy st em.Ho wev er,ther e ar e defect s in bothaspects.Based on the theo ries concerning funct ional g radient mater ials and C/C composit es,a way is desig ned to pre par e a functional gr adient carbon foam w ith density and heat conductiv ity for ther mal pr otection from the car bon foam with hig h heat conductivity and the carbon microsphere with low heat conductivity.T he advantag es of the newly designed material lie in that there are no interfaces between layers of materials and smaller pieces of materials ar e easy to join.Key words heat r esistant mater ial,carbon foam,functio nal gr adient mater ial,C/C composites1 航天器的热防护系统和热防护材料热防护系统(T her mal pr otectio n sy st em,简称T PS)是各国正在研制的可重复使用于航天(空天)飞行器上的关键部件之一[1,2]。
航天器热防护材料的发展概述
航天器热防护材料的发展概述1 热防护材料载人航天技术的发展，推动了载人航天器热防护材料的研究和发展。
热防护材料是航天器与外部环境隔离的关键，是保护机体以及机体内部设备和系统免受太空环境低温中的冷热破坏的重要手段。
如今，热防护材料已成为载人航天器设计研究的关键性一环，引起了许多国家和地区的极大关注。
2 热防护技术发展历程在二十世纪50年代，苏联开展了人造卫星飞行，标志着载人航天技术的诞生，也促进了热防护技术的初步发展。
其后，随着载人航天技术的不断发展，热防护技术也取得了一定成就。
在二十世纪60年代，太阳光板、表层热护层外壳也发展了出来。
70年代末，表层热护层外壳的设计和实现也有了质的提升，由此热防护技术开始进入一个新的发展阶段，为今后热防护材料的发展打下基础。
3 热防护材料发展现状目前，热防护材料主要分为气体隔热层、祖母绿绝缘层、硅酸钾绝缘层和复合隔热层等，可根据特定的使用要求，结合多种材料，形成更加完善的热防护结构体系。
例如，现代热防护材料结构采用一种混合的形式，在航天设计中，积极运用碳纤维复合材料、导热材料、复合砂浆、绝缘涂料等多种新型热防护材料。
4 热防护材料未来发展趋势在未来，热防护材料将继续朝着多层、多种、轻质以及极薄的方向发展，不断加强更强大的热防护效果。
此外，在热防护技术领域，超高分子材料、声速变质材料、复合材料、多孔材料均是未来热防护材料发展的重点方向。
同时，随着空间技术的不断发展，将伴随出现新的新型热防护材料，使得未来的热防护材料发展更加多彩、多样。
总得来看，载人航天器热防护材料的发展几乎与载人航天技术的发展同步，当前的研究结果已取得较为显著的成果，但仍存在多方面的不足，未来将着力开发更加完善的载人航天器热防护材料，为载人航天器设计提供更加高效的保护手段。
复合材料研究进展和应用现状
复合材料研究进展和应用现状随着科技的发展，越来越多的新材料被开发出来并应用于各个领域。
复合材料便是其中之一，它是指两种或以上的不同材料在某一方面有协同作用的新材料。
复合材料具有轻质、高强度、耐腐蚀、耐磨损、隔热性能好等优点，因此在航空、航天、汽车、船舶、建筑、电子等领域都有广泛的应用。
本文将从复合材料的种类、应用领域、研究进展等方面介绍复合材料的发展现状。
一、种类复合材料广泛存在于我们生活中，既有自然产生的复合材料，如树木、贝壳等，也有人工合成的复合材料。
人工合成的复合材料多为高分子复合材料和无机复合材料。
1.高分子复合材料高分子复合材料是指由高分子基体和增强相组成的复合材料，在高分子基体中嵌入了颗粒、纤维、薄膜等增强相，形成了具有一定力学性能的材料。
常见的高分子复合材料有玻璃纤维增强聚酯树脂、碳纤维增强聚酰亚胺材料等。
2.无机复合材料无机复合材料是指由无机基体和增强相组成的复合材料，无机基体可以为金属、陶瓷或玻璃等，增强相可以为颗粒、纤维、薄膜等。
常见的无机复合材料有碳化硅增强铝基复合材料、碳化硅增强氮化硅基复合材料等。
二、应用领域1.航空航天航空航天是复合材料最早应用的领域之一，航空器和航天器必须具备高度的轻量化和高性能的要求。
复合材料的轻质、高强度、耐腐蚀、耐磨损、耐高温等优点，使其成为替代金属材料的理想选择。
航空器和航天器中常用的复合材料有碳纤维增强聚酰亚胺材料、玻璃纤维增强聚酯树脂、环氧树脂基复合材料等。
2.汽车近年来，汽车行业对复合材料的需求越来越高，主要是为了减轻车身重量，降低燃油消耗和排放。
复合材料的轻质、高强度、抗冲击、耐腐蚀、隔热性能好等优点，使其成为汽车制造的理想材料。
汽车中常用的复合材料有碳纤维增强聚酰亚胺材料、玻璃纤维增强聚酯树脂、环氧树脂基复合材料等。
3.建筑复合材料在建筑领域的应用越来越广泛。
随着建筑设计对于材料轻量化、材料强度、材料可塑性及设计细节方面的要求越来越高，复合材料得到了越来越多的应用。
轻质高强材料的研究与应用技术
轻质高强材料的研究与应用技术材料科学是现代科技中的一项重要课题，由于材料直接涉及到生产效率、产品质量以及环保等方面的问题，因此新型的高科技材料研发及应用技术对于推动现代化经济和保障国家安全都有着至关重要的作用。
近年来，轻质高强材料受到广泛关注，随着科技的发展，轻质高强材料的研究与应用技术也越来越成熟，成为了材料科学领域的一个热门研究方向。
一、轻质高强材料介绍轻质高强材料是指比钢铁等传统材料轻，但却可以在同样的承载力和刚度下使用的一类材料。
这种材料具有重量轻、强度高、刚度大、耐疲劳等特点。
由此可以降低物资消耗和物质总量，并能够减少环境的污染。
目前轻质材料的种类比较多，最常使用的是陶瓷、玻璃、纤维、金属泡沫等材料。
二、轻质高强材料的应用1、航空航天轻质高强材料能够大幅度的降低飞机和火箭导弹等飞行器的重量，同时还能够提高这些装备的性能和可靠性，是航空航天领域中不可或缺的材料。
例如，利用碳/碳复合材料制造的飞机，机身个重量仅有铝板的三分之一，而且在快速飞行中还表现出极好的耐热性，另外还可以增强机身刚性，大幅度降低了飞机的燃料消耗。
2、汽车工业轻质高强材料可以大大降低汽车的重量，从而提升油耗效率：轻质高强钢比标准钢轻15% ~ 20%，并且容易成型、呈现出较高的耐腐蚀性，基本能够取代传统的钢铁材料。
3、机械制造机械制造行业是一个重载行业，其中的传统金属材料耗用量大，而轻质高强材料可以在相同负荷下适当的降低材料总量，大大降低了在机械制造、生产等方面的成本，而且其相对应的材料特性，可以让机器的使用率更为增强。
4、其他领域除了上述提到的领域外，轻质高强材料同样可以在电子消费、军火制造、船舶制造、建筑装饰等领域中得到广泛应用，例如铝的应用领域广阔，不仅可以替代传统钢铁，还能够用于铝漆、注射铝箔、铝合金等领域。
三、轻质高强材料的研究进展轻质高强材料的研究正在快速发展。
在新型轻质高强材料的研发过程中亟需解决的，并且也是科学家们需要关注的问题，就是如何制造分子量均一且具有结构特性的高强度材料。
航天器的热防护系统设计与研究
航天器的热防护系统设计与研究当我们仰望星空，想象着人类在宇宙中的探索之旅时，航天器无疑是实现这一梦想的关键载体。
然而，要让航天器在极端的太空环境中安全、稳定地运行，热防护系统的设计至关重要。
太空环境对于航天器来说是极其恶劣的。
在太空中，航天器不仅要面对高温的太阳辐射，还要承受低温的宇宙背景温度。
当航天器进入大气层返回地球时，与大气的剧烈摩擦会产生数千度的高温，这种高温足以将大多数材料瞬间气化。
因此，一个高效、可靠的热防护系统是航天器能够顺利完成任务的重要保障。
热防护系统的设计需要考虑多个因素。
首先是材料的选择。
常用的热防护材料包括陶瓷、碳复合材料和金属热防护材料等。
陶瓷材料具有良好的耐高温性能和隔热性能，但其脆性较大，容易在受到冲击时破裂。
碳复合材料则具有高强度和轻质的特点，但在高温下容易氧化。
金属热防护材料如钛合金等具有较好的韧性和耐腐蚀性，但隔热性能相对较差。
因此，在实际设计中，往往需要根据航天器的具体任务和工作环境，综合考虑各种材料的优缺点，选择最合适的材料或者将多种材料组合使用。
除了材料选择，热防护系统的结构设计也非常重要。
常见的热防护结构有烧蚀式、隔热式和辐射式等。
烧蚀式热防护系统通过材料的烧蚀来带走热量，从而保护航天器内部。
这种结构在一次性使用的航天器中应用较为广泛，如返回式卫星和载人飞船的返回舱。
隔热式热防护系统则依靠多层隔热材料的隔热作用来阻止热量的传递，常用于长期在轨运行的航天器。
辐射式热防护系统通过表面的辐射散热来降低温度，适用于高温、高辐射环境下的航天器。
在热防护系统的设计中，热传递分析是一个关键环节。
通过建立数学模型和进行数值模拟，可以预测航天器在不同工作条件下的温度分布和热流情况，从而为设计提供依据。
同时，还需要考虑热防护系统与航天器其他系统的兼容性和协调性。
例如，热防护系统的重量和体积会影响航天器的整体性能，因此需要在保证防护效果的前提下，尽量减轻重量、减小体积。
另外，热防护系统的可靠性和可维护性也是设计时需要重点考虑的问题。
轻质复合材料的研发和工业应用前景
轻质复合材料的研发和工业应用前景随着科技和工业的发展，材料的研发和应用也愈来愈重要。
而轻质复合材料作为一种新型材料，一直备受关注。
其独特的性质和广阔的应用领域让它成为了当今工业界的宠儿。
轻质复合材料一般由两种或两种以上基本材料组成。
这些基本材料具有不同的性质，例如轻质聚合物、碳纤维、玻璃纤维、碳化硅等等。
由于他们的特殊组合，轻质复合材料天生具有高强度、高刚度、耐腐蚀、低热膨胀系数和重量轻等特点，可以在工业界和航空航天等领域得到广泛应用。
轻质复合材料在航空航天领域的应用非常突出。
由于其重量轻，高强度的特点，它是制造飞机、火箭、卫星等的理想材料。
近年来，随着国内外民用飞机的运营量逐渐增加，对于材料的要求也越来越高。
然而，传统的金属材料存在着缺陷，例如难以抵抗高空气压、高温等环境的腐蚀和疲劳易损等。
而轻质复合材料则可以胜任这项艰巨的任务。
除了航空航天领域，轻质复合材料在汽车工业和建筑领域也得到了广泛应用。
和金属材料相比，轻质复合材料的重量轻，高强度，不易腐蚀，也具有良好的隔热性能。
因此在汽车工业，使用轻质复合材料可以降低汽车的重量，减少燃料消耗，提高安全性能。
在建筑领域，使用轻质复合材料可以提高建筑物的结构强度，减少热量流失，改善能源利用效率。
然而，轻质复合材料的研发和应用也存在挑战。
首先，其生产成本相对较高，仍然需要更高的生产技术和更多的研究投入。
其次，还需要应对生产过程中的环境保护问题和处理复合材料废弃物等问题。
总的来说，轻质复合材料具有广泛的应用前景，特别是在航空航天、汽车、建筑及其他领域。
尽管目前这种材料还存在着一些难题，但是随着技术的不断发展和生产成本的不断降低，相信我们会看到更多的轻质复合材料在工业应用中扮演重要的角色。
X-37B空天飞行器轻质非烧蚀热防护新技术
X-37B空天飞行器轻质非烧蚀热防护新技术鲁芹，姜贵庆，罗晓光，胡龙飞（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）摘要：X-37B是世界上第一个具有可重复使用、高超声速飞行、高机动变轨及快速响应能力的空天飞行器。
热防护技术是制约空天飞行器最终服役能力的关键技术。
X-37B突破了空天飞行器热防护技术的瓶颈，成功的验证了新型的轻质非烧蚀热防护技术。
回顾了空天飞行器热防护发展历程,分析了X-37B 的“全球快速精确打击目标”的特殊功能对热防护系统的需求，提出了X-37B空天飞行器热防护系统的新技术—可重复使用、轻质、非烧蚀，最后探索了X-37B热防护新技术的实施途径—防隔热一体化、梯度化。
关键字：X-37B；轻质非烧蚀；防隔热一体化；梯度化0.引言随着现代航天技术的发展, 继陆、海、空之后，太空以其得天独厚的地理优势及其在政治、经济、军事、外交等方面具有的极其重要的价值,已经被世界军事大国视为维护国家安全和利益的战略制高点。
夺取制天权, 已成为世界航天大国共同的战略目标。
以X-37B为代表的空天飞行器是21世纪空间攻防对抗、全面夺取制天权的必不可缺的关键武器装备。
热防护系统是空天飞行器最为关键的子系统之一，热防护技术是制约空天飞行器最终服役能力的的关键技术。
空天飞行器的“全球快速精确打击目标”、“高机动性”以及“高可靠性和低成本”等要求对传统的热防护技术提出了严峻的挑战。
防热问题成为空天飞行器设计中的关键制约因素和主要技术瓶颈。
2010年发射成功的、在轨244天以及水平着陆的X-37B是一种可以在地球近轨道、太空和大气层中飞行的、具有超强机动能力和快速响应能力的空天飞行器。
它的发射成功引起全世界的高度关注。
X-37B 的一项重要任务是验证新型的热防护系统，它的顺利返回与再次发射也预示着这种新型防热系统得了巨大突破。
1.X-37B空天飞行器X-37B空天飞行器是一种可在各种弹道轨迹上飞行，用于执行范围广泛的空间控制任务的可重复使用飞行器。
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高端论坛新型轻质热防护复合材料的研究进展韩杰才ꎬ洪长青ꎬ张幸红ꎬ程海明ꎬ薛华飞(哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所ꎬ哈尔滨１５０００１)摘要:针对未来深空探测飞行器对轻质复合材料的需求ꎬ总结了国内外航天防热复合材料的最新研究进展ꎬ提出了飞行器轻质热防护复合材料和充气式再入减速器热防护复合材料的设计㊁制备㊁考核和评价方法ꎮ重点介绍了两类新型轻质热防护复合材料设计㊁纳/微米结构调控和极端环境考核的阶段性研究成果ꎬ揭示了服役环境￣结构设计￣材料制备￣性能评价￣系统集成的相关性ꎬ为我国载人航天复合材料与结构的快速发展提供技术支撑ꎮ关键词:轻质热防护ꎻ复合材料ꎻ微结构ꎻ极端环境中图分类号:Ｖ４５㊀文献标识码:Ａ㊀文章编号:１６７４￣５８２５(２０１５)０４￣０３１５￣０７ＲｅｓｅａｒｃｈＰｒｏｇｒｅｓｓｏｆＮｏｖｅｌＬｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔＴｈｅｒｍａｌＰｒｏｔｅｃｔｉｏｎＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＨＡＮＪｉｅｃａｉꎬＨＯＮＧＣｈａｎｇｑｉｎｇꎬＺＨＡＮＧＸｉｎｇｈｏｎｇꎬＣＨＥＮＧＨａｉｍｉｎｇꎬＸＵＥＨｕａｆｅｉ(ＣｅｎｔｅｒｆｏｒＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅꎬＨａｒｂｉｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＨａｒｂｉｎ１５０００１ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｎｎｏｖｅｌｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔａｅｒｏｓｐａｃｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｉｎｔｈｅｆｉｅｌｄｏｆｄｅｅｐｓｐａｃｅｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎꎬｔｈｉｓｐａｐｅｒｓｕｍｍａｒｉｚｅｄｔｈｅｌａｔｅｓｔｒｅｓｅａｒｃｈｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎａｅｒ￣ｏｓｐａｃｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｔｈｏｍｅａｎｄａｂｒｏａｄ.Ｔｈｅｄｅｓｉｇｎꎬｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎꎬｔｅｓｔａｎｄｅｖａｌｕａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｏｆｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｍａｔｅｒｉａｌｓａｎｄｉｎｆｌａｔａｂｌｅｆｌｅｘｉｂｌｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｍａｔｅｒｉａｌｓｗｅｒｅｐｒｏ￣ｐｏｓｅｄ.Ｔｈｅｐｒｏｇｒｅｓｓｉｖｅａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔｓｉｎｃｌｕｄｉｎｇｍａｔｅｒｉａｌｓｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎꎬｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇａｔｎａｎｏ/ｍｉｃｒｏ￣ｓｃａｌｅｌｅｎｇｔｈꎬａｎｄｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌｔｅｓｔｉｎｇｆｏｒｔｗｏｋｉｎｄｓｏｆｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｔｅｘ￣ｔｒｅｍｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｗｅｒｅｍａｉｎｌｙｄｉｓｃｕｓｓｅｄ.Ｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｓｅｒｖｉｃｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎꎬｍａｔｅｒｉａｌｓｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎꎬｐｒｏｐｅｒｔｙｅｖａｌｕａｔｉｏｎａｎｄｓｙｓｔｅｍｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎｆｏｒｎｏｖｅｌａｅｒｏｓｐａｃｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｅｒｅｒｅｖｅａｌｅｄａｎｄａｎａｌｙｚｅｄ.Ｔｈｅｐａｐｅｒｍａｙｓｅｒｖｅａｓａｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｃａｌｓｕｐｐｏｒｔｆｏｒｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆａｄｖａｎｃｅｄａｅｒｏ￣ｓｐａｃｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅｉｎＣｈｉｎａ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎꎻｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓꎻｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅꎻｅｘｔｒｅｍｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ收稿日期:２０１５￣０２￣０２ꎻ修回日期:２０１５￣０５￣２９基金项目:国家自然科学基金委创新研究群体基金(１０８２１２０１)作者简介:韩杰才(１９６６－)ꎬ男ꎬ博士ꎬ教授ꎬ研究方向为飞行器结构与热防护系统㊁超高温热防护材料ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｈａｎｊｃ＠ｈｉｔ.ｅｄｕ.ｃｎ１㊀引言航天技术是研究太空科学㊁进行资源开发与应用的综合工程技术ꎬ是高技术密集的尖端科学技术[１￣２]ꎮ航天复合材料与结构是保障航天器在轨服役㊁高速再入和安全返回的关键技术之一ꎬ其涉及高温和超高温㊁强辐射㊁高真空㊁微重力等极端环境ꎬ具有显著的多学科交叉特点ꎮ由于航天复合材料产品结构复杂㊁工作条件和服役环境特殊ꎬ与传统复合材料的结构和性能存在较大的差异ꎮ欧美等国一直把航天复合材料作为国家的基础技术和关键技术大力发展ꎬ安排了系列研究[３￣４]ꎮ近年来ꎬ国外围绕新一代飞行器的快速发展开展了新一轮的材料技术创新驱动研究ꎬ例如Ｘ￣４３Ａ㊁ＨＴＶ￣２㊁Ｘ￣３７Ｂ㊁Ｘ￣５１Ａ等飞行器的成功飞行[５￣８]ꎬ标志着国外热防护复合材料技术已经进入了崭新的发展阶段ꎮ纵观国内外最新航天器的发展现状ꎬ航天复合材料总体发展趋势是耐高温㊁轻第２１卷㊀第４期２０１５年㊀７月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀载㊀人㊀航㊀天ＭａｎｎｅｄＳｐａｃｅｆｌｉｇｈｔ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｖｏｌ.２１㊀Ｎｏ.４Ｊｕｌ.２０１５量化㊁低成本和多功能化ꎬ而材料微结构设计㊁材料体系和制备方法创新发展将在未来航天复合材料的发展中发挥不可或缺的主导作用ꎮ本文总结了国内外航天器轻质防热复合材料及轻质结构的发展现状ꎬ并以新型超轻质 雾凇结构 防隔热复合材料和充气式再入减速器热防护材料为重点ꎬ介绍了近年来我国相关领域的进展ꎬ最后对航天复合材料与结构的未来发展趋势进行了探讨ꎮ２㊀超轻质烧蚀型高效防隔热一体化材料烧蚀防隔热材料是经典的热防护方法ꎬ通过相变和物质消耗起到防热作用ꎬ可用于高焓高热流环境ꎮ尤其是深空探测航天器以第二宇宙速度再入的热环境特征是峰值热流密度大㊁焓值高㊁压力低和再入时间长ꎬ要求防热材料及其构件具有低密度㊁耐高温㊁低热导率㊁低烧蚀量和高热阻塞效应的特点[９]ꎮ针对深空探测航天器对耐超高温防/隔热材料一体化材料需求ꎬ国内外研究机构相继研制出了系列具有 超轻质㊁低热导率㊁耐高温㊁微烧蚀 热防护材料并成功通过飞行验证ꎮ例如美国阿波罗(Ａｐｏｌｌｏ)计划采用了ＡＶＣＯＡＴ热防护材料(平均密度为０ ５５ｇ/ｃｍ３)ꎬ以酚醛玻璃钢蜂窝增强环氧￣酚醛㊁石英纤维和空心微球的结构形式ꎬ这种中密度材料４０年前成功应用于Ａ￣ｐｏｌｌｏ热防护结构[１０￣１１]ꎮ其改进型被选为ＯｒｉｏｎＣＥＶ热防护材料ꎬ改进后的Ａｖｃｏａｔ材料所累积的试验数据较少ꎬ主要集中于评价它与成熟Ａｖｃｏａｔ材料在性能上的一致性[１２]ꎮ值得注意的是ꎬ近年来ＮＡＳＡＡｍｅｓ研究中心开发了新一代低密度烧蚀材料即酚醛浸渍碳烧蚀体(ＰＩＣＡ)ꎮＰＩＣＡ以ＦＭＩ公司生产的纤维状碳基隔热材料为增强体ꎬ浸渍酚醛树脂而成ꎬ密度为０ ２４~０ ３２ｇ/ｃｍ３ꎬ成功用于高速再入的星尘号试样返回舱热防护系统中ꎬ经受了峰值热流密度１２ＭＷ/ｍ２㊁总加热量３６５ＭＪ/ｍ２的再入热环境[１３￣１９]ꎮＰＩＣＡ曾是ＯｒｉｏｎＣＥＶ除改进型Ａｖｃｏａｔ外的ＴＰＳ候选材料ꎬ还作为ＭＳＬ的迎风面防热材料成功登陆火星[２０]ꎬ并作为主要防热方案应用于ＳｐａｃｅＸ公司龙飞船热防护系统ꎬ这种新型轻质防/隔热材料曾被评为２００７年美国宇航局年度发明奖[２１]ꎬ密度仅为传统隔热材料的１/５ꎬ能瞬时抵抗高达２７００ħ的高温ꎬ是集耐烧蚀￣承载￣隔热于一体的新一代热防护材料[２２]ꎮ而国内目前通过探月三期再入返回飞行试验器的 半弹道跳跃式再入 方式返回地球ꎬ验证了由月球高速再入情况下的中密度防热材料与技术ꎬ但对这类纤维状基体增强树脂类超轻质烧蚀材料的研究还处于初期阶段ꎬ既没有形成完备的材料体系ꎬ更没有完成验证飞行的报道ꎮ２ １㊀微结构设计和力学性能经过调研国内外研究进展ꎬ哈尔滨工业大学提出了新型超轻质具有 雾凇结构 (图１(ａ))防隔热复合材料用于极端环境再入防热的构想ꎬ并进行了典型热环境考核试验ꎮ图１(ｂ)为自制的网络碳骨架微观结构ꎬ纤维之间通过特种玻璃碳相连以提高强度和刚度[２３]ꎮ通过自制特种改性酚醛树脂的结构改性ꎬ并进一步浸渍和充填碳骨架(图１(ｃ))ꎬ制备的碳骨架增强酚醛树脂具有比表面积大㊁孔隙率高㊁热导率和密度低的特点ꎬ集烧蚀防热和隔热于一体的新型超轻复合材料ꎮ图１㊀超轻质 雾凇结构 防热复合材料宏微观组织Ｆｉｇ.１㊀Ｍａｃｒｏ￣ａｎｄｍｉｃｒｏｓｃｏｐｉｃｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｆｕｌｔｒａ￣ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｍａｔｅｒｉａｌｗｉｔｈｒｉｍｅｓｔｒｕｃｔｕｒ图２为四种密度的碳粘结碳纤维骨架材料压缩测试的典型应力￣应变曲线ꎮ从图中可以看出ꎬ碳粘结碳纤维骨架材料具有 半柔性 材料的特６１３载人航天第２１卷点ꎬ其压缩曲线可分为两个阶段ꎬ在第一阶段ꎬ压缩应力随着应变的增加呈近似线性增加达到最大弹性应力(曲线上Ａ点ꎬ定义为压缩强度)ꎬ之后曲线出现转折点ꎬ应力增加的幅度较之前大为减小ꎬ且应力值出现类似于屈服现象的上下浮动ꎬ这也表明材料内部局部发生破坏ꎮ在平行于压力方向ꎬ压缩应力达到压缩强度后随应变增加快速降低直至应变接近３０％ꎬ而垂直于压力方向ꎬ压缩应力随应变增加平稳波动变化至３０％以上ꎮ图２㊀碳骨架的压缩应力￣应变曲线Ｆｉｇ.２㊀Ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｓｔｒｅｓｓ￣ｓｔｒａｉｎｃｕｒｖｅｏｆｃａｒｂｏｎｓｋｅｌｅｔｏｎ研究了碳纤维骨架的密度与其压缩强度的关系ꎬ如图３所示ꎬ平行于和垂直于压力方向的压缩强度和模量均随着密度的增强而增大ꎬ在平行于压力方向的压缩强度已经超过６ＭＰａꎬ垂直于压力方向的压缩强度也达到２ＭＰａ以上ꎮ２ ２㊀烧蚀性能地面模拟试验是检验和验证防热复合材料烧蚀性能优劣的重要途径ꎬ使用等离子电弧风洞模拟试验对碳骨架增强酚醛树脂防热复合材料进行了驻点烧蚀考核ꎮ电弧风洞驻点烧蚀试验考核过程使用高频摄像机所获取的视频截图如图４所示ꎬ发现烧蚀过程中材料前表面温度一致ꎬ整个过程中均匀烧蚀后退并且没有机械剥蚀出现ꎬ烧蚀图３㊀碳骨架ＸＹ和Ｚ平面的压缩性能Ｆｉｇ.３㊀ＣｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｃａｒｂｏｎｓｋｅｌｅｔｏｎｉｎＸＹａｎｄＺｄｉｒｅｃｔｉｏｎｓ后形貌如图４所示ꎮ图４㊀超轻质 雾凇结构 防热复合材料电弧风洞驻点烧蚀考核过程Ｆｉｇ.４㊀Ｓｔａｇｎａｔｉｏｎａｂｌａｔｉｏｎｏｆｕｌｔｒａ￣ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｖｅｍａｔｅｒｉａｌｗｉｔｈｒｉｍｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｉｎａｒｃｊｅｔｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ加热过程中防热材料表面温度超过２２００ħꎬ经过６０ｓ气动加热后材料的质量烧蚀率为０ １３６ｇ/ｓꎬ线烧蚀率为０ ０５８ｍｍ/ｓꎬ驻点烧蚀后较好保持了初始的球头外形ꎬ试样后表面的碳化层完整没有沟槽㊁孔洞等缺陷ꎮ从图６所示的烧蚀后试样的横向切片宏观照片上可见烧蚀过程和热沉后ꎬ试样可以分成明显的碳化反应层(或碳化层)㊁热解层和原始材料层ꎬ而且碳化区和热解区只集中在试样前端的较小范围内ꎬ即试样背面温升极低ꎬ酚醛树脂仍为原始状态ꎬ表明防热材料具有优越的隔热性能ꎮ通常在高温烧蚀过程中ꎬ酚醛树脂在高温下与穿过７１３第４期㊀㊀㊀㊀韩杰才ꎬ等.新型轻质热防护复合材料的研究进展图５㊀超轻质 雾凇结构 防热复合材料的驻点烧蚀前后形貌Ｆｉｇ.５㊀Ｓｔａｇｎａｔｉｏｎａｂｌａｔｉｏｎｏｆｕｌｔｒａ￣ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｔｈｅｒ￣ｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｍａｔｅｒｉａｌｗｉｔｈｒｉｍｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ边界层进入的高速气流相互作用ꎬ树脂热解释放吸收热量并且热解产物注入边界层对表面才形成保护作用ꎬ同时表面形成坚固碳化层辐射热量ꎻ亚表层产生的小分子和大分子热解产物在碳化反应层内高温作用发生二次裂解吸热并产生大量气体ꎬ同时在处于高温下的碳吸热升华吸收热量ꎬ这些热解气体及其反应产物和升华碳从材料表面逸出注入边界层对轻质防隔热材料起到热屏蔽作用ꎮ酚醛树脂热解层出现的温度区间为２００~８００ħꎬ酚醛受热分解释放出热解气体得到多孔碳ꎬ因此该区域的主要成分是碳骨架㊁孔隙㊁热解气体㊁热解碳以及这些物质相互反应得到的气体产物ꎮ处于孔隙中的热解气体及反应产物随着气体量增加㊁压力升高会沿着材料内部开放孔隙逸出酚醛热解层ꎬ对多孔酚醛热解区起到热屏蔽作用ꎮ原始材料层烧蚀过程中温度始终维持在２００ħ以下ꎬ主要吸收机制为热容吸热ꎬ由于材料具有 雾凇结构 而表现优异的隔热特性ꎬ因此始材料的酚醛几乎保持制备态的颜色和微结构ꎮ３㊀充气式再入减速器热防护复合材料充气式再入减速器(简称为充气减速器)ꎬ也称为充气式防热罩[２４]ꎮ再入过程中ꎬ减速器在大气层内从包装折叠状态到完全展开飞行状态ꎬ经历大气的自由流㊁过度流和连续流等几个阶段后ꎬ飞行速度由超高声速逐渐降低到亚声速ꎬ直至满图６㊀ 雾凇结构 防热复合材料烧蚀样件的切片照片(自上而下可以分成:碳化层㊁热解层和原始材料层)Ｆｉｇ.６㊀ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｏｆｔｒａｎｓｖｅｒｓｅｓｌｉｃｅｓｏｆｕｌｔｒａ￣ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｍａｔｅｒｉａｌｗｉｔｈｒｉｍｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ(ｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｆｒｏｍｃｈａｒｔｏｐｙｒｏｌｙｓｉｓｚｏｎｅｔｏｖｉｇｉｎｍａ￣ｔｅｒｉａｌｃａｎｂｅｄｉｓｔｉｎｇｇｕｉｓｈｅｄ)足着陆要求[２５]ꎮ充气式减速器主要功能包括:１)再入防热:在进入大气层时承受高超声速气动热载荷ꎻ２)气动减速:在超声速和亚声速状态时通过气动力减速ꎬ达到着陆速度要求ꎻ３)缓冲着陆:在着陆过程中通过充气结构实现着陆器的着陆缓冲从而安全到达地面完成回收ꎮ充气式再入减速器具有传统返回飞行器的热防护系统㊁降落伞减速装置和着陆缓冲/漂浮系统集成一体的特点ꎬ为有效载荷和航天员的应急返回提供了一种新的技术途径[２６]ꎮ２０世纪６０年代ꎬ美国进行了充气式气动减速系统的研究[２７]ꎬ但当时单从减速功能考虑ꎬ降落伞技术相对更为成熟且能满足当时的要求ꎬ所以７０年代后ꎬ充气式气动减速装置的研究基本终止ꎻ２０世纪末ꎬ随着轻质柔性耐高温材料技术的突破ꎬ充气式进入降落技术重新获得关注ꎬ美国进行了一系列飞行及地面试验[２８]ꎻ随着研究深入ꎬ发掘更多潜在的应用需求ꎬ明确了相应关键技术[２９]ꎮ目前为止ꎬ充气式再入飞行试验(ＩＲＶＥ)共进行了三次飞行试验ꎬ有成功也有失败ꎮ２００７年ꎬ由于火箭问题ꎬＩＲＶＥ首飞失败[２６]ꎮ２００９年８月ꎬＩＲＶＥ￣２获得成功ꎬ飞行高度达２１１ｋｍ[２７]ꎮ２０１２年７月ꎬＩＲＶＥ￣３发射升空ꎬ从４５１ｋｍ高度开始下落ꎬＩＲＶＥ￣３承受比ＩＲＶＥ￣２更剧烈的气动热载荷ꎬ并验证了利用移动质心产生升力的技术ꎬ试验获得完全成功[３２￣３３]ꎮＮＡＳＡ发射的ＩＲＶＥ￣３采用Ｎｅｘｔｅｌ４４０ＢＦ￣２０作为外层防护ꎬ隔热层为Ｐｙｒｏｇｅｌ３３５０ꎬ气密层为Ｋａｐｔｏｎ/Ｋｅｖｌａｒ/Ｋａｐｔｏｎ[３３]ꎮＮＡＳＡ提出了Ｎｏｍｅｘ￣Ｖｉｔｏｎ结合的热防护复合材料以及超薄的新型陶瓷防护高辐射涂层ＰＰＣꎬ可经受－１２０~１６５０ħ的温度[３４]ꎮ单面或双面涂覆的对位芳纶纤维㊁芳香族聚酯纤维以及ＩＬＣ纤维也成功应用于ＩＲＶＥ防８１３载人航天第２１卷热系统[３０￣３２]ꎮ日本ＪＡＸＡ研制了一种新型硅橡胶薄膜与ＺＹＬＯＮ纤维复合材料[３５]ꎬＥＳＡ和俄罗斯在ＩＲＤＴ中研制的具有烧蚀特性的预浸二氧化硅纤维织物可以有效防止热流传入柔性充气壳中[３５￣３６]ꎮ根据可折叠展开柔性ＴＰＳ服役环境要求[３７]ꎬ通常防热材料设计由三部分组成[３８]:１)防热层ꎬ由特种陶瓷纤维组织ꎬ如具有耐高温和优异的高温热稳定性的Ｎｅｘｔｅｌ系列[３９]ꎻ２)隔热层ꎬ主要由纤维增强气凝胶组成ꎬ根据密度要求ꎬ可以调控柔性纤维增强气凝胶材料的厚度㊁密度和热导率ꎻ３)气体阻隔层ꎬ主要由聚酰亚胺薄膜或凯芙拉纤维组成(如图７和８所示)[３７￣３８]ꎮ图７㊀可折叠展开柔性ＴＰＳ的材料设计Ｆｉｇ.７㊀ＤｅｓｉｇｎｏｆｍａｔｅｒｉａｌｏｆｉｎｆｌａｔａｂｌｅＴＰＳ图８㊀可折叠展开柔性ＴＰＳ的材料的组成示意图Ｆｉｇ.８㊀ＭａｔｅｒｉａｌｏｆｉｎｆｌａｔａｂｌｅＴＰＳ可折叠展开柔性ＴＰＳ的厚度较薄(~１０ｍｍ)[４０]ꎬ这对ＴＰＳ的耐热和隔热性能提出了苛刻的要求ꎬ利用石英灯阵列加热试验[４１]考察了多层ＴＰＳ的表面和冷面温升曲线ꎮ可以发现对于８ｍｍ的柔性ＴＰＳ而言ꎬ经过长时间石英灯表面加热(３００ｓ)ꎬ表面温度设定为１０００ħꎬ背面温度在１００ｓ前几乎没有变化ꎬ在３００ｓ时最高温度为２１０ħꎬ表现出良好的防隔热特性(图９所示)ꎮ根据大气再进入任务工作环境的特点[４２]ꎬ图９㊀可折叠展开柔性ＴＰＳ的材料的石英灯阵列加热试验曲线Ｆｉｇ.９㊀Ｓｕｒｆａｃｅａｎｄｉｎ￣ｄｅｐｔｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｍａ￣ｔｅｒｉａｌｓｏｆｉｎｆｌａｔａｂｌｅＴＰＳｍｅａｓｕｒｅｄｂｙＱｕａｒｔｚｌａｍｐａｒｒａｙ可折叠展开柔性防热复合材料的耐热性能和力学性能都面临比较高的要求ꎬ如比重小㊁强度高㊁耐冲击和耐高温等ꎮ目前ꎬ美国和俄罗斯[４３]在该项材料技术上已有所突破ꎬ但国内相关的材料的报道较少ꎬ对于开展可折叠展开柔性防热复合材料的研究应首先结合设计方案ꎬ对材料指标做充分地论证分析ꎬ例如材料的强度㊁高温特性和柔韧性等技术指标要求ꎬ并且提出高性能防热材料的研制思路ꎬ为彻底攻克材料技术打下基础[４４]ꎮ相比于传统刚性材料ꎬ大尺寸可折叠展开柔性ＴＰＳ对材料和工艺提出了更高的技术要求ꎮ一方面柔性耐高温防热层材料国内目前研究基础和实力较弱ꎬ难以研制出高温强度保持率高㊁抗氧化烧蚀性能优异的柔性防热布[４３]ꎻ另一方面这类ＴＰＳ的大面积可折叠柔性展开等性能特点对材料成型工艺(缝补㊁涂层㊁折叠储存等)提出了更加苛刻的要求[４４]ꎬ需要进一步深入开展相关材料成型工艺和控制的基础研究ꎮ９１３第４期㊀㊀㊀㊀韩杰才ꎬ等.新型轻质热防护复合材料的研究进展４㊀结束语超轻质热防护复合材料和充气式再入减速器热防护复合材料为未来飞行器热防护系统提供了一条崭新的途径ꎬ以美国㊁俄罗斯为首的航天大国起步较早ꎬ历经几十年的发展ꎬ已在该领域确立了领先地位ꎮ我国在该领域起步较晚ꎬ亟需展开相关研究并借鉴国外先进经验㊁整合国内科研院所优势资源ꎬ加快新型轻质热防护复合材料的微结构精细设计㊁工艺优化㊁原理样机制备㊁实验数据库建立以及飞行试验验证等相关技术积累和技术储备ꎬ为我国深空探测技术的轻量化㊁低成本和高可靠性提供重要的技术保障ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀郭正.宇航复合材料[Ｍ].北京:宇航出版社ꎬ１９９９:１￣２０.ＧｕｏＺｈｅｎｇ.ＡｅｒｏｓｐａｃｅＣｏｍｐｏｉｓｔｅｓ[Ｍ].Ｂｅｉｊｉｎｇ:ＡｅｒｏｓｐａｃｅＰｕｈｌｉｓｈｅｒꎬ１９９９:１￣２０.(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ)[２]㊀赵稼祥.航天先进复合材料的现状与展望[Ｊ].飞航导弹ꎬ２０００ꎬ１:５８￣６３.ＺｈａｏＪｉａｘｉａｎｇ.Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔａｎｄｏｕｔｌｏｏｋｏｆａｅｒｏｓｐａｃｅａｄ￣ｖａｎｃｅｄｃｏｍｐｏｉｓｔｅｓ[Ｊ].Ｃｒｕｉｓｅｍｉｓｓｉｌｅꎬ２０００(１):５８￣６３.(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ)[３]㊀ＮＡＳＡ.ＮＡＳＡ ｓＥｘｐｌｏｒａｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍｓＡｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅＳｔｕｄｙ[Ｓ].ＮＡＳＡ￣ＴＭ￣２００５￣２１４０６２ꎬ２００５.[４]㊀ＭａｒｋＰ.ＬｏｏｍｉｓꎬＤｉｎｅｓｈＫ.ＰｒａｂｈｕꎬＳｅｒｇｅｙＧｏｒｂｕｎｏｖｅｔ.ａｌ.ＲｅｓｕｌｔｓａｎｄａｎａｌｙｓｉｓｏｆｌａｒｇｅｓｃａｌｅａｒｔｉｃｌｅｔｅｓｔｉｎｇｉｎｔｈｅＡｍｅｓ６０ＭＷｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｈｅａｔｉｎｇａｒｃｊｅｔｆａｃｉｌｉｔｙ[Ｃ]//４８ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇＩｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅＮｅｗＨｏｒｉｚｏｎｓＦｏ￣ｒｕｍａｎｄＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｘｐｏｓｉｔｉｏｎ４￣７Ｊａｎｕａｒｙ２０１０ꎬＯｒｌａｎｄｏꎬＦｌｏｒｉｄａ.ＡＩＡＡ２０１０￣４４５.[５]㊀ＪｏｓｅｐｈＭꎬＨａｎｋꎬＪａｍｅｓＳｅｔａｌ.ＴｈｅＸ￣５１Ａｓｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅｆｌｉｇｈｔｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｐｒｏｇｒａｍ[Ｃ]//１５ｔｈＡＩＡＡＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＳｐａｃｅＰｌａｎｅｓａｎｄＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃＳｙｓｔｅｍｓａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓＣｏｎ￣ｆｅｒｅｎｃｅ２８Ａｐｒｉｌ￣１Ｍａｙ２００８ꎬＤａｙｔｏｎꎬＯｈｉｏ:６￣７[６]㊀ＣｈｅｎＹＫꎬＭｉｌｏｓＦＳ.Ａｂｌａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｒｍａｌｒｅｓｐｏｎｓｅｐｒｏｇｒａｍｆｏｒｓｐａｃｅｃｒａｆｔｈｅａｔｓｈｉｅｌｄａｎａｌｙｓｉｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ１９９９ꎬ３６(３):４７５￣４８３.[７]㊀ＴａｎｇＣＹꎬＷｒｉｇｈｔＭＪꎬＥｄｑｕｉｓｔＫＴꎬｅｔａｌ.Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕ￣ｌａｔｉｏｎｓｏｆｐｒｏｔｒｕｄｉｎｇｇａｐｆｉｌｌｅｒｓｏｎｔｈｅＭａｒｓｓｃｉｅｎｃｅｌａｂｏｒａｔｏｒｙｈｅａｔｓｈｉｅｌｄ[Ｒ].ＡＩＡＡ￣２００９￣４０７７ꎬ２００９.[８]㊀ＧｏｌｄｍａｎＢＤꎬＤｏｗｅｌｌＥＨꎬＳｃｏｔｔＲＣ.Ｉｎ￣Ｆｌｉｇｈｔａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｓｔａ￣ｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｏｎｔｈｅＮＡＳＡＨＩＡＤꎬＰａｒｔＩ:Ｌｉｎｅａｒｔｈｅｏｒｙ[Ｃ]//５５ｔｈＡＩＡＡ/ＡＳＭＥ/ＡＳＣＥ/ＡＨＳ/ＳＣＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓꎬＳｔｒｕｃｔｕｒａｌＤｙｎａｍｉｃｓꎬａｎｄＭａｔｅｒｉａｌｓＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅ＿.２０１４.[９]㊀胡良全ꎬ薛忠民.超长时热防护材料研究现状与发展[Ｃ]//中国空间科学学会空间材料专业委员会２００９学术交流会:１６９￣１７６.ＨｕＬｉａｎｇｑｕａｎꎬＸｕｅＺｈｏｎｇｍｉｎ.Ｓｔｕｄｙｏｆｌｏｎｇ￣ｔｉｍｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｍａｔｅｒｉａｌｓｐｒｅｓｅｎｔｓｔａｔｕｓａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ[Ｃ]//２００９ａｎｎｕａｌａｃａｄｅｍｉｃｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅｏｆＣｈｉｎａＳｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅＳｏ￣ｃｉｅｔｙｓｐａｃｅｍａｔｅｒｉａｌｐｒｏｆｅｓｓｉｏｎａｌｃｏｍｍｉｔｔｅｅ.１６９￣１７６.(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ)[１０]㊀ＧｒａｖｅｓＲＡꎬＷｉｔｔｅＷＧ.Ｆｌｉｇｈｔ￣ｔｅｓｔａｎａｌｙｓｉｓｏｆＡｐｏｌ１ｏｈｅａｔｓｈｉｅｌｄｍａｔｅｒｉａｌｕｓｉｎｇｔｈｅｐａｃｅｍａｋｅｒｖｅｈｉｃｌｅｓｙｓｔｅｍ[Ｒ].ＮＡＳＡ￣ＴＮ￣Ｄ￣４７１３ꎬＡｕｇｕｓｔꎬ１９６８.[１１]㊀ＣｒｏｕｃｈＲＫꎬＷａｌｂｅｒｇＧＤ.Ａｎｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆａｂｌａｔｉｏｎｂｅ￣ｈａｖｉｏｒｏｆＡｖｃｏａｔ５０２６３９Ｍｏｖｅｒａｗｉｄｅｒａｎｇｅｏｆｔｈｅｒｍａｌｅｎｖｉ￣ｒｏｎｍｅｎｔｓ[Ｒ].ＮＡＳＡ￣ＴＭ￣Ｘ￣１７７８６９Ｎ２２９３３ꎬＡｐｒｉｌꎬ１９６９. [１２]㊀王筠ꎬ杨云华ꎬ冯志海.深空探测用热防护材料的现状及发展方向[Ｊ].宇航材料与工艺ꎬ２０１３(５):１￣１０.ＷａｎｇＹｕｎꎬＹａｎｇＹｕｎｈｕａꎬＦｅｎｇＺｈｉｈａｉ.ＣｕｒｒｅｎｔＳｔａｔｕｓａｎｄＦｕｒｔｈｅｒＴｒｅｎｄｏｆＴｈｅｒｍａｌＰｒｏｔｅｃｔｉｏｎＭａｔｅｒｉａｌｓｆｏｒＤｅｅｐＳｐａｃｅＥｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ.ＡｅｒｏｓｐａｃｅＭａｔｅｒｉａｌｓ＆Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０１３(５):１￣１０.(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ)[１３]㊀ＷｒｉｇｈｔＭＪꎬＢｏｓｅＤꎬＣｈｅｎＹＫ.Ｐｒｏｂａｂｉｌｉｓｔｉｃｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆａｅｒｏｔｈｅｒｍａｌａｎｄｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｍａｔｅｒｉａｌｒｅｓｐｏｎｓｅｕｎｃｅｒ￣ｔａｉｎｔｉｅｓ[Ｊ].ＡＩＡＡＪｏｕｒｎａｌꎬ２００７ꎬ４５(２):３９９￣４１０. [１４]㊀ＭｉｌｏｓＦＳꎬＣｈｅｎＹＫꎬＣｏｎｇｄｏｎＷＭꎬｅｔａｌ.ＭａｒｓＰａｔｈｆｉｎｄｅｒｅｎｔｒｙｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｄａｔａꎬａｅｒｏｔｈｅｒｍａｌｈｅａｔｉｎｇꎬａｎｄｈｅａｔｓｈｉｅｌｄｍａｔｅｒｉａｌｒｅｓｐｏｎｓｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ１９９９ꎬ３６(３):３８０￣３９１.[１５]㊀ＷｒｉｇｈｔＭＪꎬＣａｎｄｌｅｒＧＶꎬＢｏｓｅＤ.Ｄａｔａ￣ｐａｒａｌｌｅｌｌｉｎｅｒｅｌａｘａ￣ｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｆｏｒｔｈｅＮａｖｉｅｒ￣Ｓｔｏｋｅｓｅｑｕａｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＡＩＡＡｊｏｕｒ￣ｎａｌꎬ１９９８ꎬ３６(９):１６０３￣１６０９.[１６]㊀姜贵庆ꎬ刘连元.高速气流传热与烧蚀热防护[Ｍ].北京:国防工业出版社ꎬ２００３:６７￣９２.ＪｉａｎｇＧｕｉｑｉｎｇꎬＬｉｕＬｉａｎｙｕａｎ.Ｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｇａｓａｎｄａｂｌａｔｉｏｎｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ[Ｍ].Ｂｅｉｊｉｎｇ:ＮａｔｉｏｎａｌＤｅ￣ｆｅｎｓｅＩｎｄｕｓｔｒｙＰｒｅｓｓꎬ２００３:６７￣９２.(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ) [１７]㊀ＴｒａｎＨＫꎬＪｏｈｎｓｏｎＣＥꎬＲａｓｋｙＤＪꎬｅｔａｌ.ＰｈｅｎｏｌｉｃＩｍｐｒｅｇ￣ｎａｔｅｄＣａｒｂｏｎＡｂｌａｔｏｒｓ(ＰＩＣＡ)ａｓＴｈｅｒｍａｌＰｒｏｔｅｃｔｉｏｎＳｙｓｔｅｍｓｆｏｒＤｉｓｃｏｖｅｒｙＭｉｓｓｉｏｎｓ[Ｒ].ＮＡＳＡ￣ＴＭ￣１１０４４０ꎬ１９９７. [１８]㊀ＪｏｈｎｓｔｏｎＣＯꎬＧｎｏｆｆｏＰＡꎬＭａｚａｈｅｒｉＡ.Ｓｔｕｄｙｏｆａｂｌａｔｉｏｎ￣ｆｌｏｗｆｉｅｌｄｃｏｕｐｌｉｎｇｒｅｌｅｖａｎｔｔｏｔｈｅｏｒｉｏｎｈｅａｔｓｈｉｅｌｄ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓａｎｄＨｅａｔＴｒａｎｓｆｅｒꎬ２０１２ꎬ２６(２):２１３￣２２１.[１９]㊀ＧöｋçｅｎＴꎬＳｋｏｋｏｖａＫꎬＢａｌｂｏｎｉＪＡꎬｅｔａｌ.Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌａ￣ｎａｌｙｓｉｓｏｆａｒｃ￣ｊｅｔｗｅｄｇｅｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｔｅｓｔｓｉｎＩＨＦ６￣ｉｎｃｈｃｏｎｉｃａｌｎｏｚｚｌｅ[Ｒ].ＡＩＡＡ２００９￣１３４８ꎬ２００９.[２０]㊀ＢｅｃｋＲＡＳꎬＤｒｉｖｅｒＤＭꎬＷｒｉｇｈｔＭＪꎬｅｔａｌ.Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｔｈｅｍａｒｓｓｃｉｅｎｃｅｌａｂｏｒａｔｏｒｙｈｅａｔｓｈｉｅｌｄｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｓｙｓ￣ｔｅｍ[Ｃ]//４１ｓｔＡＩＡＡＴｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅ２２￣２５Ｊｕｎｅ２００９ꎬＳａｎＡｎｔｏｎｉｏꎬＴｅｘａｓ.ＡＩＡＡ２００９￣４２２９.[２１]㊀ＮＡＳＡ ｓＩｎｓｕｌａｔｉｏｎＭａｔｅｒｉａｌＮａｍｅｄＮＡＳＡＧｏｖｅｒｎｍｅｎｔＩｎｖｅｎ￣ｔｉｏｎｏｆ２００７[ＥＢ/ＯＬ].ｈｔｔｐ://ｗｗｗ.ｎａｓａ.ｇｏｖ/ｈｏｍｅ/ｈｑｎｅｗｓ/２００８/ｍａｙ/ＨＱ＿０８１２３＿Ｇｏｖｔ＿Ｉ.[２２]㊀ＤｒｉｖｅｒＤＭꎬＭａｃＬｅａｎＭ.Ｉｍｐｒｏｖｅｄｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓｏｆｐｉｃａｒｅｃｅｓ￣ｓｉｏｎｉｎａｒｃｊｅｔｓｈｅａｒｔｅｓｔｓ[Ｃ]//４９ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉ￣ｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇｉｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅＮｅｗＨｏｒｉｚｏｎｓＦｏｒｕｍａｎｄＡｅｒｏ￣ｓｐａｃｅＥｘｐｏｓｉｔｉｏｎ４￣７Ｊａｎｕａｒｙ２０１１ꎬＯｒｌａｎｄｏꎬＦｌｏｒｉｄａ.ＡＩＡＡ２０１１￣１４１.[２３]㊀ＬｉｕＣꎬＨａｎＪꎬＺｈａｎｇＸꎬｅｔａｌ.Ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｃａｒｂｏｎ￣ｂｏｎｄｅｄｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｐｒｅｐａｒｅｄｂｙｐｒｅｓｓｕｒｅｆｉｌｔｒａｔｉｏｎｔｅｃｈ￣ｎｉｑｕｅ[Ｊ].Ｃａｒｂｏｎꎬ２０１３ꎬ５９:５５１￣５５４.[２４]㊀ＲｉｃｈａｒｄｓｏｎＥＨꎬＭｕｎｋＭＭꎬＪａｍｅｓＢＦ.ＲｅｖｉｅｗｏｆＮＡＳＡｉｎｓｐａｃｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｐｒｏｇｒａｍｉｎｆｌａｔａｂｌｅｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒｉｎｖｅｓｔｍｅｎｔｓ[Ｃ]//１８ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＤｅｃｅｌｅｒａｔｏｒＳｙｓ￣ｔｅｍｓＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅꎬＭｕｎｉｃｈꎬＧｅｒｍａｎｙꎬＭａｙ２００５. [２５]㊀贺卫亮ꎬ才晶晶ꎬ汪龙芳ꎬ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ꎬ２０１１(４):３７￣４２.ＨＥＷｅｉｌｉａｎｇꎬＣＡＩＪｉｎｇｊｉｎｇꎬＷＡＮＧＬｏｎｇｆａｎｇꎬｅｔａｌ.Ｉｎｆｌａｔａ￣ｂｌｅｒｅｅｎｔｒｙｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓｒｅｓｅａｒｃｈｆｏｒｓｉｎｇｌｅｌａｕｎｃｈｉｎｇａｎｄｍｕｌｔｉ￣ｒｅｅｎｔｒｙ(ＳＬＭＲ)ｓｐａｃｅｔｒａｎｓｐｏｒｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍ[Ｊ].Ｍａｎ￣ｎｅｄＳｐａｃｅｆｌｉｇｈｔ.２０１１(４):３７￣４２.(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ)０２３载人航天第２１卷[２６]㊀ＣａｒｒｅｒａＥꎬＺａｐｐｉｎｏＥꎬＰａｔｏｃ㊅ｋａＫꎬｅｔａｌ.Ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓｏｆｖｅｒｓａｔｉｌｅｔｈｅｒｍａｌｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ(ＶＴＩ)ｐａｎｅｌｓｗｉｔｈｐｉｎｃｈｅｄｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＣＥＡＳＳｐａｃｅＪｏｕｒｎａｌꎬ２０１４ꎬ６(１):２３￣３５.[２７]㊀ＫｅｎｄａｌｌＲＴꎬＫｅｎｄａｌｌＲＴ.Ａｄｖａｎｃｅｄｕｎｍａｎｎｅｄ/ｍａｎｎｅｄｓｐａｃｅｐａｙｌｏａｄｉｎｆｌａｔａｂｌｅｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒ/ｄｅｌｉｖｅｒｙｓｙｓｔｅｍ[Ｒ].ＡＩＡＡ９５￣３７９８ꎬ１９９５.[２８]㊀ＢｒｏｗｎＧＪ.Ｅｓｔｉｍａｔｉｎｇｍｉｎｉｍｕｍｉｎｆｌａｔｉｏｎｐｒｅｓｓｕｒｅｆｏｒｉｎｆｌａｔａ￣ｂｌｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒ[Ｃ]//２０ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＤｅｃｅｌｅｒａｔｏｒＳｙｓｔｅｍｓＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅａｎｄＳｅｍｉｎａｒꎬＳｅ￣ａｔｔｌｅꎬＷａｓｈｉｎｇｔｏｎꎬＭａｙ４￣７ꎬ２００９.[２９]㊀ＲｏｈｒｓｃｈｎｅｉｄｅｒＲＲꎬＢｒａｕｎＲＤ.Ｓｕｒｖｅｙｏｆｂａｌｌｕｔｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒａｅｒｏｃａｐｔｕｒｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ２００７ꎬ４４(１):１０￣２３.[３０]㊀Ｏ ＫｅｅｆｅＳＡꎬＢｏｓｅＤＭ.ＩＲＶＥ￣ＩＩｐｏｓｔ￣ｆｌｉｇｈｔｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｒｅ￣ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ[Ｃ]//ＡＩＡＡＡｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃＦｌｉｇｈｔＭｅｃｈａｎｉｃｓＣｏｎ￣ｆｅｒｅｎｃｅꎬＴｏｒｏｎｔｏꎬＯｎｔａｒｉｏꎬ２０１０.[３１]㊀ＤｉｌｌｍａｎＲＡꎬＨｕｇｈｅｓＳＪꎬＢｏｄｋｉｎＲＪꎬｅｔａｌ.Ｆｌｉｇｈｔｐｅｒｆｏｒｍ￣ａｎｃｅｏｆｔｈｅｉｎｆｌａｔａｂｌｅｒｅｅｎｔｒｙｖｅｈｉｃｌｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔＩＩ[Ｃ]//７ｔｈＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＰｌａｎｅｔａｒｙＰｒｏｂｅＷｏｒｋｓｈｏｐꎬＢａｒｃｅｌｏｎａꎬＳｐａｉｎꎬＪｕｎｅ１４￣１８ꎬ２０１０.[３２]㊀ＧｏｌｄｍａｎＢＤꎬＤｏｗｅｌｌＥ.Ｆｌｕｔｔｅｒａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏ￣ｔｅｃｔｉｏｎｌａｙｅｒｏｎｔｈｅＮＡＳＡＨＩＡＤ[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１３￣１２５４ꎬ２０１３.[３３]㊀ＳａｂｒｉＦꎬＬａｋｉｓＡＡ.Ｈｙｂｒｉｄｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄａｐｐｌｉｅｄｔｏｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｕｔｔｅｒｏｆａｎｅｍｐｔｙｏｒｐａｒｔｉａｌｌｙｌｉｑｕｉｄ￣ｆｉｌｌｅｄｔｒｕｎ￣ｃａｔｅｄｃｏｎｉｃａｌｓｈｅｌｌ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｕｎｄａｎｄＶｉｂｒａｔｉｏｎꎬ２０１０ꎬ３２９(３):３０２￣３１６.[３４]㊀ＦａｕｒｏｔｅＧＬꎬＢｕｒｇｅｓｓＪＬ.Ｔｈｅｒｍａｌａｎｄｓｔｒｅｓｓａｎａｌｙｓｉｓｏｆａｎａｔｔａｃｈｅｄｉｎｆｌａｔａｂｌｅｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒ(ＡＩＤ)ｄｅｐｌｏｙｅｄｉｎｔｈｅｍａｒｓｅａｒｔｈａｔｍｏｓｐｈｅｒｅｓ[Ｒ].ＮＡＳＡ￣ＣＲ￣１１１９２０ꎬ１９７１[３５]㊀ＹａｍａｄａＫꎬＳｕｚｕｋｉＫꎬＨｏｎｇｏＭ.Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｆｒｕｓｔｕｍ￣ｓｈａｐｅｄｅｌａｓｔｉｃｍｅｍｂｒａｎｅａｅｒｏｓｈｅｌｌｓｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ２００６ꎬ４３(３):６９０－６９３.[３６]㊀ＰｌａｙｅｒＣ.ＰＡＩＤＡＥｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｔｅｓｔｉｎｇｆｉｎａｌｒｅ￣ｐｏｒｔ￣ＦＹ２００８[Ｒ].ＰＡＩ￣ＤＡＥ￣３ ３￣０１２ꎬＮＡＳＡＬａｎｇｌｅｙＲｅ￣ｓｅａｒｃｈＣｅｎｔｅｒꎬ２００８.[３７]㊀ＳｈｉｄｅｌｅｒＪＬꎬＫｅｌｌｙＨＮꎬＡｖｅｒｙＤＥ.ＭｕｌｔｉｗａｌｌＴＰＳ￣ａｎｅｍｅｒ￣ｇｉｎｇｃｏｎｃｅｐｔ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ１９８２ꎬ１９(４):７￣８.[３８]㊀ＣｏｚｍｕｔａＩꎬＷｒｉｇｈｔＭꎬＬａｕｂＢꎬｅｔａｌ.Ｄｅｆｉｎｉｎｇａｂｌａｔｉｖｅｔｈｅｒ￣ｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｍａｒｇｉｎｓｆｏｒｐｌａｎｅｔａｒｙｅｎｔｒｙｖｅｈｉｃｌｅｓ[Ｃ].//４２ｎｄＡＩＡＡＴｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅꎬＨｏｎｏｌｕｌｕꎬＨＩꎬ２０１１.[３９]㊀ＬｉｃｈｏｄｚｉｅｊｅｗｓｋｉＬꎬＫｅｌｌｅｙＣꎬＴｕｔｔＢꎬｅｔａｌ.Ｄｅｓｉｇｎａｎｄｔｅｓ￣ｔｉｎｇｏｆꎬｔｈｅｉｎｆｌａｔａｂｌｅａｅｒｏｓｈｅｌｌｆｏｒｔｈｅＩＲＶＥ￣３ｆｌｉｇｈｔｅｘｐｅｒｉ￣ｍｅｎｔ[Ｃ]//５３ｒｄＡＩＡＡ/ＡＳＭＥ/ＡＳＣＥ/ＡＨＳ/ＡＳＣＳｔｒｕｃ￣ｔｕｒｅｓꎬＳｔｒｕｃｔｕｒａｌꎬＤｙｎａｍｉｃｓａｎｄＭａｔｅｒｉａｌｓＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅꎬＨｏｎｏ￣ｌｕｌｕꎬＨａｗａｉｉꎬＡｐｒｉｌ２３￣２６ꎬ２０１２.[４０]㊀ＢｏｇｄａｎｏｖＶꎬＲｏｄｉｍｏｖＲꎬＰｉｃｈｋｈａｄｚｅＫꎬｅｔａｌ.Ｉｎｆｌａｔａｂｌｅｂａｌｌｕｔｅｓｔｏｐｒｏｖｉｄｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓｈａｐｅｔｏｔｈｅｐａｙｌｏａｄｂｕｓｅｎａ￣ｂｌｉｎｇｉｔｓａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃｅｎｔｒｙ[Ｃ]//ＩＡＦꎬＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＡｓｔｒｏｎａｕ￣ｔｉｃａｌＣｏｎｇｒｅｓｓꎬ４８ｔｈꎬＴｕｒｉｎꎬＩｔａｌｙ.１９９７.[４１]㊀ＭｃＧｕｉｒｅＭＫꎬＡｒｎｏｌｄＪＯ.Ｆｌｅｘｉｂｌｅａｂｌａｔｉｖｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃ￣ｔｉｏｎｓｉｚｉｎｇｏｎｉｎｆｌａｔａｂｌｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒｆｏｒｈｕｍａｎｍａｒｓｅｎｔｒｙｄｅｓｃｅｎｔａｎｄｌａｎｄｉｎｇ[Ｃ]//４９ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇＩｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅＮｅｗＨｏｒｉｚｏｎｓＦｏｒｕｍａｎｄＡｅｒ￣ｏｓｐａｃｅＥｘｐｏｓｉｔｉｏｎꎬＯｒｌａｎｄｏꎬＦＬꎬＪａｎ４－７ꎬ２０１１. [４２]㊀ＲａｕｌｔＤＦꎬＣｅｓｔｅｒｏＦＪꎬＳｈａｎｅＲＷ.Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｄｕｒｉｎｇａｅｒｏｂｒａｋｉｎｇｍａｎｅｕｖｅｒｉｎｐｌａｎｅｔａｒｙａｔ￣ｍｏｓｐｈｅｒｅｓ[Ｒ].ＡＩＡＡ９６￣１８９０ꎬ１９９６.[４３]㊀ＷｉｌｄｅＤꎬＷａｌｔｈｅｒＳꎬＧｍｂＨＡ.Ｉｎｆｌａｔａｂｌｅｒｅｅｎｔｒｙａｎｄｄｅｓｃｅｎｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ(ＩＲＤＴ)￣ｆｕｒｔｈｅｒｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｓ[Ｃ]//２ｎｄＩｎｔｅｒｎａ￣ｔｉｏｎａｌＳｙｍｐｏｓｉｕｍｏｆＡｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃＲｅｅｎｔｒｙＶｅｈｉｃｌｅｓａｎｄＳｙｓ￣ｔｅｍｓＡｒｃａｃｈｏｎꎬＦｒａｎｃｅꎬＭａｒｃｈ２６￣２９ꎬ２００１.[４４]㊀夏刚ꎬ程文科ꎬ秦子增.充气式再入飞行器柔性防护系统的发展状况[Ｊ].宇航材料工艺ꎬ２００３(６):１￣６.ＸｉａＧａｎｇＣｈｅｎｇꎬＷｅｎｋｅＱｉｎＺｉｚｅｎｇ.Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｆｌｅｘｉｂｌｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｆｏｒｓｙｓｔｅｍｉｎｆｌａｔａｂｌｅｒｅ￣ｅｎｔｒｙｖｅｈｉｃｌｅｓ[Ｊ].ＡｅｒｏｓｐａｃｅＭａｔｅｒｉａｌｓ＆Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２００３(６):１￣６.(ｉｎＣｈｉ￣ｎｅｓｅ)１２３第４期㊀㊀㊀㊀韩杰才ꎬ等.新型轻质热防护复合材料的研究进展。