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返回舱用了什么隔热材料,才能经受住2000℃的高温考验?

发布时间:2021-09-27 热度:

9月17日,神舟十二号载人飞船返回舱载着三名航天员返回地球,在返回过程当中,虽然返回舱与大气层剧烈摩擦形成一个大火球的样子,但是,里面的航天员却不会因此而受到高温炙烤,返回舱究竟是如何经受住两千多摄氏度的高温考验的呢?这就要靠它表面的一种隔热材料。


   01   

高温烧蚀熔化升华,带走大气摩擦热量

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工作人员介绍,在返回舱返回地球的过程中,首先就要面临高温的考验,在进入大气层的过程中,返回舱会与大气层发生剧烈摩擦,产生几千度的高温,确保返回舱烧不坏的就是安装在返回舱最外层的防热材料,它可以在高温烧蚀过程中熔化、升华,从而带走大气摩擦带给返回舱的热量,保证航天员在舱内的安全与舒适。

02

蜂窝状防热材料 耐高温 高强度

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专家介绍,载人航天的返回舱对于安全性的要求极高,这要求防热材料不仅耐高温,还要高强度,而且重量越轻越好。研制人员在防热材料的选择过程中进行了成百上千次的试验,最终确定了蜂窝状的防热材料。


03

防热材料经历神舟返回舱十几次实战测试

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这种防热材料已经随神舟飞船返回舱经历了十几次的实战测试,验证了其良好的防热性能,每次返回舱返回地球后,科研人员会到现场对烧蚀后的材料进行取样研究,为后续更好地进行太空探索任务做好准备。

04

返回式航天器高温隔热材料综述

作者:周聪,徐淑琼,李云芳

来源:临沂大学机械与车辆工程学院

【摘要】热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,在发射或返回过程中极为重要。本文简要介绍了航天器上的主要防热部件的材料及其结构设计特点,对热防护材料进行了综合叙述,并对可重复使用航天器热防护系统进行简单介绍。


【关键词】航天器;热防护系统;耐热材料


0 引言


航天器,是按照天体力学规律在太空运行并执行各类空间任务的各类飞行器。在进行返回式卫星、载人航天器这类可返回地面的航天器设计时,必须考虑高速返回时,其外壁与大气高速摩擦的问题。和返回式卫星相比,载人航天器的再入环境更严苛,包括加热时间更长等诸多因素。无论是返回式卫星、载人航天器,都必须要有相应的防热系统,以避免由于高速再入大气层时产生的高温而将船体烧坏。防热系统是返回式航天器研制的关键技术之一,航天器的隔热系统和材料是一个重要问题,对宇航员来说更是生死攸关。许多研究指出:辐射防热结构曾经是,而且将继续是先进的返回式航天器防热的主要结构形式。


1 再入环境


返回式航天器的再入段需经历热层、中间层、平流层和对流层,其中,中间层、平流层与对流层阶段是气动加热最为严重的阶段。大气的各状态参数与海拔高度的相对关系大致如图1所示:

图片

图1 温度T、大气压强P、密度ρ、空气粘性系数μ随高度的变化曲线


从图表1中可以看出,随着高度的降低,大气温度与空气粘度系数多次转折,大气压强的变化与空气密度的变化增长迅速,可以得出结论:大气的状态参数随高度变化剧烈。


2 高温隔热材料的类型


国外已形成比较成熟的热防护系统试验验证及评估技术体系,验证试验涵盖了防热材料的热胀系数、热扩散系数、烧蚀率、震动及其耦合效应、空间碎片和微粒的高速冲击等各个方面。高温隔热材料主要有密度小、耐温高、热膨胀系数小、烧蚀率低、热扩散系数小等性质。


2.1 航天飞机高温隔热材料


再入过程中因气动加热,航天飞机机头锥帽部位的峰值温度可达1650℃;机翼前缘部位峰值温度可达1260℃;迎风面区域的峰值温度约为500-1260℃;测背风面的峰值温度则低于500℃。由于各部位热防护系统所处环境不同,航天飞机轨道器采用了多种隔热材料进行热防护。受热载荷最重的机头、机翼前缘部位使用RCC材料;迎风面使用了氧化硅型刚性陶瓷防热瓦;热载荷较低的背风面使用了氧化硅型柔性隔热毡。


2.1.1 可重复使用的高温绝热材料


可重复使用的高温绝热材料(HRSI)瓷砖可承受高达1260℃的温度。在航天飞机上,HRSI瓦片覆盖了包含起落架、外部脐带连接门在内的轨道器下表面的部分,也用在机身前上部——轨道机动系统吊舱,垂直尾翼的前缘,升降副翼后缘等。HRSI的厚度不单一,具体取决于再入时遇到的热载荷。除封闭区域外,这些瓷砖通常为15×15(平方厘米)的正方形。HRSI瓷砖由高纯度二氧化硅纤维组成。瓷砖体积的90%是空的,因而密度仅有140kg/m3,足以完成太空飞行。


后期部分HRSI被复合加工纤维绝热瓦(FRCI)替代。FRCI瓷砖提高了材料的耐久性与涂层的抗开裂性,在重量上也得到了减轻。


2.1.2 可重复使用的低温绝热材料


可重复使用的低温绝热材料(LRSI)覆盖在前缘附近的上翼,还用于前、中、后机身,垂直尾翼和轨道机动系统/反应控制系统吊舱的区域。这些瓷砖防护的再入温度低于649℃。LRSI瓷砖制造方式与HRSI瓷砖相同,但当轨道器暴露在直射阳光下时,白色有助于消除轨道器的热量。


LRSI瓷砖可以重复使用多达100次任务再进行翻新。每次任务后,这些瓷砖都会在装配车间中接受检查,在下一次任务前更换受损的瓷砖。在必要时,将间隙填料的织物片插入瓷砖之间,使得瓷砖之间紧密贴合,防止过量的等离子体穿透间隙。


2.1.3 可重复使用的毡制绝热材料


可重复使用的毡制绝热材料(FRSI)是一种可在高达371℃的温度下提供保护的白色柔韧面料。FRSI覆盖了轨道飞行器的上翼面、上部有效载荷舱门、部分OMS/RCS吊舱和后机身。


2.1.4 可重复使用先进的绝热材料


可重复使用先进的绝热材料(AFRSI)是在“哥伦比亚”号交付使用之后开发的,并首次用于“挑战者”号的OMS吊舱。这种白色低密度纤维状硅石棉絮材料形似被子,并取代了绝大多数的LRSI瓷砖。AFRSI材料比LRSI瓷砖需要的维护更少但热性能相同。在NASA对“挑战者”号若干次的使用之后,AFRSI被更广泛地用于“发现者”号,并且在NASA失去“挑战者”号之后取代了“哥伦比亚”号的许多LRSI瓦片。


2.1.5 碳纤维强化碳复合材料


碳纤维强化碳复合材料(RCC),是一种亮灰色材料,可承受的再入温度高达1510℃,可保护机翼前缘和机头盖。每个轨道器的机翼都有22个RCC面板,厚度约为6.4到12.7毫米。每个面板之间的T形密封允许这些面板和机翼之间存在热膨胀或横向移动。


为了具备抗氧化性以便重复使用,RCC的外层涂有碳化硅(SiC)。RCC对发射和再入期间的产生疲劳负荷具有高度抵抗力。RCC比瓷砖强,并且还用于轨道器前部连接点周围,用于适应爆炸螺栓爆震的冲击载荷。RCC是唯一的热塑性弹性体(TPE)材料。


2.1.6 间隙材料


间隙填充材料由白色AB312纤维或黑色AB312布套(含有氧化铝纤维)制成。这些材料用于机头前缘,、侧舱盖、机翼、垂直稳定器和航天飞机主发动机等部件的隔热罩。门和移动表面在热防护系统中不可避免地产生了开放性间隙,必须保护其免受热量的影响。可将间隙填料添置在门和移动表面上,通过防止形成涡流来减小升温。


但在STS-114飞行中,部分间隙材料被认定存在潜在的安全风险,随后NASA移除了这些间隙材料。间隙填充物可能会引起机身下方产生湍流气流,进而导致进一步加热,可能损坏轨道器。


虽然RCC具有最佳的热防护特性,但它也比其它含硅元素材料和弹性隔热材料重得多,因此它仅限于相对较小的区域。一般来说,材料使用的目的是:在受热区域,使用与所需热保护一致,质量最轻的隔热材料。


2.2 载人飞船高温隔热系统


2.2.1 AVCCOAT


AVCOAT是由航空集团(AVCO)制造的特定烧蚀隔热材料。AVCOAT被用于阿波罗飞船指挥舱的隔热系统中。尽管AVCOAT并未用于航天飞机轨道器,但NASA正在将该材料用于其下一代猎户座宇宙飞船。AVCOAT由环氧酚醛树脂,含特殊添加剂的玻璃纤维组成,密度约为0.51g/cm3,烧蚀后生成密度为0.107g/cm3的碳和密度为0.13g/cm3的二氧化硅。


2.2.2 酚碳热烧蚀板


酚碳热烧蚀板(PICA)是通过将碳纤维预制棒浸渍在酚醛树脂中得到的材料,具有低密度、在高热通量下具有高效烧蚀能力的优点。在样品返回任务与月球返回任务中,实验发现PICA具备高峰值加热能力,但PICA的热扩散系数低于其他高热通量烧蚀材料。


PICA由NASA艾姆斯研究中心在20世纪90年代研制。“星辰号”探测器返回舱大面积采用了PICA。返回舱进入大气层时飞行速度高达12.9km/s,刷新了宇宙探测器再入时飞行速度的新纪录,成为了有史以来最快的返回式航天器。PICA对于2006年返回地球的“星尘”任务的可行性至关重要。“好奇号”火星探测器也使用了PICA隔热罩进入火星大气层。


2.2.3 PICA-X


美国太空探索技术公司在2006-2010年为龙飞船开发了新型的PICA材料,命名为PICA-X,这一新材料是在PICA基础上改进而成,且更易生产。2010年12月8日,PICA-X热防护罩的第一次再入测试于DragonC1任务中进行。


PICA-X隔热罩的设计团队仅由十几名工程师和技术人员组成,但不论设计、开发都完全合格,且耗时不到4年。PICA-X的制造成本仅有PICA成本的1/10。


龙飞船最初使用的是初代PICA-X,后来配备了PICA-XV2,“龙二”飞船则使用了PICA-XV3。SpaceX表示每个新版本的PICA-X都是主要改进了隔热能力,而不是降低制造成本。


3 总结


综上所述,可以总结得到以下几点:


1)返回式航天器所使用的隔热材料需要在高温下保持原有强度与刚度;受较大热应力不变形;耐热疲劳特性优秀;此外其密度必须非常小且易加工。


2)对于受热均匀或受热面积小的返回式航天器,可仅适用一种高温隔热材料;但对于受热不均或受热面积大的返回式航天器(如航天飞机),应根据隔热要求的不同,合理布置各材料位置。


3)航天器根据任务的不同,对材料的要求也是不同的。但就返回式航天器的热防护性能或隔热性能而言,材料的使用相差无几。如上述内容所言,辐射防热结构曾经是,而且将继续是先进的返回式航天器防热的主要结构形式。本文仅是对返回式航天器热防护系统和材料的综述,其他结构与之材料虽有一定相关性,但本文就不予讨论了。



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