再入航天器陶瓷拐角环防热计算与结构适用性分析

李伟杰刘峰董彦芝张幸红

（1北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

（2哈尔滨工业大学复合材料研究所，哈尔滨 150001）

1 引言

可靠的防热技术和先进的热防护结构材料是再入航天器成功返回的重要条件。对于再入航天器应用的防热结构，美国航天飞机的翼前缘部位应用的是增强C/C材料[1]，航天飞机再入时经受的热流环境分别为，中间底部结构位置的峰值热流约为60kW/m2，翼前缘处峰值热流为600kW/m2；Apollo飞船指挥舱的防热结构为双层结构形式，迎风面球半径为4.693 92m[2]。防热材料采用Avcoat 5026-39/HC-G，为玻璃填充环氧树脂材料，密度为497kg/m3，防热层厚度根据局部热环境的不同呈现非均匀分布，该防热结构的烧蚀温度能够达到922K[3]。

除上述几种防热材料外，近年来超高温陶瓷受到航天科研人员的高度重视，美国、意大利等国更是将其作为在研再入飞行器防热结构（包括美国SHARP项目、意大利SHS项目等）的重要候选材料。所谓超高温陶瓷，是指在超高温环境及反应气氛中能够保持物理和化学稳定性的一类特殊材料，这类材料具有高熔点、高热导率及良好的抗氧化能力等特性，是极端环境下使用的新型耐高温结构材料[4]。超高温陶瓷的相关研究结果表明，ZrB2-20vol%SiC材料体系具有较好的防热性能[5-6]。

本文针对再入航天器的典型防热结构——后端防热拐角环部件，应用超高温陶瓷（ZrB2-20vol%SiC）作为拐角环防热结构材料，应用有限元模拟方法，计算了超高温陶瓷拐角环在近地轨道及探月返回再入热环境下的温度场。根据温度场计算结果，本文针对超高温陶瓷作为再入航天器防热结构材料的适用性进行了分析。……