X-37B軌道試驗飛行器可重復使用熱防護系統綜述

周志勇 馬彬 張萃 韓修柱 劉峰 董彥芝

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

X-37B軌道試驗飛行器可重復使用熱防護系統綜述

周志勇 馬彬 張萃 韓修柱 劉峰 董彥芝

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

熱防護系統是可重復使用航天器的核心部分，X-37B軌道試驗飛行器的成功試飛，突破了可重復使用熱防護系統的技術瓶頸。文章對X-37B熱防護系統進行了介紹，對鼻錐、機翼前緣、機體迎風面及背風面等部位熱防護材料的技術方案、性能參數、制備方式及驗證情況進行了概括，同時，總結了X-37B熱防護系統的設計經驗，可為我國可重復使用航天器熱防護系統設計及研究工作提供參考。

X-37B軌道試驗飛行器；可重復使用；熱防護系統；材料

1 引言

航天器重復使用是降低天地往返運輸系統運輸費用、縮短研制周期的有效途徑，是未來航天領域技術發展的必然趨勢[1-3]。目前，可重復使用航天器已成為世界航天大國的研究熱點，主要的技術途徑包括航天飛機、空天飛機、載人飛船及可重復使用衛星等。不論何種可重復使用航天器，熱防護系統(Thermal Protection System，TPS)都是最為核心的子系統，熱防護技術都是制約航天器最終服役能力的瓶頸技術。自航天飛機退役之后，美國致力于研制下一代高可靠、快速響應的空天飛機式可重復使用航天器。X-37B軌道試驗飛行器(Orbital Test Vehicle，OTV)作為驗證可重復使用航天器技術的關鍵項目，研制和試驗進展一直受到國內外高度關注。至2014年10月17日，X-37B已經制造出2架技術驗證機，成功完成了兩架三次發射入軌試驗飛行任務，累計在軌工作1367天，這標志著美國在可重復使用航天器技術上取得了突破性進展[4-6]。

X-37B的核心要求為“可重復使用性”、“超強機動性”和“快速響應性”。對熱防護系統的具體要求為：①可重復使用性，要求維持氣動外形不變以保證不改變氣動特性，這決定了非燒蝕熱防護是該類航天器的必然選擇；②超強機動性，取決于氣動特性和氣動舵面的控制特性，即氣動外形和方向舵應具有高升阻比外形、尖銳前緣(鼻錐、機翼等部位)和舵緣，這要求實現高熱流部位的熱防護；③快速響應性的實現途徑為長期在軌巡航、高速再入和水平著陸，這將面臨比航天飛機更加嚴重的氣動加熱環境，同時要求質量輕。概括起來，X-37B重復使用熱防護系統的關鍵是解決局部高熱流區非燒蝕熱防護問題和研制輕質的耐高溫非燒蝕防熱材料。

X-37B的多次安全著陸表明，熱防護系統設計已經取得重大突破，因此，研究X-37B熱防護系統對于開展可重復使用熱防護系統研究具有廣泛的指導意義。本文對X-37B的可重復使用熱防護系統及防熱材料進行了概括和總結。

2 X-37B熱防護系統概況

2.1 X-37B整體結構

美國將X-37B定義為高可靠性、可重復使用的無人太空試驗平臺的驗證項目，它的科學任務是：突破大氣層后圍繞地球近地軌道飛行，經過飛行試驗測試后，自動再入大氣層、水平著陸。2010年4月22日23時58分，美國第一架X-37B搭乘宇宙神-5火箭升空試飛[4-6]。

X-37B的構型為雙三角翼、腹部為平面翼身的組合體，長8.8 m，高2.9 m，翼展4.6 m，質量5.4 t，有效載荷為2 t左右[5]。X-37B結構由內部承力框架、機身結構以及防熱結構組成，見圖1[5,7]。內部承力框架主體采用鈦合金和鋁合金，頭部采用更加堅固和更耐高溫的鎢合金[5]。機身結構是一體化的石墨/聚酰胺(PETI-15)蜂窩夾層結構，如圖2所示[7]。為滿足氣動布局和氣動舵面控制要求，X-37B中部有一對能折疊的三角形機翼、機翼后緣設計有全翼展的襟副翼，尾部有一對V形尾翼，V形尾翼中間有減速板，飛行器后面帶有體襟翼[7]。

X-37B開展了一系列的空氣動力學和空間飛行動力學測試試驗，在美國國家航空航天局蘭利研究中心的高溫風洞中進行了大量的試驗，在NASA馬歇爾航天飛行中心進行了模擬飛行。根據整體氣動外形、儀器設備和結構的需要，X-37B對不同的部位采用了不同的防熱結構形式[5]。

圖1 X-37B布局與結構Fig.1 X-37B layout and structure

圖2 X-37B一體化的石墨/聚酰胺機身結構Fig.2 Integrated graphite/polyamide structure for the body of X-37B

2.2 X-37B可重復使用熱防護系統

X-37B充分吸取了航天飛機的經驗教訓，它的熱防護設計始終把握適度技術挑戰和盡量采用成熟技術的原則。熱防護系統的材料全部采用先進的成熟技術，如圖3所示[4]。在鼻錐和機翼前緣等最高溫區，采用增韌纖維增強抗氧化復合材料(Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-resistant Composite，TUFROC)；在機體迎風面等次高溫區，采用增韌纖維隔熱涂層浸漬陶瓷瓦(Toughened Uni-piece Fibrous Insulator/AETB Tiles，TUFI/AETB)；在機體背風面等較低溫區，采用可重復使用保形隔熱氈(Conformal Reusable Insulation Blankets，CRI Blankets)[4-5,7-10]。氣動舵面的不同部位也采用了不同的成熟防熱結構材料。三角形機翼后緣的襟副翼采用碳/碳化硅(C/SiC)和碳/碳(C/C)陶瓷基防熱材料(見圖4)[7]，尾部V形尾翼采用碳/碳(C/C)陶瓷基防熱材料(見圖5)[7]，機體后面的體襟翼采用碳/碳化硅(C/SiC)陶瓷基復合材料(見圖6)[7]。

圖3 X-37B熱防護系統的防熱材料分布示意圖Fig.3 X-37B TPS materials layout

圖4 X-37B襟副翼防熱結構材料Fig.4 Thermal-structured materials for the flaperons of X-37B

圖5 X-37B的V形尾翼防熱結構材料Fig.5 Thermal-structured materials for the rudder of X-37B

圖6 X-37B體襟翼防熱結構材料Fig.6 Thermal-structured materials for the body flap of X-37B

增韌纖維增強抗氧化復合材料是新一代的熱防護材料，已經成熟地應用于飛行器的鼻錐和機翼前緣部位[9]。TUFROC可以經受1697 ℃的高溫，它由在高溫下可以保持堅韌的氣動外形的防熱前緣和低熱導率的纖維底層組成，見圖7[9]。其中，防熱前緣是難熔的抗氧化碳基陶瓷，它保持氣動外形的穩定性；同時，纖維底層為飛行器結構提供了最大限度的絕熱空間。復合材料(防熱前緣和纖維底層)進行梯度表面處理。這種熱處理可以使它在高速再入的氣動加熱環境中得以保存。對防熱前緣和底層材料的嚴格篩選，再結合表面處理來應付各種可能出現的情況。常用的金屬熱防護系統的前緣材料密度為1.6 g/cm3，而TUFROC的密度為0.4 g/cm3。C/C材料用于地球再入時小于70 W/cm2熱環境。與C/C材料相比較，TUFROC材料密度小，價格為其1/100，同時它的加工制造時間也短。5°的鈍形前緣總厚為6.35 cm和圓角半徑為1.27 cm。楔形前緣的半角為10°，寬為10.2 cm，最重要的邊緣半徑為0.158 cm和0.318 cm。鈍形前緣與底層結合的半徑為5.08 cm，寬為20.2 cm。熱電偶被安在前緣和底層的結合處，和底層后面的鋁板上。就是用該模型來考核X-37機翼前緣的TUFROC熱防護系統性能。

圖7 TUFROC制成的各種外形的零件Fig.7 TUFROC parts of various shapes

增韌纖維隔熱涂層浸漬陶瓷瓦是源于增強航天飛機抵抗空間碎片能力的研究。這項研究主要的成果就是減少損傷和修復工作，獲得與LI-900熱導率相當的，同時具有更強抵御空間碎片能力的低密度絕熱的材料。通過艾姆斯研究中心(Ames)的工藝對TUFI/AETB進行表面處理，獲得了更強的抗損傷能力。TUFI/AETB在熱保護基體中的形貌見圖8[11]。密度相當的LI-900和改進的TUFI/AETB-8材料，在再入過程中位于鼻錐區相同位置(表面溫度條件一致)，測得兩種材料不同深度的溫度曲線非常相近，見圖9[11]。因此改進的TUFI/AETB材料的性能與LI-900材料相當[11]。

X-37B機體迎風面覆蓋的大量硅基陶瓷瓦比航天飛機的更耐用。它是由原來呼聲較高應用于次高溫區的金屬熱防護系統(2003年NASA在國會的有關聽證詞曾表明，X-37將演示驗證多種先進的熱防護系統技術，包括高溫陶瓷基復合材料、耐久性隔熱氈和金屬熱防護系統)，改為航天飛機于20世紀90年代升級的TUFI/AETB陶瓷瓦，其特點是擁有2.5 mm厚的抗沖擊表面，提高了陶瓷瓦的耐久性。1994年在執行STS-59飛行任務的航天飛機上首次使用TUFI/AETB新型陶瓷防熱瓦，經試用后效果良好，而后在航天飛機的重要部位如主發動機的底座部分，局部換裝TUFI/AETB。從圖10[4]可見經歷3次飛行后，紅線范圍內兩塊TUFI/AETB陶瓷防熱瓦的狀態明顯優于周邊其他未升級的陶瓷防熱瓦。

圖8 LI-900/RCG VS TUFI/AETB熱防護 基體飛行試驗后形貌Fig.8 Surface microtopography of LI-900/RCG and TUFI/AETB TPS after flight

圖9 AETB-8和LI-900不同深度的溫度響應變化Fig.9 Prediction in-depth thermal response of LI-900 and AETB-8 during earth re-entry

可重復使用保形隔熱氈的結構示意見圖11。保形隔熱氈通常是在剛性棉絮狀氧化鋁纖維材料的兩側各涂覆一層材料，外層材料是抗高溫編織陶瓷纖維材料，內層材料是編織陶瓷纖維材料。利用縫紉或釘扎的方式將棉絮狀的纖維材料連接固定在一起；在釘扎厚度小于0.076 cm時，棉絮狀材料將成為一個呈枕頭形狀的、堅固穩定的復合材料結構。依靠抗高溫的模具，將棉絮狀材料和外部隔熱層用線縫制成一體；依靠抗低溫的模具將其內部材料縫制成毯狀。最后在外層隔熱層和棉絮狀材料之間灌注陶瓷涂層材料，從而形成抗高溫的復合材料表面。保形隔熱氈通過在高溫循環凈化過程中去除在縫紉制備過程中殘留的灰塵、有機物和污染物[12-13]。

保形隔熱氈按照正交網格縫制成堅固的結構(見圖11)。隔熱氈固定的形狀保持了飛行器光滑的氣動外形，彈性和可重復使用的外表隔熱層保護了高溫下的氣動表面，材料的結構形式提供了熱防護的耐久性。

圖10 經歷3次飛行后TUFI/AETB陶瓷 防熱瓦的良好狀態Fig.10 Undamaged TUFI/AETB-8 tiles after three flights

圖11 保形隔熱氈結構示意圖Fig.11 Conformal thermal insulating blanket construction

圖12[13]中可見保形隔熱氈是三明治結構，由絮狀纖維材料、外隔熱層、內隔熱層通過縫紉線緊固成一體結構。如圖13[13]所示，縫紉線包括外成形縫紉層線和內成形縫紉層線，縫紉過程中外成形縫紉層線為鉤針線、內成形縫紉層線作為梭心線，針間距為2.54 cm。

絮狀纖維材料是陶瓷纖維材料，例如氧化鋁纖維或者氧化鋁、氧化硼、氧化硅的混合纖維。在制備試驗中，發現剛硬的氧化鋁纖維作為基體更易縫紉，同時能達到隔熱性能的指標。在縫紉過程中，通常是堅硬的棉絮狀剛性陶瓷纖維材料作為基體來維持保形隔熱氈的形狀，并且它便于切割、焊接和塑型來適應航天器不同部位外形的需要，解決了氣動對隔熱氈平滑要求的難題。陶瓷纖維材料制備的保形隔熱氈厚度變化在±0.076 cm范圍內，其中，外隔熱層外表面的型面偏差約為±0.038 cm。

圖12 保形隔熱氈剖視圖Fig.12 Conformal thermal insulating blanket cross section

圖13 保形隔熱氈縫紉樣式Fig.13 Stitching style of conformal thermal insulating blanket

絮狀材料外側覆蓋外隔熱層，此處溫度高達1315 ℃，采用高溫陶瓷纖維材料如NEXTEL 440；絮狀材料另一側為內隔熱層，此處溫度降低到648 ℃，采用陶瓷纖維材料如E-glass。高溫陶瓷線狀纖維NEXTEL 440可以用作外成形縫紉層線，另一種不同于E-glass的S-glass纖維可以用于內成形縫紉層線[13]。

最后一步就是用陶瓷涂層材料如氧化鋁/氧化硅、磷酸鑭等灌注外隔熱層，從而形成高溫復合材料層，結構形式見圖14[13]。通過循環熱處理去除灰塵、有機物和污染物。外隔熱層和高溫復合材料層形成相對協調的抗高溫表面，以應對迎風面1204 ℃的高溫。

制備的保形隔熱氈尺寸比陶瓷瓦更大，更耐用，更柔韌，因此有更高的可靠性、供給性和重復使用性。

圖14 隔熱氈灌注表面陶瓷層示意圖Fig.14 Thermal insulating blanket with impregnated outer insulating layout and batting

3 X-37B熱防護系統設計的特點與啟示

3.1 X-37B可重復使用熱防護系統設計特點

航天飛機熱防護系統首次應用陶瓷瓦防熱材料，其中最高溫區采用增強碳/碳材料、較高溫區采用可重復使用的剛性陶瓷防熱瓦、較低溫區采用可重復使用的保性隔熱氈，實現了熱防護系統的可重復使用。但由于所用陶瓷瓦材料易脆、耐沖擊性能差、維修維護周期長且成本高昂，導致航天飛機的可重復使用性和再次起飛的響應速度大打折扣。在堅持航天飛機陶瓷熱防護技術路線基礎上，圍繞重復使用、超強機動性和快速響應性戰略用途提出的苛刻要求，X-37B熱防護系統通過升級設計理念、研制耐受超高溫的輕質陶瓷防熱材料，設計了可重復使用性好、輕量化的非燒蝕熱防護系統。

(1)提出防熱與隔熱一體化設計新理念，解決了熱防護系統高溫區熱匹配問題。航天飛機最高溫區熱防護按照防熱為主設計，次高溫區的陶瓷瓦熱防護以隔熱為主進行設計，而負責研制X-37B熱防護系統的NASA艾姆斯研究中心提出了“防熱-隔熱一體化設計”的新思路，并成功研制外層非燒蝕防熱材料與內層低密度隔熱基體一體的增韌纖維增強抗氧化復合材料。TUFROC外層的抗氧化碳基陶瓷碳帽可長時間耐受1679 ℃高溫，并能在高溫下保持穩定的氣動外形；內層的纖維隔熱層熱導率低、熱膨脹低，可為機身提供良好的隔熱邊界；外層與內層之間的梯度化過渡層，解決了短距離巨大溫差造成的熱裂問題。

(2)升級不同溫度區所用防熱結構和防熱材料的性能。X-37B在最高溫區首次應用TUFROC材料，與航天飛機同部位所用的增強碳/碳復合材料相比，可多次長時間耐受更高的溫度1697 ℃，解決增強碳/碳復合材料超高溫環境下的抗氧化、熱裂等問題，同時顯著降低了制造周期和材料成本。X-37B較高溫度區使用的TUFI/AETB防熱材料，是航天飛機陶瓷防熱瓦的升級材料，顯著提高了抗沖擊剝蝕性能，減少了損傷修復工作，提高了飛行器耐久性和抗損傷能力。除此之外，X-37B也大量使用成熟技術，其中，氣動舵面選用成熟的C/C、C/SiC陶瓷復合材料，制作成具有承載和防熱功能的整體薄殼結構；背風面等低溫度區采用成熟的低密度的保形隔熱氈材料。

(3)顯著增強熱防護系統的可重復使用能力。X-37B熱防護系統所用的TUFROC陶瓷瓦、TUFI/AETB陶瓷瓦、保形隔熱氈、C/C及C/SiC復合材料整體薄殼氣動舵面結構，都是具有良好重復使用性的防熱材料和部件。TUFROC材料的耐溫性和抗氧化能力顯著高于航天飛機所用隔熱瓦，相同再入熱環境下的微損傷也進一步減小，有助于延長使用壽命；TUFROC材料的抗沖擊剝蝕性能好，TUFI/AETB是具有更強抵御空間碎片能力的低密度材料，因此，這兩種材料都具有較強的抗損傷能力，有效減少維護保養和損傷修復工作。與航天飛機相比，X-37B熱防護系統防熱性能和抗損傷性能的改善，顯著提高了可重復使用性和響應速度。

(4)提升熱防護系統及結構輕量化水平。X-37B熱防護系統大量使用低密度的非燒蝕防熱材料，如TUFROC的密度為0.4 g/cm3，明顯低于超高溫陶瓷、C/C、C/SiC、SiC/SiC等最高溫區的其他備選材料；大面積防熱使用的保形隔熱氈材料，以質量輕、耐熱裂性好等優點而著稱。防熱-隔熱一體化設計和過渡層的梯度化處理為機身提供良好的隔熱邊界，減少機身的隔熱處理措施；相比航天飛機鋁合金機身，石墨/聚酰胺蜂窩夾層結構形式的一體化機身也具有顯著的輕量化優勢。

3.2 可重復使用熱防護系統設計的啟示

X-37B輕量化的陶瓷瓦熱防護系統為可重復使用熱防護系統設計開辟了新道路。

(1)始終把握充分繼承成熟技術、進行合理適度技術升級的原則。X-37B熱防護系統設計堅持航天飛機非燒蝕熱防護的技術路線，大面積防熱結構和材料全面采用航天飛機的攻關成果；重點針對航天飛機熱防護系統薄弱的重復使用能力和高昂的運營成本，開展設計理念創新和材料升級。全面繼承成熟技術是降低研制成本和技術風險，提高產品可靠性和安全性的必然途徑。

(2)重點在提高熱防護系統重復使用的實用性和經濟性。陶瓷瓦固有的易脆、易損傷、維修維護成本高等缺點，導致航天飛機熱防護系統的可重復使用一直沒有徹底解決。X-37B熱防護系統通過增強材料的抗損傷能力，有效減少了損傷修復工作，縮短了維護/維修周期，顯著提高了重復使用的實用性。X-37B大量選用成熟材料，新研的TUFROC材料的制造成本顯著低于增強碳/碳材料，地面維護/維修成本也隨著工作量的減少而降低，同時，熱防護系統的輕量化也降低了發射成本，因此，重復使用熱防護系統的經濟性得到了明顯提升。

(3)著力改進和提高輕質非燒蝕防熱材料性能是可重復使用熱防護系統設計的關鍵。與傳統防熱材料相比，TUFROC材料耐溫提高至1697 ℃，密度只是增強碳/碳復合材料材料的1/4。材料性能的改善為X-37B熱防護系統實現輕量化和重復使用性提供了良好的材料基礎。

4 結束語

X-37B軌道試驗飛行器的可重復使用熱防護系統采用相對成熟技術和先進成熟材料，提出了防熱隔熱一體化和梯度化設計概念，設計并驗證了一種低成本、高可靠、良好供給性的熱防護系統。該防護系統技術路線是非金屬材料為主的非燒蝕熱防護，解決了重復使用所要求的氣動外形保持、局部超高熱流非燒蝕熱防護以及耐高溫非燒蝕防熱材料研制等問題。同時，針對不同部位的防熱具體差異，采用了不同的防熱結構形式和防護材料，進一步優化了熱防護系統。X-37B熱防護系統的技術途徑及防熱材料的應用形式，對國內開展可重復使用航天器熱防護系統設計具有較重要的借鑒意義。

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(編輯：李多)

Reusable Thermal Protection System for Orbital Test Vehicle X-37B

ZHOU Zhiyong MA Bin ZHANG Cui HAN Xiuzhu LIU Feng DONG Yanzhi

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

Thermal protection system(TPS) is the key part of a reusable spacecraft，and orbital test vehicle X-37B broke through the reusable TPS technology handicap. In the paper，the TPS used in different areas of X-37B，such as nose，leading edges，body windward side and leeward side，is totally investigated，and the detailed description is given in terms of material scheme，performance parameters，fabrication method and verification tests. Finally，the design experience for X-37B TPS is summarized briefly which would be favourable for the develpoment of Chinese reusable spacecraft as well as the relative research of reusable TPS.

X-37B orbital test vehicle(OTV);reusable;TPS;material

2016-05-06；

2016-06-10

周志勇，男，碩士，工程師，從事航天器結構設計及分析工作。Email:zzy_501@163.com。

V476.9

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.015