美國可重復(fù)使用再入飛行器Model 176設(shè)計特點分析

李文佳，李一鳴

中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000

隨著空間應(yīng)用和空間探索活動的日益頻繁，人類不僅需要將大量的有效載荷送入空間軌道或在軌道間進(jìn)行轉(zhuǎn)移運輸，還需要讓有效載荷從軌道返回地球。發(fā)展廉價、快速、機動和可靠的天地往返運輸系統(tǒng)，滿足各種航天運輸任務(wù)的需求日趨迫切。

可重復(fù)使用運載器（RLV）綜合了火箭、飛船、再入飛行器和飛機的特點，具有獨特的使用價值。與返回艙等再入飛行器相比，RLV既可以快速、方便地向空間運送有效載荷，也可以較長時間在軌停留和在軌機動完成各種空間任務(wù)，完成任務(wù)后可再入大氣層并降落在指定地點，進(jìn)行簡單維修或更換部分部件后可再次執(zhí)行任務(wù)，即可多次重復(fù)使用。大多數(shù)RLV的返回再入過程均采用無動力滑翔再入方式[1]。

在諸多可重復(fù)使用運載器方案中，麥道公司（1997年并入波音公司）的Model 176是性能最為優(yōu)越的一款設(shè)計，了解其研制過程及性能，能為我國相關(guān)技術(shù)發(fā)展提供有益的參考。本文介紹了美國可重復(fù)使用滑翔式再入飛行器的發(fā)展歷史概況，重點對麥道公司Model 176的發(fā)展歷程、氣動特性、熱結(jié)構(gòu)特性等進(jìn)行了分析，最后提出了關(guān)于可重復(fù)使用再入飛行器發(fā)展的啟示與思考。

1 可重復(fù)使用再入飛行器發(fā)展概況

20 世紀(jì)50 年代末，人們同時探索了兩種進(jìn)入太空的途徑：一種是利用運載火箭，從地面將飛船發(fā)射升空，進(jìn)入近地的航天軌道，這種方式和我們今天常見的太空飛行方式類似，取得了成功和大規(guī)模的應(yīng)用；另一種則是將在大氣層內(nèi)飛行的飛機改造成能夠在超高空飛行甚至進(jìn)入太空亞軌道的飛機，這是目前仍在發(fā)展的空天飛機的雛形。在可重復(fù)使用滑翔再入飛行器方面，當(dāng)時美國國內(nèi)有三家主要研究機構(gòu)，分別是美國空軍飛行動力學(xué)實驗室（FDL）、美國國家航空航天局（NASA）艾姆斯研究中心（ARC）和蘭利研究中心（LaRC）。最有代表性的升力體飛行器是美國的X-20、M2-F2、HL-10、FDL-7、X-24A、X-24B等試驗飛行器，如圖1所示[2]。

圖1 美國早期升力體滑翔飛行器Fig.1 The early lifting body glider in the United States

美國于1957年開始了Dyna-Soar計劃，即X-20試驗飛行器，如圖1 中①所示。Dyna-Soar 利用火箭作為助推動力，可進(jìn)行衛(wèi)星發(fā)射、對地偵察等軌道任務(wù)，也可以在亞軌道做遠(yuǎn)距離滑翔飛行對地面目標(biāo)進(jìn)行打擊。因為受當(dāng)時的技術(shù)能力限制，Dyna-Soar僅僅進(jìn)行了驗證設(shè)計便告終止，但是它卻帶動了很多相關(guān)技術(shù)的發(fā)展。

圖1中飛行器②是麥克唐納飛機公司設(shè)計的升力體構(gòu)型再入飛行器，用于空氣熱力學(xué)彈性結(jié)構(gòu)系統(tǒng)環(huán)境測試（ASSET）計劃，評估高超聲速滑翔飛行器熱力學(xué)和材料特性。其機頭、前緣半徑和X-20 尺寸一致，在雷神IRBM 助推器上改裝成功試飛，其中一架在海洋中著陸后被回收，曾一度在美國空軍博物館展出。

圖1 中飛行器③由諾斯羅普公司研制，主要用來研究升力體這種飛行器的氣動性能，由B-52轟炸機掛載空射起飛，開展了16 次無動力的滑翔飛行，但該飛行器存在較嚴(yán)重的橫向控制問題，后續(xù)的M2-F3增加了第三個垂直尾舵以改善操穩(wěn)特性。

圖1中飛行器④同樣由諾斯羅普公司研制，完成了10次滑翔和24次動力飛行，最大飛行高度為27.5km，最大速度為Ma1.86。在最后兩次試飛中安裝了小推力火箭進(jìn)行動力降落試驗，結(jié)論是動力降落比滑翔降落更麻煩，并且發(fā)動機帶來的二次降落機會抵消不了為此付出的代價。

圖1 中飛行器⑤是FDL 和麥道航天公司合作開發(fā)的FDL-7MC，用以支持載人軌道實驗室（MOL），該方案的衍生版即為本文關(guān)注的Model 176構(gòu)型，從中可以看出該構(gòu)型的一些特征。最典型的特征就是使用可變幾何彈簧刀機翼，使其可以攜帶較大質(zhì)量載荷從太空著陸和從地面水平起飛；經(jīng)過精心設(shè)計的尾部構(gòu)型進(jìn)一步增強了飛行器的著陸性能。風(fēng)洞試驗表明，在從Ma22到著陸的速度范圍內(nèi)，此種構(gòu)型表現(xiàn)了較高的穩(wěn)定性和控制力。

NASA和FDL對高超聲速滑翔飛行器采用了不同的設(shè)計方案，其設(shè)計思想的產(chǎn)物分別為X-24A和X-24B，如圖2所示。X-24A由馬丁·瑪麗埃塔公司制造，采用圓形機身配置，具有側(cè)高二面角垂直尾翼，這種氣動布局在低速時有嚴(yán)重的橫向穩(wěn)定性問題，容易發(fā)生滾轉(zhuǎn)；FDL 則將X-24A 改裝成帶有后緣升降副翼的平底配置，稱為X-24B。駕駛過X-15、X-24A 和X-24B 的NASA 飛行員比爾·達(dá)納證實了FDL的設(shè)計方案X-24B低速性能變化的優(yōu)勢，而X-24B的基礎(chǔ)就是FDL-8構(gòu)型，即圖1中的飛行器⑥。

圖2 X-24A和X-24B對比圖Fig.2 Comparison between X-24A and X-24B

1969 年，X-24A 進(jìn)行了一次無動力再入試驗，飛機從母機釋放后不使用發(fā)動機，僅通過滑翔飛行的方式降落在機場上。這正是航天飛機返回地面時所使用的方式，因此X-24A的試驗成功也為航天飛機計劃的開展鋪平了道路。

1972 年，美國正式把研制航天飛機空間運輸系統(tǒng)（STS）列入計劃。憑借其強大的科技優(yōu)勢，1981 年，美國航天飛機實現(xiàn)首飛，第一次實現(xiàn)了運載器的部分重復(fù)使用。然而，航天飛機在使用過程中各種大小事故不斷，發(fā)射和維護(hù)成本居高不下。2011年，隨著“阿特蘭蒂斯”號航天飛機結(jié)束最后一次太空任務(wù)，美國為期30年的航天飛機計劃終結(jié)。

1986年，針對航天飛機使用中暴露出來的問題，美國提出了國家空天飛機計劃（NASP），目的是研制一種能水平起降單級入軌的研究飛行器X-30[3]，如圖3所示。X-30采用升力體式構(gòu)型，能像普通飛機一樣水平起飛，先用吸氣式發(fā)動機加速到高超聲速，然后由火箭發(fā)動機助推發(fā)射有效載荷，完成任務(wù)后以升力式再入大氣層返回地面。X-30對空天飛機的可重復(fù)使用等技術(shù)的研究具有重要意義。但是，出于資金和技術(shù)的原因，該計劃被取消。除X-30 外，美國還先后提出過X-33、X-38等升力式再入飛行器計劃，最終都出于種種原因而取消。

圖3 X-30飛行器Fig.3 X-30 aircraft

2001年，美國開始實施國家航空航天倡議（NAI）計劃，擬有效地綜合航空與航天技術(shù)，提供先進(jìn)的快速打擊、空間發(fā)射、持續(xù)的情報、監(jiān)視與偵察能力。為此，研制了X-37B軌道試驗飛行器[4]，如圖4 所示。X-37B 飛機進(jìn)行了多次軌道任務(wù)，最新的任務(wù)即第六次任務(wù)，在軌時間達(dá)到了908天。

圖4 X-37B飛行器Fig.4 X-37B aircraft

資料顯示，在諸多可重復(fù)使用飛行器方案中，麥道公司的Model 176是能力最為優(yōu)越的一款設(shè)計，代表了迄今為止性能最好的航天器，擁有優(yōu)越的航向范圍和橫向范圍[5]，理論上可以從任何太空軌道再入在美國本土水平著陸。雖然Model 176 因成本高、技術(shù)難度大等諸多因素而下馬，但其中的一些設(shè)計思想，即使放在今天，對我們的研究工作仍具有一定啟示作用。

2 Model 176基本情況及設(shè)計特點分析

Model 176 為麥道公司于20 世紀(jì)60 年代設(shè)計，是美國載人軌道實驗室（MOL）的乘員運送返回、救援和補給飛行器。MOL計劃容納21～24人，飛行器的任務(wù)是攜帶9～12人和空間站的補給材料，所需的有效載荷為7000kg[6]。除此以外，飛行器還承擔(dān)著突發(fā)情況下運送乘員緊急返回地球的任務(wù)，要求飛行器在任何時間從任何高度的軌道和軌道上的任何位置降落在地面設(shè)施中。因此，返回基地的航向范圍和橫向范圍要求高氣動性能，即高升阻比（L/D）。

2.1 氣動特性

如圖5 所示，Model 176 采用帶有下反翼的升力體構(gòu)型，全長23.5m，在高速滑翔階段，由機身下表面和下反翼產(chǎn)生升力；在著陸階段，由于飛行速度降低，升力體無法產(chǎn)生足夠的升力，因此機身背部會彈出寬4.9m 的機翼，用于補充低速段升力，并放下起落架，以此來實現(xiàn)水平著陸。飛行器整體尺寸如圖6所示。

圖5 Model 176不同飛行階段構(gòu)型[7]Fig.5 Configuration of Model 176 at different flight stages[7]

圖6 Model 176幾何參數(shù)[8]Fig.6 Geometric parameters of Model 176[8]

采用這樣的構(gòu)型，使得Model 176在高超聲速段升阻比達(dá)到3.5，亞聲速段升阻比達(dá)到6.5，遠(yuǎn)超其他類型再入飛行器，各類飛行器升阻比對比如圖7 所示。極高的升阻比給Model 176 帶來無等待即時返回、低消耗在軌轉(zhuǎn)彎、穩(wěn)定著陸三大優(yōu)勢。

圖7 各類再入飛行器高超聲速和亞聲速升阻比Fig.7 Hypersonic and subsonic lift-to-drag ratio of various reentry vehicles

2.1.1 無等待即時返回

飛行器機動飛行時的橫向力由升力的分量產(chǎn)生，升阻比越高的飛行器在轉(zhuǎn)彎時產(chǎn)生的阻力越小，速度衰減也越低，具有更大的橫向范圍。圖8 展示了不同高超聲速再入飛行器橫向范圍與高超聲速升阻比的關(guān)系。Model 176 飛行器的升阻比高達(dá)3.5，其橫向范圍可達(dá)9260km，相比之下，航天飛機的升阻比約為1.5，橫向范圍僅為2788km。

圖8 高超聲速升阻比和橫向范圍Fig.8 Hypersonic lift-to-drag ratio and lateral range

橫向范圍確定了著陸階段的航向范圍，即直線滑行段的滑行范圍。航向范圍（DR）和橫向范圍（LR）相關(guān)性為

以繞地球赤道周長為航向范圍（DR=46104km），實現(xiàn)圓周滑行距離所需的橫向范圍（LR=7885km），也就是說，在繞地球軌道一圈的范圍內(nèi)，橫向范圍為46104km。圖9 展示了五類再入飛行器的航向范圍和橫向范圍，最外面的紅線是FDL-7MC 型，滑翔航向范圍超過51856km；紫色線條是Model 176 構(gòu)型，盡管它的航向范圍是FDL-7MC 的88%，但是仍然可以實現(xiàn)全球范圍內(nèi)的滑翔返回；綠色線條是常見升力體構(gòu)型；虛線是Dyna-Soar（X-20），它的橫向范圍達(dá)到3704km，超過航天飛機的2778km；綠色的橢圓范圍是M2構(gòu)型；最左邊的藍(lán)色小橢圓是阿波羅太空艙。隨著升阻比降低，橫向范圍和航向范圍降低十分明顯。

圖9 5種飛行器從大氣進(jìn)入點的著陸范圍Fig.9 Landing range of five types of aircraft from atmospheric entry points

圖10 顯示了在370.4km 的軌道上，軌道傾角和在美國大陸著陸所需橫向距離之間的關(guān)系，不同的曲線代表了不同的繞地球軌道圈數(shù)和返回時等待時間。航天飛機橫向范圍可達(dá)2778km，可以在愛德華空軍基地或肯尼迪航天中心著陸，根據(jù)軌道傾角的不同，等待時間最長達(dá)14 圈（約21h）；在肯尼迪緯度（28.5°），等待時間約為8圈（約12h）；從軌道角度55°的國際空間站出發(fā)，等待時間更少，大約為6圈（約9h）；最短的等待時間是極地軌道（90°），等待時間少于5圈（約7.5h）。為了從任何軌道著陸而無須等待時間，繞地球圈數(shù)少于1 圈，橫向航程應(yīng)該位于1 圈對應(yīng)曲線的右側(cè)，在此情況下，從55°軌道返回時，需要最大的橫向范圍約為8149km，也就是說，只有Model 176及其類似構(gòu)型可實現(xiàn)任意軌道隨時返回，其他構(gòu)型只能選擇在有限范圍內(nèi)返回地球，或者經(jīng)歷更長的在軌等待時間。

圖10 從370.4km軌道高度到美國加利福尼亞或佛羅里達(dá)著陸的在軌等待時間Fig.10 On-orbit waiting time from an orbital altitude of 370.4km to landing in California or Florida

2.1.2 更大范圍著陸極限

著陸特性由著陸航天器速度（由著陸升力系數(shù)決定）、下沉速度和滑翔角（由亞聲速升阻比決定）決定[2]。既有基于失速和升力系數(shù)的空氣動力學(xué)邊界，也有由航天器的絕對速度和下沉率決定的飛行員心理承受邊界。著陸可行范圍有三個限制條件：（1）最小可接受的初始滑翔速度，由過載失速邊界決定，100%代表最小速度；（2）心理承受邊界，由初始滑翔速度過快和飛行員的感知限制決定；（3）拉平裕度能力限制，即將飛行路徑角度從其下沉角改變?yōu)槠叫杏谂艿辣砻婊虻拖鲁谅手懡嵌龋ㄈ绾娇漳概炛懀┑哪芰Α?/p>

這三個限制條件在圖11 中用綠色區(qū)域表示，4 種飛行器的拉平初始速度和亞聲速升阻比曲線也同樣表示在圖11中。雙平底三角形飛行器Model 176 和Dyna-Soar 的著陸性能優(yōu)于直翼的X-15和半錐形M2-F2?？梢宰C明，基于三角形平面形狀的一系列構(gòu)型可以制造非常成功的航天器，具有在美國大陸著陸所需的機動能力。

圖11 著陸的操縱極限Fig.11 Control limits for landing

2.1.3 氣動輔助在軌轉(zhuǎn)向

在太空中進(jìn)行轉(zhuǎn)向需要消耗大量的能量來實現(xiàn)軌道平面角度的微小變化，轉(zhuǎn)彎所需的速度增量?Vpc由式（2）給出

式中，重力相關(guān)參數(shù)μ=3.986 ×105km3/s2；地球半徑R0=6376km；軌道高度h越高，給定平面的速度改變量越小，但是到達(dá)更高的軌道需要更多推進(jìn)劑。對于飛行器，除了直接在飛行軌道高度上進(jìn)行轉(zhuǎn)向外，還存在另兩種轉(zhuǎn)向方案[8]：一是借助高海拔橢圓軌道開展軌道平面變化。需要起動火箭將航天器送入更高海拔橢圓軌道，然后在遠(yuǎn)地點起動火箭旋轉(zhuǎn)軌道平面，最后起動火箭降低軌道高度，讓航天器返回到最初的圓形軌道，如圖12中右圖所示。根據(jù)式（2），當(dāng)軌道平面改變角度超過一定范圍時，這種方式比直接改變飛行軌道要節(jié)省推進(jìn)劑。二是降低軌道高度開展軌道平面變化，如圖12中左圖所示。用一架高升阻比的高超聲速滑翔器進(jìn)入地球的高層大氣，在最大高超聲速升阻比時，進(jìn)行氣動轉(zhuǎn)彎，然后起動火箭，返回最初的圓形軌道。采用第二種方式在相同的推進(jìn)劑消耗下，有望產(chǎn)生更大的軌道平面角度變化[9]。

圖12 通過高層大氣中的氣動轉(zhuǎn)彎(左)和在橢圓轉(zhuǎn)移軌道到41485km軌道期間執(zhí)行的脈沖轉(zhuǎn)彎(右)的軌道平面變化Fig.12 Orbital plane changes through aerodynamic turns (left)in the upper atmosphere and pulse turns (right)performed during elliptical transfer orbit to 41485km orbit

圖13給出了不同軌道高度下，轉(zhuǎn)向角度改變產(chǎn)生的速度變化曲線。對于在185km 軌道高度的90°平面變化，速度改變量超過10668m/s，而軌道高度從185km 變化到35786km地球同步軌道的速度增量3932m/s，在軌轉(zhuǎn)向引起的速度改變比軌道高度變化引起的速度改變高得多。對于3932m/s的增量速度，185km軌道平面角度可產(chǎn)生29°的變化。

圖13 不同軌道高度下，轉(zhuǎn)向角度改變產(chǎn)生的速度變化Fig.13 Speed changes caused by changes in steering angle at different track height

對于370km 高度軌道，如果將軌道高度提升至35786km 的地球同步軌道再改變進(jìn)行轉(zhuǎn)向，產(chǎn)生的速度變化量與轉(zhuǎn)向角度的關(guān)系如圖14中藍(lán)線所示。由圖14可知，當(dāng)變化角度超過50°時，產(chǎn)生的速度改變量將小于直接在370km 高度軌道轉(zhuǎn)向，整個過程所需時間約為11.5h；若進(jìn)一步將軌道高度增加到67042km會將速度改變量降低到約304.8m/s，但會將所需時間增加到24h。如果軌道平面變化小于50°，最好從航天器的軌道高度開始進(jìn)行變軌，不改變?nèi)魏诬壍栏叨萚10]。

圖14 不同轉(zhuǎn)向方式的速度增量對比Fig.14 Comparison between speed increments for different steering modes

若采用氣動輔助轉(zhuǎn)向，需要將飛行器減速到大約6706m/s，以便它可以進(jìn)入73152～79248m 高度的高層大氣；隨后在對應(yīng)于升阻比最大值的升力系數(shù)處，開始推阻平衡的轉(zhuǎn)向，并到達(dá)所需的軌道平面方向；然后將飛機調(diào)平到正確的軌道航向，發(fā)動機點火以恢復(fù)軌道速度（高度）。對于高超聲速滑翔飛行器，將軌道高度降低到機動高度并返回到初始軌道高度，將會產(chǎn)生大約 311.5m/s的速度變化量。進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)彎所需的速度增量和升阻比的關(guān)系如圖14所示，圖14中4種類型飛行器（Model 176、FDL-7C/D、Dyna-Soar、Lifting）在Ma22 時的升阻比從1.88 到2.95不等。

如圖14所示，氣動輔助轉(zhuǎn)向比直接在軌道轉(zhuǎn)彎需要更少的能量。對于升阻比最高的Model 176而言，產(chǎn)生的速度改變量約為直接轉(zhuǎn)彎的40%；即使是升阻比為1.88 的Dyna-Soar，也僅需60%的速度改變量。美國的航天飛機升阻比約為1.5，俄羅斯“暴風(fēng)雪”的升阻比約為1.7，若采用該方法轉(zhuǎn)向也會節(jié)約相當(dāng)一部分能量。

2.2 氣動熱與熱防護(hù)

Model 176具有完整的全金屬熱防護(hù)系統(tǒng)，具有與后來美國航天飛機使用的陶瓷和碳-碳材料相同的重量，但更堅固。麥克唐納-道格拉斯宇航公司于20世紀(jì)60年代進(jìn)行過Model 176 傳熱試驗，試驗?zāi)Ｐ腿鐖D15 所示。模型表面涂有熱成像磷光體表面溫度測繪系統(tǒng)[11]，該系統(tǒng)集成了半導(dǎo)體表面溫度傳熱儀，可將熱流映射到整個模型。此外，該模型可以對機身和上翼片的熱流分布進(jìn)行精確的映射。根據(jù)該數(shù)據(jù)，可以確定帶有輻射瓦熱防護(hù)系統(tǒng)的模型表面溫度，從而能夠選擇適合飛行器每個部件的材料和熱防護(hù)系統(tǒng)，防熱瓦的表面溫度如圖16所示。

圖15 Model 176傳熱試驗?zāi)Ｐ虵ig.15 Heat transfer experimental model of Model 176

圖16 Model 176表面溫度分布Fig.16 Surface temperature distribution of Model 176

根據(jù)試驗結(jié)果，采用尖前緣、平底和梯形橫截面的構(gòu)型可以有效減少側(cè)面和上表面的熱量。在對應(yīng)于最大高超聲速升阻比的迎角范圍內(nèi)，尖前緣角分隔開上下表面氣流，減少上表面氣動加熱。由于氣流的分隔，等溫線平行于上表面，比壓縮面低1149～1316℃。除此以外，雖然上舵面溫度很高，但有一些方法和材料可用于舵面的熱管理。圖16所示的溫度是輻射平衡溫度，帶星號的溫度是不采用熱管理的輻射平衡溫度。用頭錐水冷和熱管前緣進(jìn)行熱管理，頭錐和前緣的溫度分別為 100℃和704℃[8]。

除了尾舵以外，飛行器采用由金屬隔熱板保護(hù)的冷鋁/鈦結(jié)構(gòu)，圖17展示了熱防護(hù)系統(tǒng)的材料和設(shè)計。最前端采用了半徑為12.7mm 的多孔頭錐，類似的電弧風(fēng)洞試驗表明，半徑為12.7mm 的燒結(jié)鎳頭錐在總溫3737℃的氣流中保持100℃的壁溫超過4300s，使用的冷卻水不到1.0kg；半徑為12.7mm 的機體前緣和與其相鄰側(cè)壁采用了填充鈉的哈氏合金-X（Hastelloy-X）熱管系統(tǒng)，該系統(tǒng)將結(jié)構(gòu)保持在較為恒定的溫度；在熱管上方的側(cè)壁是隔熱的鉻鎳鐵合金蜂窩瓦；在這些結(jié)構(gòu)之上是擴散結(jié)合的多單元鈦；下表面是噴涂鈮的隔熱板或隔熱瓦，類似于洛克希德-馬丁公司X-33的壓縮面；上表面和下后緣襟翼舵面不能采用會發(fā)生較大熱變形的材料， Model 176 使用了垂直于表面的包含熱管的蜂窩結(jié)構(gòu)，使得舵面溫度更加均勻，降低了熱變形傾向和材料表面溫度。

圖17 Model 176材料和基于溫度分布的熱防護(hù)系統(tǒng)Fig.17 Material and thermal protection system based on temperature distribution of Model 176

Model 176 的結(jié)構(gòu)采用了基于鈦平板的擴散連接與超塑性成形，當(dāng)時這種方法被稱為“輥壓接合”，將密封在不銹鋼外殼內(nèi)的鈦在軋鋼廠進(jìn)行加工，經(jīng)過大量的工作和化學(xué)浸出，鈦部件從其鋼外殼中釋放出來，成品如圖18 所示。如今，所有這些工序已被目前的鈦擴散鍵合和超塑性成形工業(yè)能力所取代。

圖18 麥道公司輥壓接合鈦合金結(jié)構(gòu)Fig.18 Roll bonding titanium alloy structure of McDonnell-Douglas corporation

這種鈦擴散鍵合和超塑性成形的壁面外側(cè)會使用低熱導(dǎo)率壓鉚螺母柱安裝金屬隔熱瓦，在壁面和金屬隔熱瓦之間存在一定空氣間隙，而且金屬隔熱瓦與陶瓷基防隔熱材料相比，具有更高可靠性和可修復(fù)性，更加符合未來飛行器的發(fā)展方向；鈦擴散鍵合和超塑性成形的壁面內(nèi)側(cè)，可以安裝密封隔熱層和金屬箔屏障，與低溫推進(jìn)劑接觸，在作為飛行器的主要結(jié)構(gòu)的同時，也可作為推進(jìn)劑貯箱壁面，進(jìn)一步提升飛行器空間利用率和結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化。

3 結(jié)論及啟示

美國Model 176 等可重復(fù)使用再入飛行器的研制可以給我們提供以下幾點啟示：（1） Model 176采用可變機翼，產(chǎn)生遠(yuǎn)超其他類型再入飛行器的高升阻比，由此帶來無等待即時返回、低消耗在軌轉(zhuǎn)彎、穩(wěn)定著陸等諸多優(yōu)點，值得我國科研工作者積極探索。（2） Model 176 使用了當(dāng)時幾乎最為先進(jìn)的加工方式，采用了全金屬熱防護(hù)系統(tǒng)，在與航天飛機采用的陶瓷和碳—碳材料重量相當(dāng)?shù)臈l件下，結(jié)構(gòu)強度更高，隨著技術(shù)的進(jìn)步，有望成為除陶瓷基復(fù)合材料外的另一種熱防護(hù)材料。