周長靈，徐鴻照，朱　杉，陳　斌，杜　斌

1山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院有限公司，山東 淄博2550002空軍駐山東地區(qū)軍事代表室，濟(jì)南2500233哈爾濱工業(yè)大學(xué) 復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所，哈爾濱150001

蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

周長靈1，徐鴻照1，朱杉2，陳斌2，杜斌3

1山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院有限公司，山東 淄博255000
2空軍駐山東地區(qū)軍事代表室，濟(jì)南250023
3哈爾濱工業(yè)大學(xué) 復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所，哈爾濱150001

本文綜述了國內(nèi)外關(guān)于蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)的研究及應(yīng)用現(xiàn)狀。蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)主要分為金屬式熱防護(hù)系統(tǒng)及非金屬無機(jī)復(fù)合材料熱防系統(tǒng)，本文對(duì)其各自的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了簡要的闡述，并對(duì)未來飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的發(fā)展趨勢進(jìn)行了展望。

高超聲速飛行器；熱防護(hù)系統(tǒng)；蓋板式

新一代航天器、運(yùn)載器和空天飛行器等高速飛行器對(duì)結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化提出了苛刻的要求，有氧環(huán)境、高動(dòng)壓與高超聲速氣動(dòng)熱/力耦合等因素對(duì)飛行器的熱防護(hù)技術(shù)提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)［1，2］。以 NASA兩級(jí)軌道飛行器為例，圖 1顯示的兩級(jí)軌道飛行器飛行高度和馬赫數(shù)之間的關(guān)系［1］表明飛行器在低空高速飛行時(shí)具有較高的氣動(dòng)壓力和氣動(dòng)加熱。對(duì)于吸氣式飛行器來說，既要保證較高的飛行速度，又要降低由于在高速飛行過程造成的前緣及機(jī)身溫度升高的問題。圖2所示為直徑1英寸 （2.5 cm）的球體在三種不同軌道飛行器上表面熱流隨溫度的變化關(guān)系。第一種為載人航天飛行器近地軌道載入，第二種為單級(jí)軌道吸氣式飛行器上升階段，第三種為航天飛機(jī)軌道器下降過程。從圖中可以看出，在第一種情況下，球體表面熱流在很短的時(shí)間內(nèi)就能達(dá)到最大值；而在第三種情況下，較長時(shí)間內(nèi)球體表面仍保持著最大的熱流密度。目前，對(duì)于航天器、運(yùn)載器和空天飛行器而言，熱防護(hù)系統(tǒng)和熱結(jié)構(gòu)是目前研究熱點(diǎn)之一，也是制約飛行器發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一。

熱防護(hù)系統(tǒng) （Thermal Protection System， TPS） 的主要功能是控制進(jìn)入飛行器的熱流，使底層主體結(jié)構(gòu)維持在所允許的溫度范圍內(nèi)［3］。TPS的研制和優(yōu)化設(shè)計(jì)是先進(jìn)天地往返運(yùn)載器及武器系統(tǒng)成敗的關(guān)鍵。熱防護(hù)結(jié)構(gòu)按照原理可分為［4］：（1） 被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng) （包括熱沉結(jié)構(gòu)、隔熱結(jié)構(gòu)、熱結(jié)構(gòu)等）；（2） 半被動(dòng)熱防護(hù)結(jié)構(gòu) （如熱管結(jié)構(gòu)、燒蝕結(jié)構(gòu)等），多用于不可重復(fù)使用的飛船或飛行器；（3）主動(dòng)防熱系統(tǒng) （包括發(fā)汗冷卻、薄膜冷卻、對(duì)流冷卻結(jié)構(gòu)等）。目前，可重復(fù)使用飛行器熱防護(hù)技術(shù)中，被動(dòng)防熱技術(shù)發(fā)展比較成熟，應(yīng)用也較為普遍。圖3為航天飛機(jī)軌道器表面最高溫度示意圖。航天飛機(jī)軌道器采用鋁蒙皮結(jié)構(gòu)，表面采用隔熱瓦來保證結(jié)構(gòu)溫度低于177°C，同時(shí)溫度高達(dá)1260°C的前緣和燃燒室前部則采用C/C復(fù)合材料。

隨著高超聲速飛行器馬赫數(shù)及航時(shí)的不斷增加，機(jī)身表面溫度不斷升高，迎風(fēng)面的溫度高達(dá)1200°C，端頭帽、機(jī)翼與尾翼前緣等部位溫度更高，傳統(tǒng)的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和材料如陶瓷瓦、隔熱氈、金屬熱防護(hù)系統(tǒng)等無法滿足要求，必須采用耐溫性更高、抗氧化能力更強(qiáng)更優(yōu)異、承載性能更優(yōu)良的熱防護(hù)系統(tǒng)。因此，蓋板式防熱結(jié)構(gòu)應(yīng)運(yùn)而生。所謂蓋板式防熱結(jié)構(gòu)［5］，就是將蓋板材料和隔熱材料按照一定的方式組合成結(jié)構(gòu)單元，安裝固定在機(jī)身結(jié)構(gòu)上，起到承載和防熱的作用。目前得到應(yīng)用的蓋板式結(jié)構(gòu)主要為金屬蓋板系統(tǒng)［6］以及陶瓷基復(fù)合材料 （Ceramic-Matrix Composites，CMC） 蓋板防熱結(jié)構(gòu)［7］。本文將簡要回顧這兩類蓋板式結(jié)構(gòu)的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀。

圖1　兩級(jí)軌道飛行器飛行高度與馬赫數(shù)的關(guān)系Figure 1 Relationship between the altitude and March number for the two-stage to orbit concept of operations

圖2　直徑為1英寸的球體在三種不同軌道飛行器上表面熱流密度與時(shí)間的關(guān)系Figure 2 Heating on a reference one-foot diameter sphere for three different trajectories

圖3　航天飛機(jī)軌道器表面最高溫度示意圖 （圖中單位為F°）Figure 3 Nominal maximum temperatures on the surface of the space shuttle orbiter

1國外研究現(xiàn)狀

1.1金屬防熱蓋板

金屬防熱蓋板可使用在熱或冷結(jié)構(gòu)上 （圖4）。這種熱防護(hù)系統(tǒng)的優(yōu)勢在于：外部承力蓋板與內(nèi)部支撐結(jié)構(gòu)可以具有不一樣的輪廓。

圖4　金屬蓋板式TPS結(jié)構(gòu)示意圖Figure 4 Illustration of the structure of metallic shingle TPS

蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)主要包含承受機(jī)械載荷的元素和承受熱載荷的元素，將機(jī)械功能和防熱功能分開處理，以便于在各自領(lǐng)域選擇最佳的材料，集防熱-承載-結(jié)構(gòu)功能一體化，是目前研究及應(yīng)用比較熱門的一個(gè)方向［8］。如圖5所示，金屬蓋板式TPS系統(tǒng)由外部金屬面板與內(nèi)部輕質(zhì)隔熱層組成，通過機(jī)械緊固件與底層結(jié)構(gòu)相連。外部面板采用蜂窩夾板形式以增加機(jī)械承載能力和耐久性。金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的缺點(diǎn)在于初始成本較高，需要使用特殊設(shè)計(jì)的緊固件。

圖5　金屬防熱蓋板結(jié)構(gòu)示意圖Figure 4 Illustration of the structural layout of the metallic thermal protection shingle

金屬TPS的發(fā)展經(jīng)歷了金屬多層壁式結(jié)構(gòu)、超合金金屬熱防護(hù)系統(tǒng)、合金蜂窩夾層熱防護(hù)系統(tǒng)和先進(jìn)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)四個(gè)階段［9］。

金屬多層壁式結(jié)構(gòu)是由金屬箔和合金蜂窩夾層組成，金屬箔與合金蜂窩夾層之間需要通過特殊的焊接工藝連接，所選用的材料主要是鈦合金和鎳合金。美國研制的鈦合金多層壁結(jié)構(gòu)是一種在低溫 （540°C） 下使用的輕質(zhì)熱防護(hù)系統(tǒng)；德國研制的高溫合金多層壁采用了鎳基合金，如能解決涂層問題，其適用溫度則可達(dá)1300°C。

合金蜂窩夾層熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)主要包括內(nèi)外高低溫隔熱層，其中外層高溫合金板及蜂窩夾層材料為Inconel617合金，內(nèi)部蜂窩夾層板材料為鈦合金。其外層合金板可承受1093°C高溫，背面最高溫度約為 151°C。第二代高溫合金蜂窩夾層熱防護(hù)系統(tǒng)的外層與第一代相似，但是該熱防護(hù)系統(tǒng)采用了一層輕質(zhì)的高溫隔熱材料。由于用薄箔取代底層的鈦合金夾層板的中心部分，所以系統(tǒng)的質(zhì)量與第一代相比減輕了，但所能承受的承受溫度沒有變化［10］。

1.2 CMC復(fù)合材料防熱蓋板

CMC蓋板主要有C/C、SiC/SiC蓋板。Pichon［11］等提出了一種蓋板式陶瓷TPS結(jié)構(gòu)，它將防熱、隔熱、承載功能分開，其中防熱功能由陶瓷蓋板承載，隔熱功能由內(nèi)部絕熱氈來實(shí)現(xiàn)，承載功能由機(jī)身蒙皮及桁架來實(shí)現(xiàn)。這種TPS結(jié)構(gòu)具有使用溫度高、抗氧化性能優(yōu)異、零燒蝕、使用可靠性能高等優(yōu)點(diǎn)，因此近年來各國發(fā)展的高超聲速飛行器研究計(jì)劃中均積極開展了CMC蓋板式TPS研究。

CMC蓋板防熱結(jié)構(gòu)如圖6所示［11］，主要由外部CMC蓋板、內(nèi)部隔熱材料和支撐結(jié)構(gòu)組成，外防熱材料選擇耐高溫的C/SiC或SiC/SiC材料，內(nèi)部隔熱層則選擇輕質(zhì)隔熱材料。

美國X-33高超聲速飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)除了在氣動(dòng)加熱嚴(yán)重的區(qū)域采用了強(qiáng)化C/C材料外，其它區(qū)域均采用Inconel617金屬面板熱防護(hù)系統(tǒng)；而X-43A飛行器則在迎風(fēng)面區(qū)域高溫區(qū)采用了由C/SiC復(fù)合材料蓋板和輕質(zhì)柔性的氧化鋁或SiO2纖維棉隔熱層組成的熱防護(hù)系統(tǒng)。日本Hope航天飛機(jī)在較高溫區(qū) （1300 K ～ 1600 K） 采用了碳/碳蓋板防熱結(jié)構(gòu)。這種結(jié)構(gòu)由表面具有抗氧化涂層的剛性ACC輻射面板、支柱和內(nèi)部隔熱層組成。面板選材之一是高模瀝青基碳纖維增強(qiáng)碳/碳材料，具有10層以上的鋪層?？寡趸繉訛镃VD-SiC，并用密封劑防止由于熱應(yīng)力產(chǎn)生的微裂紋處發(fā)生氧化。法國Hermes航天飛機(jī)在較高溫區(qū)采用了蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)，防熱蓋板采用C/SiC陶瓷復(fù)合材料瓦楞夾層結(jié)構(gòu)，尺寸為300 mm × 300 mm，不僅能夠耐高溫，而且能夠承受氣動(dòng)載荷。隔熱層采用多層隔熱結(jié)構(gòu)，使熱防護(hù)系統(tǒng)具有良好的隔熱效果，溫度由表面1600 K降至主結(jié)構(gòu)500 K，最高工作溫度高達(dá)1700 K。

本世紀(jì)初，法國在Pre-X計(jì)劃中系統(tǒng)研究了CMC蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)。如圖7所示，大量的C/SiC蓋板式TPS應(yīng)用于Pre-X驗(yàn)證機(jī)的鼻錐下游迎風(fēng)面。其中在迎風(fēng)面的高溫/高載區(qū)域，C/SiC蓋板尺寸為400 mm × 300 mm，在較低溫/低載區(qū)域C/SiC蓋板尺寸可達(dá)到800 mm × 500 mm。

美國Snecma Propulsion Solide （SPS） 系統(tǒng)也采用了CMC防熱蓋板結(jié)構(gòu)。其整體由CMC蓋板、螺栓及支架等結(jié)構(gòu)組成。

圖6　CMC蓋板式TPS示意圖Figure 6 Illustration of CMC TPS shingle

圖7　Pre-X驗(yàn)證機(jī)的CMC蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)Figure 7 Illustration of CMC shingle TPS for Pre-X shuttle

2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

目前，國外有關(guān)蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)技術(shù)已經(jīng)比較成熟，而國內(nèi)的工作則主要集中在國際研究進(jìn)行跟蹤及理論分析方面，公開的針對(duì)蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)的考核結(jié)果鮮有報(bào)道。因而本文主要針對(duì)國內(nèi)學(xué)者對(duì)蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)的理論分析做簡要介紹。

熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)必須要考慮氣動(dòng)外形強(qiáng)度、熱應(yīng)力、隔熱、安全系數(shù)和工藝要求等諸多因素，在熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中傳熱分析是一個(gè)重要環(huán)節(jié)。用于熱防護(hù)系統(tǒng)熱分析的模型主要有：TPS一般熱模型、精細(xì)的熱結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)系統(tǒng)模型、冷結(jié)構(gòu)熱模型、內(nèi)部熱交換模型及詳細(xì)的內(nèi)部熱控系統(tǒng)和熱防護(hù)系統(tǒng)模型、冷結(jié)構(gòu)模型、內(nèi)部熱交換模型及詳細(xì)的內(nèi)部熱控系統(tǒng)和設(shè)備熱模型。

李廣德等人［12］以C/SiC復(fù)合材料為隔熱面板，納米多孔氧化鋁氣凝膠復(fù)合材料為隔熱層，鋁合金為機(jī)身結(jié)構(gòu)基板，建立了防熱-隔熱-承載一體化的蓋板式陶瓷TPS結(jié)構(gòu)順態(tài)傳熱模型。主要針對(duì)熱面載荷為1200°C、工作時(shí)間為1000 s、環(huán)境初始溫度為20°C的載荷條件，對(duì)蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)防熱層的物性參數(shù)、厚度尺寸、相變種類、位置等因素進(jìn)行了模擬計(jì)算，結(jié)果表明防熱層物性參數(shù)及厚度對(duì)TPS結(jié)構(gòu)傳熱性能幾乎不產(chǎn)生影響，而隔熱層物性參數(shù)及厚度對(duì)TPS結(jié)構(gòu)傳熱性能具有決定性的影響，并且相變材料的引入能夠明顯改善TPS結(jié)構(gòu)的傳熱性能。

趙玲等［13］針對(duì)C/SiC蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)建立了如圖8所示的傳熱模型，在進(jìn)行傳熱分析時(shí)采用了以下基本假設(shè)［13］：（1） 忽略結(jié)構(gòu)在平面方向上及因支撐結(jié)構(gòu)傳熱所引起的溫度變化，假定熱流由外向內(nèi)傳遞，僅考慮厚度方向的熱流梯度，將問題簡化為無熱源一維非穩(wěn)態(tài)傳熱；（2） 鋁合金結(jié)構(gòu)和飛行器內(nèi)部環(huán)境間的傳熱由內(nèi)部纖維傳熱模擬，內(nèi)部環(huán)境做常溫面板處理；（3） 在模擬飛行器再入傳熱時(shí)需對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)施加再入初始溫度。鑒于目前可重復(fù)使用飛行器的再入前溫度多為50°F ～ 60°F，故分析時(shí)選取初始溫度為286 K （55°F）；（4） 在分析中考慮材料熱物性隨溫度和壓力的變化。采用如圖9所示的熱環(huán)境，趙玲等分析了再入條件下典型蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)的復(fù)合傳熱問題，并對(duì)內(nèi)部多層隔熱結(jié)構(gòu)和梯度材料隔熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行初步的研究與分析，討論了纖維內(nèi)部氣體傳導(dǎo)、固體傳導(dǎo)和輻射相耦合的輻照傳熱機(jī)理，給出了相應(yīng)的有效傳導(dǎo)系數(shù)求解公式，并針對(duì)廣泛使用于航天器的多層隔熱結(jié)構(gòu)建立了瞬態(tài)傳熱分析模型，對(duì)影響隔熱性能的反射屏層數(shù)、分布、厚度等進(jìn)行分析，為多層隔熱結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了參考價(jià)值。

圖8　熱防護(hù)系統(tǒng)傳熱模型Figure 8 Heat transfer model for TPS

圖9　再入條件下輻射平衡溫度和壓力圖Figure 9 Radiation temperature and pressure under re-entry shuttle

目前，美國等先進(jìn)航天大國致力于提高計(jì)算流體力學(xué)對(duì)氣動(dòng)加熱環(huán)境的預(yù)測精度，改進(jìn)熱防護(hù)系統(tǒng)溫度場瞬態(tài)響應(yīng)的分析方法，并且將兩個(gè)分析過程有機(jī)耦合在一起，提高了熱防護(hù)系統(tǒng)質(zhì)量的估算精度［14，15］。馬忠輝等人［16］對(duì)具有多層結(jié)構(gòu)、變物性、外邊界具有輻射、對(duì)流換熱等性質(zhì)的陶瓷防熱系統(tǒng)瞬態(tài)導(dǎo)熱過程進(jìn)行了數(shù)值分析，建立了如圖10所示的用于溫度場分析及結(jié)構(gòu)質(zhì)量預(yù)測的陶瓷防熱系統(tǒng)離散化處理分析模型。應(yīng)用一維非線性全隱式有限差分格式分析陶瓷防熱熱系統(tǒng)瞬態(tài)溫度場分布，為熱防護(hù)系統(tǒng)各物理性能參數(shù)分析及實(shí)現(xiàn)防熱結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了有力的科學(xué)依據(jù)。

黃世勇［17］等人對(duì) C/SiC剛性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱響應(yīng)分析及結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析，證明了氣動(dòng)加熱/溫度場耦合分析方法可以提高C/SiC剛性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)預(yù)估的精度。任青梅［18］等在參考國外蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)研究情況基礎(chǔ)上，結(jié)合我國C/SiC復(fù)合材料和耐高溫隔熱材料研究現(xiàn)狀，進(jìn)行了蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)概念設(shè)計(jì)與分析，通過熱分析及熱力聯(lián)合作用下的結(jié)構(gòu)分析，初步確定了蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式、材料及幾何尺寸。但他們的工作僅基于靜強(qiáng)度條件下進(jìn)行了陶瓷蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)的概念設(shè)計(jì)，而針對(duì)于CMC蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的性能評(píng)估仍需要模擬真實(shí)環(huán)境來進(jìn)行驗(yàn)證。

3發(fā)展趨勢

國內(nèi)外的研究表明，空天飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)方案正從單一防熱方案向主、被動(dòng)結(jié)合的防熱方案發(fā)展，“防熱-結(jié)構(gòu)”分開向“防熱-結(jié)構(gòu)一體化”發(fā)展，今后空天飛行器的發(fā)展趨勢將是防熱-結(jié)構(gòu)-推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)。蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)通過試驗(yàn)和驗(yàn)證，在技術(shù)上已日趨成熟，是未來極具競爭力的熱防護(hù)系統(tǒng)。目前，國內(nèi)的蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)研究才剛剛起步。如何建立詳盡有效的分析模型，如何制備性能更為優(yōu)異的防熱蓋板及隔熱材料，對(duì)我國今后的天地往返飛行器的發(fā)展具有重要意義。

［1］ DAVID EG. European directions for hypersonic thermal protection systems and hot structures ［R］. Daytona Beach : 31st Annual Conference on Composites Materials and Structures， 2007.

［2］ 王璐， 王友利. 高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展和趨勢分析［J］. 宇航材料工藝， 2016， （1）: 1-6.

［3］ BEHRENS B， MULLER M. Technologies for thermal protection systems applied on re-usable launcher ［J］，Acta Astronautica， 2004， 55 ［3-9］: 529-536.

［4］ RODRIGUL AC， SNAPP CG. Orbiter thermal protection system lessons learned ［R］. AIAA-2011-7308. Long Beach: AIAA Space 2011 Conference & Exposition， 2011.

［5］ 趙玲. 典型蓋板防熱結(jié)構(gòu)性能分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)［D］. 西安: 西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文， 2007.

［6］ DORSEY JT， POTEET CC， CHEN RR， et al. Metallic thermal protection system technology development: concepts， requirements and assessment overview ［R］. AIAA-2002-0502. Reno， Nevada: 40th Aerospace Science Meeting & Exhibition， 2002.

［7］ PICHON T， SOYRIS P， FOUCAULT A， et al. C/SiC based rigid external thermal protection system for future reusable launch vehicles: generic shingle， Pre-X/FLPP anticipated development test studies ［R］Noordwijk， The Netherlands: The Fifth European Workshop on Thermal Protection Systems and Hot Structures， 2006.

［8］ FISCHERr W. Metallic thermal protection system for future RLV'S: design and performance verification approach ［R］. SAE Technical Paper 2004-01-2566， 2004. doi:10.4271/2004-01-2566.

［9］ 楊亞政， 楊嘉陵， 方岱寧. 高超聲速飛行器熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)的研究進(jìn)展 ［J］. 應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)， 2008，29 （1）: 47-56.

［10］ 曹義， 程海峰， 肖加余， 等. 美國金屬熱防護(hù)系統(tǒng)研究進(jìn)展［J］. 宇航材料工藝， 2003， （3）: 9-12.

［11］ PICHON T， BARRETEAU R， SOYRIS P， et al. CMC thermal protection system for future reusable launch vehicles: generic shingle technological maturation and test ［J］. Acta Astronautica， 2009， 65 （1-2）: 165-176.

［12］ 李廣德， 張長瑞， 胡海峰. 蓋板式陶瓷熱防護(hù)熊的傳熱性能優(yōu)化［J］. 國防科技大學(xué)學(xué)報(bào)， 2014， 36 （5）: 143-148.

［13］ 趙玲， 呂國志. 典型C/SiC蓋板隔熱結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析［J］. 強(qiáng)度與環(huán)境 2008， 35 （3）: 27-34

［14］ RUTH MA， JOHN AD， MICHAEL CL. Thermal analysis methods for an earth entry vehicle ［R］. NASA Langley Research Center， 2004.

［15］ RUTH MA， CHARLES PL， WALTER EB. Hyper-x hot nstructure comparison of thermal analysis and flight data ［R］. NASA Langley Research Center， 2004.

［16］ 馬忠輝， 孫泰， 王小軍， 等. RLV陶瓷熱防護(hù)系統(tǒng)熱分析模型研究［J］. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2003， （3）: 19-24.

［17］ 黃世勇， 楊勇. C/SiC剛性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)熱力耦合分析［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)， 2012， （3）: 15-17.

［18］ 任青梅， 張婕. 陶瓷基復(fù)合材料蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與分析［J］.航空科學(xué)技術(shù)， 2013， （5）: 44-48.

Research Status and Development of Generic Shingle Thermal Protection System

ZHOU Chang-Ling1， XU Hong-Zhao1， ZHU Shan2， CHEN Bin2， DU Bin31Shandong Industrial Ceramics Research & Design Institute Co. Ltd.， Zibo 255000， China2Military Representative Office of PLA Air Force in Shandong Region， Jinan 250023，China3National Key laboratory of Science and Technology an Advanced Composites in Special Environments， Harbin Institute of Technology， Harbin 150001， China

The status of research and application of generic shingle thermal protection system （TPS） for hypersonic aircrafts was briefly reviewed in this paper. The generic shingle TPS is mainly divided into two categories， being metallic based and ceramic-matrix composite based， respectively. The advantages and the disadvantages of both categories are discussed. Finally， the development trend of the TPS for hypersonic aircrafts is prospected.

Hypersonic aerocraft； Thermal protection system； Generic shingle

V45

1005-1198 （2016） 03-0220-07

A

10.16253/j.cnki.37-1226/tq.2016.02.013

2016-02-16

2016-02-28

周長靈 （1978 -）， 男， 山東梁山人， 教授級(jí)高工。E-mail: zcl189@163.com。