歐陽金棟，劉慧慧，鄧 進，陳 雷，龔仔華

（中國航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024）

高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)熱防護技術(shù)現(xiàn)狀綜述

歐陽金棟，劉慧慧，鄧 進，陳 雷，龔仔華

（中國航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024）

隨著航空航天技術(shù)的飛速發(fā)展，高超聲速飛行器的研制日益受到各國的重視，飛行器以高超聲速飛行時帶來的熱防護問題成為結(jié)構(gòu)設(shè)計中的關(guān)鍵制約因素和主要技術(shù)瓶頸。本文簡要介紹了高超聲速飛行器的現(xiàn)有熱防護基本形式；針對其不同部位的受熱環(huán)境，重點分析了熱防護形式及熱防護材料的選擇方法；并對未來高超聲速飛行器熱防護技術(shù)的發(fā)展趨勢進行了展望。

高超聲速；飛行器；熱防護

0 引言

近年來，隨著航空航天技術(shù)的進步以及越來越復(fù)雜的軍事演變，高超聲速飛行器成為各軍事大國研究的熱門，美、俄、德、法、日等世界軍事強國紛紛研發(fā)各類高超聲速進攻武器，可以預(yù)見，不久的將來，高超聲速飛行器的發(fā)展將會加快步伐[1-3]。

飛行器以高超聲速飛行時，由于激波壓縮、粘性摩擦等作用，造成壁面附近氣溫升高。高溫空氣不斷向低溫壁面?zhèn)鳠?，引起強烈的氣動加熱[4-5]。同時，由于翼、舵等部件的存在，會出現(xiàn)激波干擾流動、分離流動等復(fù)雜氣動現(xiàn)象，導(dǎo)致氣動熱環(huán)境十分復(fù)雜而嚴酷，也使得氣動熱環(huán)境的預(yù)測非常困難。為了保證飛行器內(nèi)部成件能在允許的溫度范圍內(nèi)正常工作，并維持飛行器的氣動外形，必須進行有效的結(jié)構(gòu)熱防護設(shè)計。

新型高超聲速飛行器為了實現(xiàn)快速響應(yīng)，往往要求防熱冗余度與外形變化都盡量小，這就對復(fù)雜外形飛行器熱環(huán)境預(yù)測精準度、防熱材料的制備與考核、熱防護方案評估提出了比以往更高的要求。因此，做好高溫下的熱防護已成為高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計中的關(guān)鍵制約因素和主要技術(shù)瓶頸。

1 熱防護系統(tǒng)的基本形式

按照熱防護機理的不同，防熱方案基本形式可分為:吸熱式熱防護系統(tǒng)、質(zhì)量引射式熱防護系統(tǒng)、輻射熱防護系統(tǒng)、傳質(zhì)換熱熱防護系統(tǒng)、一體化熱防護系統(tǒng)（ITPS）等[6]。

1.1 吸熱式熱防護系統(tǒng)

吸熱式防熱結(jié)構(gòu)是選用比熱容大的材料（如鈹、銅、石墨）制成的防熱層，利用材料的熱熔吸收大部分氣動加熱，從而使傳入結(jié)構(gòu)內(nèi)部的熱量小到使結(jié)構(gòu)及內(nèi)部儀器設(shè)備與艙內(nèi)氣體的溫升低于允許值。

該系統(tǒng)的基本特點有：

1）因為吸收的熱量與其質(zhì)量成正比，為了不使防熱層太重，只在加熱時間短、熱流密度不太高情況下使用，且必須采用比熱容大和熱導(dǎo)率高的材料；

2）受防熱層材料熔點或受氧化破壞的限制，使用溫度不高，約600℃~700℃；

3）由于防熱層表面形狀和物理狀況沒有變化，可用于要求氣動外形不變的飛行器或防熱層重復(fù)使用的飛行器。

超聲速飛行器要求結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計，因此，對于短時間內(nèi)一次使用的超聲速飛行器（如導(dǎo)彈）不推薦采用這種防熱方式。

1.2 質(zhì)量引射式熱防護系統(tǒng)

在高溫下質(zhì)量引射式防熱材料能夠熱解、汽化，然后在氣流作用下帶走氣動加熱嚴重區(qū)域表面上的大部分熱量，起到保護內(nèi)部結(jié)構(gòu)及成件正常工作的作用。該系統(tǒng)最常見的是燒蝕防護，燒蝕防熱是一次性使用的飛行器（如導(dǎo)彈）防熱結(jié)構(gòu)中最重要也是目前應(yīng)用最廣泛、最成熟的一種熱防護體系，屬于半被動熱防護技術(shù)。其防熱機理是：隨著飛行器外表面的氣動加熱，表面溫度開始上升，在升溫的過程中，一部分熱量依靠材料本身的熱容吸收，一部分熱量通過表面輻射掉。隨著表面溫度的繼續(xù)升高，材料開始熱解、升華和碳化，過程中帶走大量的熱量，另外熱解氣體引射進入邊界層會產(chǎn)生熱阻塞效應(yīng)，從而達到防熱目的。

這種結(jié)構(gòu)適用于表面氣動加熱十分嚴重的飛行器部位。但是，由于燒蝕體在這一過程中被消耗掉，因而只能一次性使用或根據(jù)要求重新進行修復(fù)后使用，故限制了使用持續(xù)時間。該結(jié)構(gòu)的特點是能通過質(zhì)量交換和熱量交換進行自身調(diào)節(jié)，但由于表面形狀發(fā)生變化，從而影響氣動力特性。

1.3 輻射熱防護系統(tǒng)

輻射防熱系統(tǒng)是通過飛行器本體結(jié)構(gòu)覆蓋層的輻射散熱達到防熱作用，屬被動防熱技術(shù)。輻射防熱結(jié)構(gòu)一般由三部分組成：直接與高溫氣流接觸的外蒙皮；內(nèi)部的飛行器承力結(jié)構(gòu)（或叫內(nèi)蒙皮）以及內(nèi)外蒙皮之間的隔熱層。輻射熱防護系統(tǒng)外蒙皮材料的選擇取決于其最大工作溫度，根據(jù)目前材料及其工藝狀況，按溫度范圍對外蒙皮進行選材的大致情況如表1所示[2]。

表1 輻射防熱材料外蒙皮可選材料溫度分布

隔熱層材料直接影響輻射式防熱結(jié)構(gòu)的隔熱性能，因此，隔熱層材料的選擇非常關(guān)鍵，為了減少整體防熱結(jié)構(gòu)的重量，隔熱層一般選取輕質(zhì)、疏松多孔的材料。常用的隔熱層材料有石英纖維、高硅氧纖維、鈦酸鉀纖維、石棉纖維、氧化鋁纖維、氧化鋯纖維、碳纖維等制成的氈或布，或用玻璃、陶瓷空心微球制成的泡沫狀材料。

輻射式防熱結(jié)構(gòu)分冷結(jié)構(gòu)與熱結(jié)構(gòu)2種，冷結(jié)構(gòu)為內(nèi)部結(jié)構(gòu)承力，輻射蒙皮及隔熱層起承熱、散熱作用，承力件在接近常溫的狀態(tài)下工作，可采用鋁、鎂等輕合金材料。而熱結(jié)構(gòu)是指承力結(jié)構(gòu)可高溫下工作，或承力結(jié)構(gòu)可兼有承力、防熱兩種作用[6]。輻射式防熱結(jié)構(gòu)不存在防熱層材料的消耗，防熱作用不隨加熱時間的增長而衰退，主要適用于加熱時間較長的返回式空間飛行器，特別是多次使用的航天飛機、空天飛機等。因構(gòu)造比較復(fù)雜，一次性使用的飛行器（如導(dǎo)彈）一般不采用這種防熱結(jié)構(gòu)。但對于翼面、舵面或局部艙段等氣動加熱較為嚴重的部位，通過選用合適的輕型耐高溫材料，采用熱結(jié)構(gòu)類型的輻射式防熱結(jié)構(gòu)，對簡化結(jié)構(gòu)、減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量還是十分有效的[7]。

1.4 傳質(zhì)換熱熱防護系統(tǒng)

傳質(zhì)換熱熱防護系統(tǒng)屬于主動式熱防護系統(tǒng)，它可采用對流冷卻、發(fā)汗冷卻和薄膜冷卻。對流冷卻原理是使冷卻劑通過位于冷卻結(jié)構(gòu)中的通道或管路進行循環(huán)，將所吸收的較嚴重氣動加熱帶來的絕大部分熱量排除，僅有極少部分熱量被輻射掉,而且?guī)缀跞康娜肷錈崃慷际峭ㄟ^外蒙皮傳入結(jié)構(gòu)中的冷卻劑的。此外，如果冷卻劑就是燃料本身，熱量并不會消耗掉而用于預(yù)熱燃料，所以這種系統(tǒng)實質(zhì)上是一種再生冷卻系統(tǒng)。發(fā)汗冷卻和薄膜冷卻兩種冷卻方式所依據(jù)的原理與燒蝕方式類似，由表面噴出的冷卻劑吸收了大部分氣動加熱產(chǎn)生的熱量，使其不能傳至次層結(jié)構(gòu)。這兩種冷卻系統(tǒng)均利用泵壓系統(tǒng)來汲取遠處槽（箱）中的冷卻劑，但表面噴出方式不同。發(fā)汗冷卻通過多孔表面噴出，薄膜冷卻則從不連續(xù)的縫隙中噴出。這兩種結(jié)構(gòu)的特點是可以保持多孔結(jié)構(gòu)表面的完整性，對氣動力特性基本沒有影響，但難以保證多孔壁一直暢通。

傳質(zhì)換熱熱防護系統(tǒng)結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，適用于尺寸比較大且需重復(fù)使用的航天飛機，對一次性使用且對結(jié)構(gòu)的質(zhì)量及外形尺寸要求比較苛刻的飛行器，一般不考慮這種防熱形式。

1.5 一體化熱防護系統(tǒng)（ITPS）

一體化熱防護系統(tǒng)是一種新型的集防熱結(jié)構(gòu)與承載結(jié)構(gòu)于一體的熱防護結(jié)構(gòu)形式，不僅能夠完成防熱隔熱功能，而且能夠承受氣動載荷和結(jié)構(gòu)載荷，其結(jié)構(gòu)形式簡單且結(jié)構(gòu)效率高，能夠有效降低飛行器的重量，是一種極具發(fā)展前景的熱防護形式。

一體化熱防護結(jié)構(gòu)形式如圖1所示，結(jié)構(gòu)主要分為三層，由外到內(nèi)分別是：上壁板、隔熱層、下壁板。上壁板是高溫結(jié)構(gòu)，即飛行器的外表面，在飛行過程處于高溫狀態(tài)，其材料通常采用高溫合金；中間的隔熱層由起支撐作用的腹板和起隔熱作用的輕質(zhì)隔熱材料構(gòu)成，腹板的材料同樣采用高溫合金，隔熱材料填充在壁板的空隙中，以減緩熱量向內(nèi)部傳遞；下壁板是熱沉結(jié)構(gòu)，使用比熱容較高的金屬材料，吸收熱量以防止內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度過高。結(jié)構(gòu)的上下壁板和腹板都采用金屬材料，使結(jié)構(gòu)具有良好的承載能力，防熱的同時承受結(jié)構(gòu)載荷，實現(xiàn)承載防熱的一體化。

一體化熱防護結(jié)構(gòu)是一種被動式熱防護結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)的防熱功能是通過上壁板的輻射散熱、隔熱層材料的隔熱和下壁板的熱沉結(jié)構(gòu)吸熱來共同實現(xiàn)的。為了提高結(jié)構(gòu)的輻射率，在上壁板外表面制備高輻射率膜層，這樣既可以提高結(jié)構(gòu)的散熱能力，同時還可以提高金屬材料的抗氧化能力。

2 熱防護系統(tǒng)及熱防護材料的選擇

高超聲速飛行器飛行馬赫數(shù)高（Ma＞5），飛行過載大，在發(fā)動機推力難以改變的情況下，對飛行器結(jié)構(gòu)輕量化提出了很高的要求，因此，輕質(zhì)耐高溫、防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計是高超聲速飛行器研制所必須面臨的關(guān)鍵技術(shù)。要使結(jié)構(gòu)兼有防熱、輕質(zhì)及高剛度的要求，需要選取密度小、強度高、承受沖擊能力強和耐高溫的防熱材料。飛行器外表面防熱系統(tǒng)材料的選取以熱載荷在飛行器外表面的分布情況為依據(jù)，通過對熱環(huán)境的分析，飛行器表面分為不同的溫區(qū)，對應(yīng)不同的溫區(qū)選取不同的防熱材料，這樣有利于減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，節(jié)約成本。

根據(jù)高超聲速飛行器表面的不同溫度區(qū)域，以下分別介紹了飛行器不同部位防熱材料及防護形式的選擇。

2.1 超高溫區(qū)部位熱防護

對于高超聲速飛行器頭錐、翼緣等極高溫區(qū)域，溫度高達1800℃，依據(jù)前面介紹的幾種熱防護形式，應(yīng)該選擇質(zhì)量引射式熱防護結(jié)構(gòu)中的燒蝕熱防護體系，又由于飛行器對氣動外形的要求較嚴格，因此燒蝕熱防護材料應(yīng)該選擇燒蝕率小或零燒蝕材料。目前超高溫環(huán)境下燒蝕率小或零燒蝕的超高溫防熱材料主要有難熔金屬、改性的陶瓷復(fù)合材料與碳/碳復(fù)合材料等。由于難熔金屬具有成本高、密度大、難以加工和抗氧化性差等缺點，很難將其作為高超聲速飛行器熱防護材料。因此，改性的陶瓷復(fù)合材料與碳/碳復(fù)合材料是超高溫防熱材料的發(fā)展方向。

改性的陶瓷復(fù)合材料與碳/碳復(fù)合材料具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數(shù)小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學(xué)穩(wěn)定性好等一系列優(yōu)異性能，常被用于如頭錐以及翼前緣部位等飛行器的超高溫區(qū)域[8]。C/C復(fù)合材料通過提高材料的抗氧化性能和抑制涂層失效，可使其使用性能大大提高，目前國內(nèi)研制的C/C復(fù)合材料可以達到在1800~2000℃長時間使用[9]。C/SiC作為超高溫陶瓷的一種，其抗氧化性能也優(yōu)于改性前C/C復(fù)合材料。國內(nèi)已有的C/SiC陶瓷復(fù)合材料在1650℃的氧化環(huán)境中能夠長時間工作[9]。國內(nèi)多個高校及科研單位已開展對抗氧化C/C和C/ SiC復(fù)合材料的研究工作，目前已逐漸進入工程實踐應(yīng)用。C/SiO2復(fù)合材料也曾作為國外高超聲速飛行器的頭錐材料，雖然在燒蝕率上沒有改性的C/C及C/ SiC性能優(yōu)異，但是卻有著良好的抗粒子輻射能力，對于對抗粒子輻射能力有高要求的飛行器，也可作為頭錐的材料來使用。

另一類超高溫陶瓷是以ZrB2、TaC、HfN、HfB2、ZrC等高熔點過渡金屬化合物為主的復(fù)合陶瓷體系，在極端的溫度環(huán)境下（2000℃以上）具有很好的化學(xué)和物理穩(wěn)定性。NASA研究中心對C/C復(fù)合材料和ZrB2基陶瓷材料進行了燒蝕對比，結(jié)果表明在相同情況下，增強C/C材料燒蝕量是超高溫陶瓷的131倍，足以表明這種超高溫陶瓷復(fù)合材料具有極好的抗燒蝕性，可作為高超聲速飛行器頭錐部位材料的一個重要選擇。另外，近年來國外正在研究一種金屬基耗散的復(fù)合材料，在高溫下的燒蝕率要比C/SiC低一個數(shù)量級，同樣具有極好的抗燒蝕性，也可作為高超聲速飛行器頭錐部位材料的一個重要選擇[9]。

2.2 大面積區(qū)域熱防護

高超聲速飛行器大面積防熱區(qū)域主要是直段部分，其典型工作溫度在800℃以上，依據(jù)上文介紹的幾種熱防護形式可以知道，適合高超聲速飛行器大面積的防熱方式主要是燒蝕熱防護系統(tǒng)和一體化熱防護系統(tǒng)（ITPS），前者是目前飛行器的主要防熱形式，也是最成熟的熱防護形式，后者主要指采用防熱、承力一體化的材料作為飛行器的結(jié)構(gòu)。

2.2.1 大面積區(qū)域燒蝕熱防護材料選擇

燒蝕熱防護系統(tǒng)熱防護材料依據(jù)使用條件與功能不同，可以分為樹脂基、碳基、陶瓷基等復(fù)合材料、無機隔熱材料以及涂層材料。常用熱防護材料按機理可分為升華型、熔化型和碳化型及復(fù)合類。升華型燒蝕材料在高溫下可熱解為氣體，如石墨、C/C復(fù)合材料等，這類材料的隔熱性能較差，一般用于短時惡劣的燒蝕條件。熔化型燒蝕材料熱解為液體，如石英和玻璃類材料，其熔融的液態(tài)膜具有抗高速氣流沖刷的能力，并能在吸熱后熔化和蒸發(fā)。碳化型材料一般由增強纖維和樹脂基體組成，多為纖維增強酚醛材料。在氧氣充足時，碳化部分發(fā)生氧化，溫度很高時則直接發(fā)生升華反應(yīng)。

目前國外超高聲速飛行器大面積防熱區(qū)域的燒蝕防熱系統(tǒng)的防熱材料有高硅氧/酚醛、石英/酚醛、玻璃/酚醛、碳/酚醛。因為酚醛基材料具有成本低、工藝性能好、質(zhì)量穩(wěn)定性高、周期短等眾多優(yōu)點，所以，在熱環(huán)境為較高焓值及中等熱流的一些飛行器上得到大量應(yīng)用。

2.2.2 大面積區(qū)域一體化熱防護材料選擇

作為未來現(xiàn)代化熱防護系統(tǒng)的發(fā)展方向，金屬ITPS系統(tǒng)可以使飛行器結(jié)構(gòu)的防熱、承力實現(xiàn)一體化。金屬ITPS系統(tǒng)的設(shè)計主要包括結(jié)構(gòu)形式設(shè)計及材料的選擇。金屬基復(fù)合材料作為一種新型高溫材料，是高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)材料首選。目前國外已研制成功的有TiC，SiC，Al2O3等顆粒增強的鋁基、鈦基和鎳基復(fù)合材料。在國內(nèi)，鋁基和鈦基復(fù)合材料已有很完善工藝制備技術(shù)，且有過在航天方面上的應(yīng)用。國內(nèi)外現(xiàn)有的碳纖維增強鋁基材料長期工作最高溫度（強度基本不下降）可以達到400℃以上，碳纖維增強鈦基材料長期工作最高溫度可達到800℃以上。國外有將鈦基材料加抗氧化和吸氫高溫輻射涂層后用于1200℃環(huán)境的應(yīng)用，且將其作為高溫結(jié)構(gòu)的基本材料。另一類有發(fā)展前途的是陶瓷顆粒增強型金屬基復(fù)合材料，它以工藝簡單、成本低、可設(shè)計性強和綜合性能優(yōu)良等特點，受到各先進國家的重視。

3 熱防護系統(tǒng)及熱防護材料的發(fā)展趨勢

3.1 新型熱防護材料的研制是高超聲速飛行器的發(fā)展方向

未來，為了既要滿足高超聲速設(shè)計要求，又要節(jié)約成本，應(yīng)著重發(fā)展先進的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料和金屬結(jié)構(gòu)材料，研制性能更好的熱結(jié)構(gòu)和熱防護系統(tǒng)。高超聲速飛行器的熱防護系統(tǒng)必須同時具備耐高溫（1100 ~2200℃）、強度高、韌性好、質(zhì)量輕和環(huán)境穩(wěn)定性好等特點，最終目標是需要一種適應(yīng)高溫的高比強度、適應(yīng)環(huán)境穩(wěn)定好且成本不高的新型熱防護材料。

3.2 防熱、結(jié)構(gòu)承載一體化是未來防熱系統(tǒng)的主要發(fā)展趨勢

熱防護材料在高溫下會發(fā)生氧化、相變等一系列反應(yīng)，導(dǎo)致材料的性能變化，選取高溫穩(wěn)定性好的防熱材料作為極超聲速飛行器外表面材料非常關(guān)鍵；同時，材料的隔熱性能與材料的力學(xué)性能之間存在不匹配性。因此，通過發(fā)展防熱、結(jié)構(gòu)承載一體化熱防護技術(shù)將具有高耐溫性、良好隔熱性能以及輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料進行一體化設(shè)計顯得尤為重要。這種一體化的設(shè)計方案具有明顯優(yōu)勢：新的結(jié)構(gòu)兼有承載和防熱的雙重功能；減少各部件由溫差引起的熱應(yīng)力;可充分發(fā)揮材料高溫強度潛力；減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，降低成本；與內(nèi)層結(jié)構(gòu)連接牢固，增加安全性。

3.3 加強超高溫陶瓷材料的抗氧化、強韌化及抗熱震研究

超高溫陶瓷材料在氧化環(huán)境中服役時，由于會承載一定的載荷，基體中很可能會產(chǎn)生裂紋，氧化介質(zhì)會通過這些裂紋和孔隙向材料內(nèi)部擴散，侵蝕基體和纖維，使復(fù)合材料的性能大幅度下降。另外，超高溫陶瓷受熱呈梯度分布嚴重時，其抗熱震性能較差。因此，提高超高溫陶瓷材料的韌性、抗氧化、抗熱震能力非常重要。目前，美國已將新型的輕質(zhì)非燒蝕的增韌單體纖維抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)（UFROC）成功應(yīng)用于HTV-2和X-37B，該材料具有高比強度，且燒蝕率與熱導(dǎo)率較低，這種新型陶瓷復(fù)合結(jié)構(gòu)不但能承受再入時產(chǎn)生的高溫，還解決了陶瓷瓦在高溫環(huán)境下的熱裂和抗氧化等瓶頸問題。

3.4 加強特殊緊固結(jié)構(gòu)設(shè)計、緊固件連接及異種材料的焊接工藝研究

高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)件在飛行中迎風(fēng)受摩擦阻力作用，表面承受非常高的溫度和熱量。由于飛行器表面形狀復(fù)雜，目前，還不能做成整體結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致熱防護材料的可靠連接和密封方面存在難度。輕質(zhì)防熱結(jié)構(gòu)材料與金屬、緊固件的高溫?zé)崤蛎浵禂?shù)不同，傳統(tǒng)緊固經(jīng)過高溫及冷卻循環(huán)后會產(chǎn)生松動，急需解決高溫防熱材料的熱匹配連接設(shè)計，以及高溫?zé)崦芊饧夹g(shù)的難點。目前，美國已經(jīng)通過組合式焊接工藝將X-43A的控制面板主體結(jié)構(gòu)（使用Haynes230鎳基合金制備）與機翼前緣結(jié)構(gòu)（使用碳-碳復(fù)合材料制備）連接起來，突破了傳統(tǒng)的焊接工藝，但工藝還不夠成熟，因此，熱膨脹系數(shù)不同的異種材料通過緊固件連接問題與異種材料的焊接問題是高超聲速飛行器研制的關(guān)鍵。

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>>>作者簡介

歐陽金棟，男，1989年1月出生，2015年畢業(yè)于南京航空航天大學(xué)，碩士，現(xiàn)從事飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計工作。

Research Status of Structural Thermo Protection Technology for Hypersonic Speeding Missile

Ouyang Jindong，Liu Huihui，Deng Jin，Chen Lei，Gong Zihua
（AVIC-HONGDU，Nanchang,Jiangxi，330024）

With the rapid development of the aeronautics and astronautics technology,the development of hypersonic speeding aircraft is gaining attention from different countries.The thermal protection problem caused during aircraft flies in hypersonic becomes the main technical constraint and key point in the hypersonic aircraft’s structure design. In this paper,the existing basic form of thermal protection for hypersonic speeding aerocraft is reviewed briefly.According to thermal environment in different areas,this thesis analyzes the thermal protection mode and selection of thermal protection material carefully,as well as summarizes the development trend of thermal protection technology used on the hypersonic aircraft in future.

Hypersonic speed;Aircraft;Thermo protection

2017-01-20）