我國深空探測領域防熱材料的進展與需求

楊昌昊 董彥芝

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

0 引言

航天器再入∕進入大氣層時會經歷嚴重的氣動加熱，防熱系統是確保航天器內部結構和設備維持正常狀態的關鍵子系統之一，而防熱材料則是防熱系統的基礎。在防熱系統中，防熱材料發揮防熱、隔熱、維形、承載乃至透波、信號特征抑制、可重復使用等功能，涉及特殊環境下材料的多種熱響應以及多組元、多尺度結構的高溫演化。因此，防熱材料研究具有顯著的多學科交叉特點。伴隨著航天技術的發展，我國防熱材料的研究和應用取得了一系列重要成果和突破，形成了覆蓋應用基礎研究、應用研究、產品研制和質量保障的綜合技術體系，為我國航天事業的發展做出了巨大貢獻［1-2］。

近年來，我國探月三期、“天問一號”、載人登月等一系列重大深空探測項目已經紛紛進入工程實施階段。其中，2020年12月17日，探月三期“嫦娥五號”返回器攜帶月球樣品安全返回地球，標志著我國探月工程“繞、落、回”三步走成功收官?！版隙鹞逄枴狈祷仄鞑捎锰S式再入方式，需要兼顧短時間、高熱流和長時間、中低熱流的氣動熱環境特點，對防熱材料提出了寬泛的熱流環境適應性要求，以及能夠耐受跳躍式返回所面臨的強冷熱沖擊。2021年5月15日，“天問一號”著陸巡視器成功著陸火星表面，標志著我國向月球以外的深空探測更進一步?；鹦谴髿獬煞峙c地球差異極大，火星進入過程中的高超聲速氣動加熱和燒蝕機理也對防熱材料提出了新的要求。

未來，在月球和火星探測的基礎上，我國還要進一步建立月球空間站，載人登陸月球探測，開展火星無人采樣探測直至載人登陸火星探測，開展小天體無人采樣探測，并向更遠的深空和太陽進行探測，所有這些探測任務都離不開防熱技術和防熱材料的發展。

本文通過月球探測返回任務和火星探測任務，重點介紹我國在防熱材料領域所取得的研究進展，并對未來以火星與小天體探測返回、火星大氣制動以及近日探測為代表的深空探測任務中防熱材料的發展和需求進行展望。

1 深空探測領域防熱技術及材料的特點

自人類開展深空探測事業以來，該類任務所固有的復雜環境條件、高昂的研制成本和嚴苛的質量指標等屬性不斷地對防熱技術和材料提出挑戰。在太陽系里，除了水星以外的其他行星都有大氣層，因此在行星際深空探測中，氣動防熱技術具有非常重要的實際意義，并已廣泛地用于針對帶有大氣層的星體的深空探測任務。表1 列出了穿越太陽系星體大氣層到達星體表面時兩種進入路徑下的比能。其中停泊軌道假定為軌道半徑1.5 倍于探測目標半徑的圓形停泊軌道，行星際進入速度假定為探測目標的逃逸速度［3］。

表1 到達星體表面時每單位質量對應的能量Tab.1 Energy per unit mass at the surface of a celestial body

可以看出，針對不同的探測目標，采用不同的進入方式，探測器所需要吸收或耗散的能量存在顯著的差異。不考慮真實氣體效應，在亞聲速和低馬赫數下，周圍的氣體受到探測器的壓縮和摩擦而溫度上升，探測器主要通過對流換熱方式吸收熱量。在高超聲速情況下，探測器前緣駐點溫度可高達1×104K以上，激波層內高溫氣體的輻射加熱也可能達到對流加熱的量級；在這種高溫環境下，大氣成分也成為重要的影響因素，不僅大氣本身會發生離解和電離反應，而且離解后的高溫組元亦會與探測器外部的防熱材料發生復雜的化學反應；在絕大多數的行星進入任務中，防熱設計還需要考慮材料的相變效應、壁面的催化效應、粒子侵蝕效應、氣動外形形貌與氣動環境的耦合效應以及探測器的結構熱響應特性等問題［4］。

深空探測器往往需要花費巨額的研制經費，投入龐大的人力、物力資源，經過漫長的研制歷程方可得以實現。而且到目前為止，人們對于地外行星的研究還不是很充分，行星進入過程中的各種環境條件也還有著相當的不確定性因素。因此，提高對探測器熱防護的設計冗余度看似是比較合理的應對手段，但是，火箭的運載能力決定了探測器的最大質量，深空探測任務中探測器總質量總是受到嚴格的限制，這也是設計師需要客觀面對的問題。表2中列出了一些深空探測器的防熱系統示例［5］。

表2 部分行星探測器防熱系統和材料示例［5］Tab.2 Part of the planetary probe TPS and materials［5］

能夠可靠適應任務環境的輕質、高效防熱技術始終是深空探測任務的需求，在該領域并不存在“通用性”的防熱方案，每一個針對特定任務進入環境的防熱設計都需要充分考慮特定的氣動環境條件，在防熱性能與隔熱效率之間取得平衡，并盡可能的在地面開展試驗驗證。比如，低熱流密度條件下，最好選用能夠在較低溫度下就開始碳化的防熱材料，從而起到燒蝕防熱作用；較長加熱時間條件，往往需要材料具備較低的熱導率和密度；而對于高熱流、高駐點壓力、相對適中的總加熱量條件，隔熱性能一般但耐燒蝕的碳酚醛材料往往是很好的選擇。

總體而言，深空探測器的防熱設計始終面臨著多方面的因素制約，而合理的防熱設計，應能夠可靠地應對任務方案所預計的氣動熱環境，又能夠使得熱防護層的質量占比最小化，從而顯著提升提高整個系統層面的效能。

迄今為止，所有已開展的行星進入探測任務都是針對特定的氣動熱環境，采用燒蝕防熱或燒蝕與其他的組合形式，例如燒蝕輻射防熱、燒蝕熱沉防熱。燒蝕防熱最大的優點就是安全、可靠，適應流場的變化能力強，能夠兼容大氣參數或任務環境的不確定性，是目前適用于深空探測任務的主要的高效、高可靠防熱技術和材料。

未來，隨著我國深空探測任務的不斷發展，金星和木星等稠密大氣天體的極高熱流環境、近日探測的高強輻照環境以及大尺寸載荷的可展開柔性防熱需求，對我國防熱技術和材料的發展提出了新的挑戰。

2 我國深空探測領域防熱材料的研究進展

2.1 月球探測返回任務

“嫦娥五號”返回器自月球采樣返回是我國在深空探測領域邁出的極為重要的一步。從月球返回地球的再入速度達到11 km∕s，接近第二宇宙速度，采用半彈道式再入方式，熱流密度峰值可達到神舟飛船的4 倍，而若采用彈道式再入，熱流密度峰值將達到飛船的7.5 倍。此外，與近地軌道返回相比，月球返回時燒蝕與氣流沖刷情況更為嚴重，要求防熱材料必須具有更好的防熱和抗剝蝕能力。

我國“嫦娥五號”返回器采用了跳躍式再入方式，一方面氣動加熱時間長，需要防熱材料具有優異的隔熱性能；另一方面還存在二次加熱問題，即防熱材料首先經受第一次再入的高熱流氣動環境，然后躍出到大氣層以外，在100 km 以上-90 ℃的高空飛行時間＞400 s，然后經受第二次再入的中低熱流氣動環境，強烈的冷熱沖擊對防熱材料的碳層強度提出了很高的要求，防熱材料的碳層需要能夠保持完整不剝落。第一次再入和第二次再入的氣動熱環境差異很大，要求防熱材料能夠同時滿足兩次再入過程寬泛熱流環境下的防熱需求。

月球軌道的最低溫度達到-120 ℃，對防熱材料提出了很高的耐受低溫和高低溫交變環境要求。此外，深空探測的任務特點和運載火箭的發射能力，對防熱還提出了嚴格的輕量化要求?！版隙鹞逄枴狈祷仄魍庑伟j為飛船返回艙的1∕2，面積比為1∕4，而防熱結構質量占比卻僅為飛船返回艙的21%。返回器尺度小，質心和氣動外形變化對氣動力影響大，對燒蝕外形控制要求更高，特別是高熱流、小半徑的大底拐角?！版隙鹞逄枴狈祷仄髋c神舟飛船返回艙的技術指標對比如表3所示［6］。

表3 “嫦娥五號”返回器與神舟飛船返回艙的技術指標對比Tab.3 Comparison of technical indicators between CE-5 reentry probe and SZ reentry capsule

針對月球返回的環境特點和防熱要求，“嫦娥五號”返回器采用了7 種新研制的低密度防熱材料，分別用于器表不同部位的氣動防熱，如表4所示。

表4 “嫦娥五號”返回器防熱材料Tab.4 Ablative materials of CE-5 reentry probe

2.2 火星著陸探測任務

火星進入環境與地球再入環境差異巨大，再入熱環境呈現中低焓、中低熱流和化學非平衡等特征。同時，由于火星大氣成分主要為CO2，與地球大氣不同，防熱材料燒蝕機理存在較大的差異，火星防熱技術面臨新的挑戰。

“天問一號”著陸巡視器在地火轉移段需要經歷-120～+100 ℃的溫度交變環境，并在火星大氣進入過程中經受氣動加熱。其中，大底部位的峰值熱流密度約為700 kW∕m2，背罩部位的峰值熱流密度約為60 kW∕m2。根據火星進入環境特點，大底采用了FG4、SPQ9、SPQ10材料（繼承“嫦娥五號”返回器防熱材料），而背罩采用了新研制的超低密度（約0.28 g∕cm3）防熱涂層材料。

火星再入環境為中低焓，美國火星探測器S561-V 材料，在地面試驗過程中，曾經出現過燒蝕材料從蜂窩格子中脫出問題［7］?！疤靻栆惶枴贝蟮撞课坏腇G4材料也是蜂窩增強低密度燒蝕材料，其與適用于低剪力氣動環境的S561-V 材料比較相似（表5）。FG4材料采用適用于低熱流環境的樹脂體系作為材料本體樹脂，在燒蝕過程中，表層樹脂裂解，釋放出小分子氣體，生成碳化層、熱解層，隨著樹脂的裂解，同時會向外引射分解氣體，分解產生的氣體一方面可以阻擋熱流侵入，形成熱阻塞效應，另一方面，對碳化層起到冷卻降溫的作用，維持碳層穩定。另外，在材料配方設計過程中，采用高孔隙率降低材料的熱導率，提高防隔熱性能，同時降低材料的密度，在防熱層減重上做出貢獻。當熱流從材料表面往內部傳輸時，其傳輸路徑會因為孔隙率的引入而被改變，一部分熱量被孔隙界面阻擋，反射向材料表面，減少了傳入材料背面的熱量；另一部分熱量被孔隙界面折射，延長了熱量在材料內部傳輸的時間，降低了材料背面溫度增加的速率，最終實現減緩燒蝕條件下材料背溫升高速度的目的。

表5 防熱材料對比Tab.5 Comparison of ablative materials

“天問一號”背罩部位的防熱材料是以運載火箭TR-37B 防熱涂層為基礎，所研制出的密度約為0.28 g∕cm3的TR-37C 材料，該材料通過采用輕質隔熱填料，在降低涂層密度的同時，強化燒蝕防熱作用。此外，還通過適量添加的橡膠和玻璃纖維作為增強相，提高防熱涂層的力學性能。

在研制階段，針對地火轉移段的溫度交變環境以及火星大氣進入過程中的氣動環境，對各種防熱材料均進行了全面的試驗考核。

3 我國深空探測領域防熱材料的發展需求

3.1 火星與小天體探測返回任務

火星探測返回、小天體探測返回與月球探測返回環境的差異如表6所示?？梢?，火星探測返回的再入速度達到14.5 km∕s，超過了第二宇宙速度，駐點熱流峰值高達44 MW∕m2。小天體探測返回的再入速度達到13 km∕s，駐點熱流峰值高達12 MW∕m2，氣體焓值高達85 MJ∕kg。高熱流密度峰值、高焓會加劇防熱層表面的燒蝕和剝落，熱環境比月球返回更為惡劣，對防熱材料性能的要求也會更高。

表6 不同返回器的環境參數對比Tab.6 Comparison of environmental parameters of different reentry probes

國外在深空探測領域開展了多次取樣返回任務，包括美國、蘇聯∕俄羅斯以及日本均發射了空間采樣返回探測器，并且都成功實現了采樣返回目標。

上述深空返回再入飛行器均采用彈道式再入方式。這類再入的最大持點是下降速度快、再入彈道比較陡：由于減速很快，會產生很大的減速過載，表面熱流密度，特別是迎風頭部的熱流密度峰值很高；但再入飛行時間和航程短，總加熱量較小。

針對彈道式再入環境的高熱流密度、大剪力和大再入過載，國外彈道式再入輕小型返回器大底防熱材料的選用主要有三種思路（表7）：一是日本“隼鳥號”采用傳統碳∕酚醛作為燒蝕材料，碳∕酚醛材料燒蝕后退量低，但材料密度偏高，防熱結構質量占比較大；二是“星塵號”采用了低密度PICA 防熱材料，PICA 材料密度相較于傳統碳∕酚醛下降明顯，但是其原始材料及碳層的熱導率較高，防熱層厚度大，同時在再入過程中燒蝕后退量明顯增加，返回器外形和質心位置變化較大；三是“起源號”采用了雙層的防熱結構，外層為C∕C材料，內層為碳纖維隔熱材料，需考慮內外層之間的界面問題。雖然三種防熱思路在側重點上各不相同，但不難看出在高熱流密度條件下選擇的防熱材料均是碳基燒蝕材料［8］。

表7 深空返回再入飛行器再入方式及相關參數對比Tab.7 Comparison of reentry modes and related parameters of deep space reentry probes

參考國外小行星探測返回器設計經驗，結合我國的防熱材料體系研發基礎，燒蝕嚴重的大底部位可以初步考慮采用碳∕酚醛材料進行防熱。碳∕酚醛材料是指采用碳纖維作增強體，酚醛樹脂為基體的一類材料。由于碳纖維沒有明顯的熔點，升華溫度在3 000 ℃以上，適合于高焓高熱流的再入環境。目前我國研制的粘膠基碳∕酚醛材料已經達到美國FM5055 材料的水平，包括碎布模壓、纖維模壓、層壓以及布帶纏繞等四種，都已在型號上得到穩定應用，是廣泛應用于飛行器大面積防熱的主要材料，但是其熱導率較大，隔熱性能不夠突出。為此，提出在碳∕酚醛材料內部增加兼具低熱流燒蝕和優異隔熱性能的更低密度材料SPQ7，該材料在“嫦娥五號”SPQ9材料基礎上進一步降低密度、提高隔熱性能。外層碳∕酚醛材料與內層SPQ7 材料一體成型，形成沿厚度方面的功能梯度材料，將“嫦娥五號”的沿厚度的單一材料同時承擔燒蝕和隔熱功能改進為兩層材料，每層材料僅承擔一種功能，進一步提高防熱材料的防熱效率和隔熱效率，從而進一步減輕防熱結構質量。

側壁位置熱流約為駐點的十分之一，熱環境相對緩和，比“嫦娥五號”返回器略低，初步考慮采用FG4材料防熱。與大底設計思路一樣，側壁防熱也采用功能梯度材料，在FG4 材料內部增加兼具低熱流燒蝕和優異隔熱性能的防熱材料FG3（該材料在FG4材料基礎上進一步降低密度并提高防隔熱性能）。外層FG4 材料和內層FG3 材料一體成型，形成沿厚度方面的功能梯度材料。而前端熱環境更低，剪力小，初步考慮采用“天問一號”研制的TR-37C 超低密度防熱涂層。

此外，火星和小天體返回器所面臨的-150～+150℃空間溫度交變環境比以往返回器更為惡劣，這就要求防熱材料必須具有適應大溫差變化的能力。特別是低溫，含有膠黏劑和樹脂類的材料都存在低溫脆化、變硬問題，過低的溫度將導致防熱材料開裂。例證：阿波羅載人登月飛船篩選防熱材料時，有5種低密度碳化燒蝕材料在質量、燒蝕性能上差異很小，但是只有最終采用的Avcoat 5026-39材料可以在各種厚度下經受-120 ℃的低溫考驗。

3.2 火星大氣制動任務

火星大氣制動變軌任務是在氣動減速過程中，利用較大的氣動面進行減速和熱防護，可以大幅減少探測器進入環火軌道的推進劑消耗。受到火箭整流罩包絡限制，該類任務需要采用可展開防熱技術和材料來實現，而根據結構展開方式可分為柔性充氣式展開、半剛性機械式展開以及剛性機械式展開三種技術途徑。對于我國未來的火星大氣制動任務而言，目前主要側重于柔性充氣式展開方式開展防熱結構和材料的研究工作，其中最為重要包括剛性防熱頭錐和柔性防熱材料。圖1 為美國柔性充氣式回收飛行器（Inflatable Recovery Vehicle，IRV）的示意圖［9-10］。

圖1 IRV的柔性充氣式防熱系統示意圖Fig.1 Schematic diagram of IRV’s flexible inflatable TPS

對于剛性防熱頭錐而言，需要根據熱環境開展剛性防熱材料篩選、確定剛性防熱材料類型及厚度、設計剛性防熱頭錐結構方案。柔性防熱結構需要根據再入力∕熱環境、背壁溫升、氣密性及機構收納比等指標，確定柔性防熱材料的基本防熱形式、材料組成方案；確定柔性防熱材料與承載結構的連接方案、確定柔性防熱材料折疊方案以及柔性防熱材料接縫處氣密性設計方案。

一般情況下，可展開的柔性防熱結構由多層材料組成，每層材料所起的作用不同，要根據其功能來進行相應的選材。防熱材料不僅要能承受極高的溫度，還要具有密度低、柔性可折疊等特點，這極大的增加了研制柔性熱防護材料的難度。氣動減速過程中，由于柔性防熱材料不能承受彎曲載荷，受到的氣動力依靠柔性防熱材料的拉力來抵消并最終傳遞到內部充氣結構上，勢必會產生氣動面變形、影響氣動面構型的穩定性。氣動減速過程中，控制氣動面變形量保持在一定范圍內是大尺寸柔性體氣動面構型穩定性技術研究的主要內容，主要涉及到氣動力∕熱環境仿真技術、柔性防熱結構抗力學性能及展開結構技術?；诳烧归_氣動減速與柔性熱防護系統設計和總體方案以及氣動試驗和分析的結果，對柔性熱防護結構的方案設計、柔性熱防護材料的強度、高溫特性和柔韌性等提出具體的技術要求［11］。

與傳統的硬質防熱材料相比，柔性防熱材料除了要承受氣動加熱環境滿足防熱性能要求外，還要實現可折疊、結構承載的兩項功能，材料從單一功能材料轉化成結構功能一體化材料，且材料經過折疊再展開后仍要滿足防熱與承力的要求，對材料的研制應用提出了新的要求和挑戰。因此需要依據氣動特征，開展柔性防熱材料配置優化、生產成型、檢測修補、性能評價等研制工作。主要內容包括：柔性防熱用長時間耐燒蝕樹脂配方研制；柔性耐燒蝕防熱材料成型技術研究；可折疊耐高溫柔性隔熱材料成型技術；多層可折疊柔性防熱材料結構優化技術；多層可折疊柔性防熱材料的性能評價與可靠性研究；多層可折疊柔性防熱材料缺陷檢測與修補技術［12］。

目前，美國在大面積柔性防熱材料研究領域保持領先地位，其主要材料類型和耐溫性能匯總見表8。

表8 大面積典型柔性熱防護結構和材料匯總Tab.8 Summary of flexible thermal protection structures and materials for large areas

3.3 近日探測任務

探索太陽磁場起源及能量釋放機制，不僅是天文愛好者的夢想，更是國家深空探測戰略發展的需要。長久以來，天文學家一直從遠處對太陽進行研究，然而對太陽風加速、太陽磁場分布及演化規律等問題的理解都依賴于近日成像觀測。美國宇航局于2018年發射了帕克號太陽探測器（Parker Solar Probe），是人類航天歷史上第一個近距離對太陽開展探測的航天器，距離日心最近處將小于0.05 AU，其將深入大氣層內部采集太陽風和太陽磁的第一手樣品［13-14］。歐空局于2020年發射太陽軌道探測器（Solar Orbiter）來研究太陽起源，配置了大量成像探測有效載荷，但它運行在近日點0.28 AU處的大橢圓軌道上，溫度雖然低于帕克號，但要保持長期加熱狀態［15］。我國也針對國家后續空間發展戰略需要開展了一系列近日探測預先研究工作［16］。

在0.05 AU處對太陽近距離成像時，探測器表面將經受約600 kW∕m2的熱流密度，表面溫度預計1 700 K。與氣動加熱過程不同，近日探測器長期經受高熱流輸入，因此解決長周期、高熱流環境下熱隔離問題，保證設備正常工作，成為近日探測關鍵技術之一。此外，近日探測器發射成本巨大，熱防護系統有嚴格質量限制，在滿足承載要求前提下開展輕量化設計必不可少。通過調研可知，在近日點，“帕克號”太陽探測器的向陽面將長時間承受1 377 ℃高溫，而所有結構及設備溫度必須滿足其工作或存儲溫度范圍要求，這給防隔熱系統設計帶來了巨大挑戰。為此探測器針對其任務特點設計了相應的防熱系統方案，配置了一個直徑2.3 m、厚度11.43 cm 的碳復合材料熱盾，能夠抵御1 650℃的高溫和強輻射流沖擊。熱盾相當于一個絕熱擋板，安裝在桁架結構上熱盾表面采用復合陶瓷涂層和難溶金屬涂層處理，具有耐高溫、耐超強太陽輻射、耐空間帶電粒子輻射、反射率高、質量密度小、結構強度大等特點［17］。

圖2 “帕克太陽探測器”的熱盾結構產品狀態Fig.2 Thermal shield structure of Parker solar probe

針對我國近日探測中的高熱流、長時間、輕量化需求，目前需要側重研究主要包括耐高溫涂層材料、耐高溫隔熱屏以及低密度隔熱層材料等。

3.3.1 耐高溫涂層

耐高溫涂層由于直接暴露于太陽強輻照之下，其熱平衡溫度會達到一個相當高的水平，其表面溫度高達1 400 ℃（與涂層特性有關），因此高溫涂層選型應首先關注其耐高溫特性。平衡溫度與α∕ε有關，α為吸收率，ε為發射率。為了降低平衡溫度，涂層α∕ε應盡可能低。涂層的吸收率α越低、發射率ε越高，通過輻射散熱效果越理想，傳入系統內部的熱量越小。因此，低吸收、高發射率的高溫涂層是輻射熱防護系統的關鍵［18］。

耐高溫涂層具有耐高溫、密度低、耐腐蝕、高強度、高模量、熱膨脹系數低等特點，具體表現為：（1）能夠提供有效的防護屏障，以阻止原子氧在材料外界面和組織結構內部的擴散。即具有較低的原子氧滲透率；（2）涂層與基體材料之間具有良好的化學與物理相容性和穩定性；（3）涂層不能對氧化反應有催化作用；（4）涂層具有低的揮發性，以防止材料在高速氣流中或高溫條件下工作時，涂層因過度損耗而失效；（5）涂層不能影響C∕C或SiC∕C復合材料原有的優秀機械性能；（6）涂層與基體材料之間具有良好的熱膨脹系數匹配和結合能力，不易剝落；（7）涂層致密，具有高溫自愈合能力。除了抗氧化性能，涂層還應在太空環境中太陽風以及紫外輻射等極端條件下，具有較小的質量損失率［19-20］。

綜上所述，在進行耐高溫涂層選擇時應著重關注耐高溫、吸收率、發射率、抗氧化、抗輻照等特性。

3.3.2 隔熱屏

隔熱屏位于高溫涂層與隔熱層的中間，材料選型時主要關注耐高溫特性和輕量化要求。C∕C-SiC復合材料作為一種優越的熱結構復合材料，具備以下特性：（1）可設計性，材料的強度、模量、熱物理性能具有可設計性；（2）高溫強度大，在1 700 ℃下可以保持高強度；（3）具有很強的抗氧化能力，在1 650℃氧化氣氛下可以長時間反復使用；（4）密度小，致密的C∕C-SiC 復合材料密度在1.9～2.2 g∕cm3；（5）硬度高、斷裂韌度高、熱脹系數低、抗熱震性能優異。目前，C∕C-SiC 復合材料已經作為防熱材料在可重復使用飛行器和火箭發動機系統上使用，如美國X-38 關鍵防熱部位等都有應用。另外，C∕C-SiC 復合材料在空間反射鏡、航空發動機燃燒室、渦輪發動機和液體發動機的推力室和噴管、裝甲板以及剎車片等方面也有著廣泛的應用前景［21］。

3.3.3 隔熱層

隔熱層由反射屏和間隔層交替疊合而成。其中，反射屏采用低發射率金屬箔，間隔層采用纖維或空隙材料，減低導熱效果。隔熱層采用鎢絲固定在點陣結構隔熱屏的下表面上。常用的反射屏有兩類：一類是低發射率的金屬箔，多用于高溫情形，如鉬箔、不銹鋼箔、鋁箔、銅箔、金箔、鑰箔等；另一類是表面蒸鍍金屬層的塑料薄膜，多用于中低溫情形，如蒸鍍有金或鋁的聚脂薄膜或聚酰亞胺薄膜。而隔熱材料是由輕質疏松的纖維材料、輕質多孔材料或顆粒松散填充材料等制成，材料中的微小氣孔可以使熱輻射經反射、散射和吸收盡可能降低到最低［22］。

4 結束語

在深空探測領域，我國防熱材料的研究和應用取得了一系列重要成果和突破，形成了覆蓋應用基礎研究、應用研究、產品研制和質量保障的綜合技術體系，為我國航天事業的發展做出了巨大貢獻。展望未來，不斷開展先進防熱材料的研究與應用，對于提高我國深空探測航天器的熱防護水平有著重要意義。