丁 晨，牛智玲，单亦姣，张子骏，王 尧

（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

0 引 言

航天飞行器在大气层内长时间高速飞行时，飞行器表面与大气剧烈摩擦，形成了对飞行器严重的气动加热与气流剪切力，可能导致结构性能下降、设备功能失效，影响飞行器可靠性与安全性，甚至导致飞行失利。目前，飞行器热防护系统广泛采用烧蚀材料作为主要防热材料，即通过热分解、熔融、蒸发、升华等方式牺牲部分材料以换取积极的防热效果[1]，其中，硅基防热材料是一种常用的熔化型烧蚀防热材料，由树脂与二氧化硅（SiO2）纤维为主要成分复合而成，因其具有导热系数低、成型工艺简单、抗烧蚀性能和隔热性能好等优点，大量应用于航天飞行器热防护[2]。

防热材料烧蚀过程存在树脂热解、热解气体引射、SiO2纤维熔化等复杂过程，是影响防热性能的重要因素。姜贵庆等[3]将SiO2熔融物的流动近似为定常可压缩层流流动，建立了硅基防热材料稳态烧蚀速率计算方法。高贺等[4]通过求解液态层控制方程计算烧蚀速率与液态层流动速度的表达式。时圣波[5]研究了高硅氧/酚醛复合材料烧蚀环境下的质量损失机理及吸热机理，基于表面烧蚀理论和气体边界层理论，提出了防热材料表面烧蚀性能预示方法。进一步考虑热解气体的流动与传热，有学者提出了热解气体与多孔碳化层传热模型[6]。

为适应新型导弹日益严酷的气动热环境，同时实现导弹减重目标，近年来，研究人员提出了使用非均质防热材料进行热防护的方案，并研究了防热材料热响应计算方法。……