孟繁孔 陈灵 王帅 来霄毅 刘炳清 赵亮 范含林

（1 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

（2 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094）

（3 上海宇航系统工程研究所，上海 201109）

0 引言

随着我国探月工程和载人航天工程的顺利实施，未来将实施载人登月工程，有必要研制支持载人登月任务的新一代载人飞船[1]。面向载人登月任务的新一代载人飞船返回舱以接近第二宇宙速度再入大气层，同近地轨道载人飞船返回舱以第一宇宙速度返回相比，再入速度更高，返回舱面临高气动热流密度导致返回再入过程温度升高问题[2-3]。为保证高热流密度气动热环境下返回舱结构、设备及空气的温度满足设备结构温度要求及载人热环境指标要求[4]，返回舱外部需采用各类防热结构隔离气动热影响以控制返回舱温升[5]。返回舱多采用钝头体外形[6]、烧蚀型防热结构、跳跃式再入轨道等措施以适应高热流密度气动热环境，典型如“探测器6号”[7]、“阿波罗”飞船[8]和“猎户座”飞船[9]。文献[10]对我国新一代多用途载人飞船提出了类似技术方案。现有返回舱气动热防护的研究，主要集中于防热结构设计[11-15]，通常将防热层内侧按绝热边界处理，以内侧结构能够承受的温度上限为防热设计目标[16-17]，未考虑防热结构与返回舱间耦合换热过程，再入返回过程气动热对返回舱结构、设备和空气温升等热特性影响研究工作开展较少；文献[18]将充气式返回舱气动加热计算的表面热流分布作为边界条件，分析了防热结构材料层的温度变化特性，但未对舱内温度变化特性进行分析；……