曹 旭，黃明星，丁 弘，唐明章

（北京空間機(jī)電研究所，北京100094）

1 引言

充氣式再入與減速技術(shù)（Inflatable Reentry and Descent Technology，IRDT）是一種新型彈道式大氣再入技術(shù)，它利用充氣形成的氣動(dòng)外形提供阻力，并由表面耐高溫的柔性防熱材料提供熱防護(hù)，最后由自身的充氣結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)著陸緩沖從而安全到達(dá)地面。IRDT巧妙地將傳統(tǒng)返回飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)、降落傘減速裝置和著陸緩沖／漂浮系統(tǒng)集成為一體［1］。圖1為俄羅斯IRDT試驗(yàn)飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖［2］。

圖1 俄羅斯IRDT試驗(yàn)器結(jié)構(gòu)示意圖［2］Fig．1 Russia IRDT experiment system［2］

IRDT的關(guān)鍵技術(shù)涵蓋了多個(gè)學(xué)科，其中最為關(guān)鍵的是柔性熱防護(hù)材料技術(shù)［3］。傳統(tǒng)再入式航天器的熱防護(hù)系統(tǒng)（Thermal Protection System，TPS）一般使用剛性燒蝕性材料，而IRDT結(jié)構(gòu)為了滿足折疊包裝要求，必須采用柔性材料，而一般柔性材料的耐溫能力有限，因此開展先進(jìn)耐高溫柔性熱防護(hù)材料的研制具有非常重要的意義。

柔性熱防護(hù)材料應(yīng)具備輕質(zhì)、耐高溫、柔性和可折疊等特點(diǎn)［4］。根據(jù)再入任務(wù)的不同，柔性TPS承受的熱流密度約20～30 W／cm2，最高溫度高達(dá)1000～1200℃［5］。俄羅斯使用了燒蝕性材料浸潤(rùn)硅基樹脂，而美國(guó)多采用基于氧化鋁纖維織物的多層隔熱材料［6］。

本文根據(jù)充氣式再入與減速系統(tǒng)的研制需求，基于美、俄等國(guó)的研制經(jīng)驗(yàn)，研制3種柔性熱防護(hù)材料試樣，對(duì)這些試樣進(jìn)行熱沖擊試驗(yàn)，以初步驗(yàn)證材料的性能，從而為后續(xù)研制工作提供參考。

2 材料設(shè)計(jì)與制備

2.1 設(shè)計(jì)要求

根據(jù)一般的再入任務(wù)［7］，從熱防護(hù)出發(fā)，對(duì)柔性熱防護(hù)材料的要求如下：

1）再入最大熱流25 W／cm2；

2）再入溫度1200℃；

3）最大熱流的作用時(shí)間100 s；

4）面密度盡可能小，以降低結(jié)構(gòu)的重量；

5）柔性可折疊。

2.2 材料結(jié)構(gòu)及組成

柔性TPS一般采用多層防熱結(jié)構(gòu)（Multi?Lay?er Insulator， MLI）［8］，圖 2 為典型的柔性 TPS 結(jié)構(gòu)，從外到內(nèi)分別為防熱層（Outer Fabrics）、隔熱層（Insulator Fabrics）、阻氣承力層（Barrier Fab?rics）［9］。

圖2 柔性TPS的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)［9］Fig．2 Flexible TPS constitution［9］

防熱層位于TPS的最外面，承受最高的溫度，主要用來(lái)阻隔熱流，多使用高強(qiáng)輕質(zhì)的柔性編織材料，如氧化鋁纖維等［10］。本文采用美國(guó)3M公司的Nextel 440氧化鋁纖維。為了提高防熱效果，部分試樣中增加了柔性硅橡膠燒蝕結(jié)構(gòu)。

中間的隔熱層承受的溫度較防熱層低，主要用來(lái)防止熱量向內(nèi)層傳遞，多使用無(wú)機(jī)隔熱氈布、氣凝膠等［11］。本文試驗(yàn)中采用氣凝膠材料，此外，還獲取到了一種氧化鋁耐火棉，由于樣品數(shù)量較少，未能制成隔熱氈，用這種隔火棉作為填充物試制了一種試樣。

阻氣承力層用來(lái)承受飛行過程中的力學(xué)載荷并防止熱流向內(nèi)部氣囊滲漏，保持充氣結(jié)構(gòu)的形狀，多使用芳綸（Kevlar）織物和聚酰亞胺（Kap?ton）薄膜［11］。本試驗(yàn)暫不考慮氣密性要求，因此只采用Kevlar織物作為該層材料。

各備選材料的性能匯總?cè)绫?［11］所示。

2.3 材料制備

結(jié)合2.1節(jié)所述的設(shè)計(jì)要求，按照2.2節(jié)確定的結(jié)構(gòu)和組成，通過熱分析開展柔性熱防護(hù)材料的設(shè)計(jì)和樣品制備。柔性熱防護(hù)材料的主要設(shè)計(jì)約束是溫度、熱流密度和持續(xù)時(shí)間。本文確定了3種方案，每種方案制備了1塊試樣，共3塊試樣，編號(hào)1～3號(hào)，如表2所示。其中1號(hào)試樣由Nextel 440織物、氣凝膠和Kevlar織物組成。在1號(hào)試樣的基礎(chǔ)上，2號(hào)和3號(hào)試樣中分別增加了柔性燒蝕層材料和氧化鋁耐火棉，同時(shí)調(diào)整了Nextel織物和氣凝膠的鋪層數(shù)量，主要目的是通過調(diào)整鋪層數(shù)量和功能組成，對(duì)比驗(yàn)證綜合防熱效果。

表1 柔性熱防護(hù)材料各功能層技術(shù)參數(shù)Table 1 Parameters of flexible TPS materials

材料試樣按照防熱層、隔熱層、阻氣承力層的順序縫合在一起，其中隔熱層及阻氣承力層的尺寸為80 mm×80 mm，為了滿足試驗(yàn)工裝的安裝要求，防熱層材料尺寸為110 mm×110 mm，試樣的實(shí)物如圖3所示。

圖3 試驗(yàn)件照片F(xiàn)ig．3 Photos of experiment samples

3 熱沖擊試驗(yàn)

通過熱沖擊試驗(yàn)驗(yàn)證柔性熱防護(hù)材料的熱防護(hù)性能。試驗(yàn)條件模擬2.1節(jié)規(guī)定的要求，考慮試驗(yàn)設(shè)備的能力，試驗(yàn)?zāi)M溫度條件進(jìn)行驗(yàn)證。采用加熱設(shè)備使溫度達(dá)到1200℃并保持穩(wěn)定，而后對(duì)試樣防熱層（熱端面）進(jìn)行加熱，此時(shí)試驗(yàn)開始，熱量由防熱層逐漸傳遞至阻氣承力層，測(cè)量各層之間溫度的實(shí)時(shí)變化。由于阻氣承力層采用Kevlar織物，其長(zhǎng)期使用溫度為180℃，在250℃下、持續(xù)時(shí)間10 h，強(qiáng)度保持率超過80%［12］?？紤]到IRDT系統(tǒng)經(jīng)歷高溫環(huán)境的時(shí)間較短，將本試驗(yàn)結(jié)束（材料試樣失效）的條件確定為Kevlar織物層的溫度超過250℃，記錄試驗(yàn)自開始至結(jié)束的持續(xù)時(shí)間，判斷是否滿足耐溫要求。

3.1 試驗(yàn)設(shè)備

加熱設(shè)備：試驗(yàn)采用 RMN?16?200型高溫綜合性能模擬試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行加熱，最高溫度達(dá)1600℃，升溫速度5～10℃／min。

熱電偶：試驗(yàn)溫度采用鉑銠合金熱電偶進(jìn)行測(cè)量，熱電偶共6個(gè)，編號(hào)1?！?＃。試驗(yàn)前，對(duì)熱電偶進(jìn)行標(biāo)定。

數(shù)據(jù)記錄：采用數(shù)據(jù)記錄儀來(lái)顯示并存儲(chǔ)試驗(yàn)過程中各熱電偶的溫度變化及對(duì)應(yīng)的時(shí)間，數(shù)據(jù)采集間隔為0.1 s。

表2 柔性熱防護(hù)材料試驗(yàn)件組成Table 2 Constitution of flexible TPS samples

3.2 試驗(yàn)過程

試驗(yàn)前，在柔性熱防護(hù)材料的防熱層、絕熱層、氣密層之間布置熱電偶。

試驗(yàn)情況如圖4所示，首先將柔性熱防護(hù)材料試驗(yàn)件安裝在試驗(yàn)工裝上，通過高溫綜合性能模擬試驗(yàn)機(jī)將溫度預(yù)熱到1200℃，升溫過程中在試驗(yàn)設(shè)備開口處安裝隔熱纖維板，以保持設(shè)備內(nèi)部的熱量不散失。當(dāng)加熱設(shè)備溫度達(dá)到1200℃時(shí)，取出隔熱纖維板，同時(shí)更換為安裝有試驗(yàn)件的工裝，對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行加溫，并開始計(jì)時(shí)。通過數(shù)據(jù)記錄儀記錄各熱電偶的溫度。試驗(yàn)后，把試驗(yàn)工裝取出，并在加熱設(shè)備開口處更換為原來(lái)的隔熱纖維板，待試驗(yàn)件完全冷卻后觀察各功能層的變化。試驗(yàn)順序?yàn)?號(hào)、2號(hào)、3號(hào)。

圖4 熱沖擊試驗(yàn)過程Fig．4 Thermal shock test process

3.2.1 1號(hào)試驗(yàn)件

試驗(yàn)工裝采用凹槽式固定纖維板，凹槽的深度約5 mm，試驗(yàn)件嵌入至凹槽中，材料試樣與固定纖維板緊密貼合，盡量減小熱流從試驗(yàn)件與固定纖維板之間進(jìn)入。在各功能層之間布置6個(gè)熱電偶，熱電偶引線按順序固定于試驗(yàn)工裝表面，并與加熱設(shè)備連接，最終與數(shù)據(jù)記錄儀連接。試驗(yàn)件的熱電偶在試驗(yàn)工裝上的布置情況如圖5所示，熱電偶在1號(hào)試驗(yàn)件中各鋪層間的分布規(guī)律見圖6。

圖5 試驗(yàn)件準(zhǔn)備過程及熱電偶安裝情況Fig．5 Photos of sample preparation and thermocou?ple（TC） installation

圖6 1號(hào)試驗(yàn)件熱電偶分布規(guī)律Fig．6 Thermocouple installation in sample 1

3.2.2 2號(hào)試驗(yàn)件

根據(jù)1號(hào)試驗(yàn)件的試驗(yàn)過程，為了進(jìn)一步減小熱量通過防熱層邊緣進(jìn)入到試驗(yàn)件各層之間，對(duì)工裝進(jìn)行了改進(jìn)，采用開孔式固定纖維板，其他保持不變。試驗(yàn)件的熱面貼在試驗(yàn)工裝的冷面，加熱設(shè)備的熱量通過工裝的圓孔對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行加熱，如圖7所示。熱電偶在2號(hào)試驗(yàn)件中各鋪層間的分布規(guī)律見圖8。

圖7 2號(hào)試驗(yàn)件試驗(yàn)情況Fig．7 Experiment of sample 2

3.2.2 3號(hào)試驗(yàn)件

試驗(yàn)過程與2號(hào)一致，在1號(hào)試驗(yàn)件的基礎(chǔ)上，3號(hào)試驗(yàn)件使用了耐火棉提高防熱層的隔熱能力，耐火棉的質(zhì)量為2 g，均勻鋪設(shè)在外面兩層Nextel織物之間。3號(hào)試驗(yàn)件及熱電偶分布規(guī)律如圖9、圖10所示。

圖8 2號(hào)試驗(yàn)件熱電偶分布規(guī)律Fig．8 Thermocouple installation in sample 2

圖9 3號(hào)試驗(yàn)件及試驗(yàn)情況Fig．9 Experiment of sample 3

圖10 3號(hào)試驗(yàn)件熱電偶分布規(guī)律Fig．10 Thermocouple installation in sample 3

4 試驗(yàn)結(jié)果及分析

4.1 1號(hào)試件試驗(yàn)結(jié)果分析

熱沖擊試驗(yàn)后試驗(yàn)件的情況如圖11所示?？梢钥闯?，試驗(yàn)件的防熱層未發(fā)生損壞，顏色由紅色變?yōu)檠趸X纖維的本色——白色，分析認(rèn)為其使用的染色劑在高溫下分解，隔熱層的氣凝膠變灰變脆，并且嚴(yán)重縮小變形，阻氣承力層的Kevlar全部被燒壞，變成黑色粉末狀，Kevlar燃燒過程產(chǎn)生的黑色粉末通過防熱層邊緣擴(kuò)散出去，防熱層邊緣被染黑。

試驗(yàn)過程中各熱電偶的溫度變化曲線見圖12，可以看出，試驗(yàn)從約第40 s開始，第79.8 s后第一層氣凝膠熱面開始失效，第96.8 s后阻氣承力層開始失效，107.8 s后阻氣承力層完全失效，大約在158.8 s隔熱層三層氣凝膠都已經(jīng)失效，約190 s關(guān)閉高溫綜合性能模擬試驗(yàn)機(jī)，試驗(yàn)結(jié)束。根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，從開始加熱至試驗(yàn)件失效，持續(xù)時(shí)間約67.8 s。

圖11 1號(hào)試驗(yàn)件加熱后的各功能層照片F(xiàn)ig．11 Photos of function layers after experiment in sample 1

圖12 1號(hào)試驗(yàn)件各層熱電偶溫度變化曲線Fig．12 Temperature curves of various TCs in sam?ple 1

4.2 2號(hào)試件試驗(yàn)結(jié)果分析

加熱后的試驗(yàn)件如圖13所示。2號(hào)試驗(yàn)件在試驗(yàn)過程中，阻氣承力層由于溫度過高發(fā)生燃燒，并起明火。隔熱層的氣凝膠加熱后變硬變脆，并收縮成碎片；燒蝕層材料熱面燒蝕后碳化變黑，冷面變硬開裂；防熱層Nextel織物的中心區(qū)域由于燒蝕層燒蝕碳化而變黑，其它區(qū)域的顏色由紅色變?yōu)檠趸X纖維的本色白色。

圖13 2號(hào)試驗(yàn)件加熱后的照片F(xiàn)ig．13 Photos of function layers after experiment in sample 2

各熱電偶的溫度變化曲線見圖14，可以看出，第44.4 s開始對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行加熱，此時(shí)，試驗(yàn)件表面溫度迅速上升，第177.6 s隔熱層氣凝膠開始失效。第237.6 s阻氣承力層的Kevlar開始失效，第265.4 s阻氣承力層完全失效，在第280 s左右，阻氣承力層Kevlar的溫度突然迅速增大，溫度甚至超過了隔熱層內(nèi)部溫度，說(shuō)明阻氣承力層有燃燒情況，這與試驗(yàn)觀察到的起明火現(xiàn)象一致，大約在340.4 s，氣凝膠完全失效。從開始加熱至試驗(yàn)件失效持續(xù)時(shí)間約121 s。

圖14 2號(hào)試驗(yàn)件各層熱電偶溫度變化曲線Fig．14 Temperature curves of various TCs in sample 2

4.3 3號(hào)試件試驗(yàn)結(jié)果分析

試驗(yàn)后的3號(hào)試驗(yàn)件見圖15?？梢钥闯?，在試驗(yàn)過程中阻氣承力層并沒有燃燒起明火，但由于最終溫度過高，Kevlar變黑碳化。隔熱層的氣凝膠并未變硬變脆，也沒有發(fā)生明顯變形縮小，說(shuō)明該層的實(shí)際溫度低于分解溫度。防熱層Nextel440織物受熱區(qū)域的顏色由紅色變?yōu)檠趸X的本色白色，纖維層仍然完好，防熱織物及耐火棉都未發(fā)生明顯變化，說(shuō)明Nextel織物和耐火棉滿足使用要求。

各熱電偶的溫度變化曲線見圖16，可以看出，各熱電偶溫度均是隨著時(shí)間的推移較平緩地增加，說(shuō)明耐火棉起到了較好的防熱效果。第46 s試驗(yàn)開始，對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行加熱，第一層Nextel溫度迅速上升，第150.6 s隔熱層氣凝膠開始失效，第160 s柔性熱防護(hù)材料完全失效，大約在第268.6 s，隔熱層三層氣凝膠都已經(jīng)失效。從開始加熱至試驗(yàn)件失效持續(xù)時(shí)間約114 s。

5 討論

5.1 工裝對(duì)傳熱的影響

圖15 3號(hào)試驗(yàn)件加熱后的照片F(xiàn)ig．15 Photos of function layers after experiment in sample 3

圖16 3號(hào)試驗(yàn)件各層熱電偶溫度變化曲線Fig．16 Temperature curves of various TCs in sample 3

本次試驗(yàn)采用了兩種工裝，分別是凹槽式工裝、開孔式工裝。凹槽式工裝可以盡量減小柔性熱防護(hù)材料冷面與空氣的接觸，減小由于溫度過高而起明火的可能。根據(jù)圖12記錄的溫度變化曲線，其隔絕了柔性熱防護(hù)材料冷面與空氣的對(duì)流傳熱，影響了阻氣承力層散熱，導(dǎo)致溫度上升較快。

采用開孔式工裝，加熱熱流通過工裝上的開孔傳遞至柔性熱防護(hù)材料表面，雖然仍有部分熱流通過試驗(yàn)件與工裝之間的間隙進(jìn)入試驗(yàn)件，但整體的橫向熱流較小。此外，這種試驗(yàn)方式與實(shí)際的再入飛行過程類似，即試驗(yàn)件的冷面直接與大氣接觸，可以通過對(duì)流散熱，整體散熱效果更好。

5.2 縫線針眼對(duì)傳熱的影響

柔性熱防護(hù)材料各層由Nextel縫線縫合而成，縫線針眼由防熱層熱面穿透到阻氣承力層冷面。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)于處于熱流中的縫線針眼，無(wú)論是Nextel織物、氣凝膠還是Kevlar織物，針眼附近的加熱情況與試樣其它地方?jīng)]有差別，說(shuō)明縫線針眼對(duì)整個(gè)柔性熱防護(hù)材料的影響很小。

5.3 燒蝕層對(duì)防熱效果的影響

為了提高試驗(yàn)效果，2號(hào)試驗(yàn)件在1號(hào)試驗(yàn)件的基礎(chǔ)上增加了燒蝕層。從圖14中可以看出，相比于其它試驗(yàn)曲線（圖12、圖16），采用燒蝕層的柔性熱防護(hù)材料的溫度變化曲線會(huì)有一個(gè)明顯的吸熱過程（圖14中的區(qū)域1、2），當(dāng)完全燒蝕后，溫度迅速升高。其中阻氣承力層溫度突然急劇增大，甚至超過了T5，說(shuō)明Kevlar開始燃燒起火，與試驗(yàn)中觀察的現(xiàn)象一致。

從試驗(yàn)曲線還可以看出，在阻氣承力層將要起火燃燒時(shí)，Kevlar的溫度約為300℃，還未到其燃點(diǎn)。此時(shí)，T4、T5、T6曲線都有溫度變化速率增大的拐點(diǎn)，說(shuō)明引起Kevlar燃燒的原因有可能是燒蝕層產(chǎn)生的物質(zhì)燃燒。

5.4 耐火棉對(duì)防熱的影響

在1號(hào)試驗(yàn)件的基礎(chǔ)上，3號(hào)試驗(yàn)件在外部?jī)蓪覰extel織物之間均勻鋪設(shè)了質(zhì)量為2 g的耐火棉，其它設(shè)計(jì)相同。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，沒有加耐火棉的1號(hào)試驗(yàn)件，除防熱層未燒壞，其它材料都嚴(yán)重?zé)龤ё冃危?號(hào)試驗(yàn)件，隔熱層氣凝膠未發(fā)生損壞，說(shuō)明增加耐火棉能迅速提高柔性熱防護(hù)材料的防熱性能。

圖17是有無(wú)耐火棉試驗(yàn)件的溫度變化曲線對(duì)比，其中虛線表示有耐火棉試驗(yàn)件的溫度變化曲線?？梢钥闯?，1號(hào)、3號(hào)試驗(yàn)件的熱電偶分布規(guī)律相同，有耐火棉的3號(hào)試驗(yàn)件的T2溫度明顯小于無(wú)耐火棉1號(hào)試驗(yàn)件的T2溫度。

6 結(jié)論

1）1號(hào)試樣在1200℃的高溫下，持續(xù)約68 s即損壞，2號(hào)、3號(hào)試樣在其基礎(chǔ)上增加了燒蝕層和耐火棉鋪層，耐溫能力顯著提高，持續(xù)時(shí)間達(dá)到121 s、114 s，能夠滿足使用要求；

圖17 有無(wú)耐火棉試驗(yàn)件的溫度變化曲線Fig．17 Temperature curves with or without refrac?tory cotton

2）采用燒蝕材料作為隔熱層，在有氧環(huán)境下可能會(huì)產(chǎn)生可燃物質(zhì)，造成起火現(xiàn)象，對(duì)其他功能層造成影響，溫度快速升高，且燒蝕材料的密度較大，不利于熱防護(hù)材料的輕質(zhì)化設(shè)計(jì)；

3）防熱層采用的Nextel系列氧化鋁織物耐高溫性能良好，在1200℃下除顏色變化外，無(wú)明顯損壞，但氣凝膠的耐溫極限為650℃，超過該溫度，氣凝膠快速收縮變形、破壞，造成熱防護(hù)材料的隔熱能力顯著下降，最終失效；

4）采用耐高溫的耐火棉作為隔熱材料的隔熱效果較好，可考慮將其制成隔熱氈作為柔性熱防護(hù)材料的隔熱層。

本次試驗(yàn)采用加熱爐作為加熱設(shè)備，只能模擬試驗(yàn)的最高溫度，無(wú)法對(duì)熱流加載進(jìn)行精確控制，在試驗(yàn)結(jié)束后，無(wú)法立即快速降溫以便取出試樣，對(duì)試驗(yàn)造成了不利影響。后續(xù)試驗(yàn)可對(duì)試驗(yàn)方法進(jìn)行改進(jìn)，如：改進(jìn)試驗(yàn)工裝、增大試驗(yàn)件尺寸，使試驗(yàn)方法更接近一維傳熱模型；采用更精確的加熱設(shè)備，模擬再入飛行器的實(shí)際熱流或溫度曲線等。

（

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［1］ 曹旭，王偉志.空間充氣式氣動(dòng)阻尼結(jié)構(gòu)柔性防熱材料研究初探［C］／／中國(guó)宇航學(xué)會(huì)返回與再入專業(yè)委員會(huì)2010年學(xué)術(shù)交流會(huì)，成都，2010：523?530.Cao X， Wang W Z.Preliminary study on flexible thermal pro?tection materials of space aerodynamic decelerator structures［C］ ／／2010 Seminar of Return and Reentry Specialized Com?mittee of China Society of Astronautics， Chengdu，2010： 523?530.（in Chinese）

［2］ Wilde D，Walther S，Steckling M，et al.Inflatable reentry and descent technology（IRDT）［C］／／2nd International Sym?posium of Atmospheric Reentry Vehicles and Systems， Arca?chon， France， 2001： 1?9.

［3］ 夏剛，秦子增，張曉今.充氣防熱罩技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)， 2002（1）： 19?24.Xia G，Qin Z Z，Zhang X J.Development status of inflatable thermal shield technology［J］.Missiles and Space Vehicles，2002（1）： 19?24.（in Chinese）

［4］ 王偉志.充氣展開式新型空間回收技術(shù)展望［J］.航天返回與遙感，2004， 25（1）：1?5.Wang W Z.Forecast of the new type inflatable deployment space recovery technology［J］.Spacecraft Recovery＆ Remote Sensing， 2004， 25（1）： 1?5.（in Chinese）

［5］ 黃明星，王偉志.充氣式再入柔性熱防護(hù)系統(tǒng)熱流及結(jié)構(gòu)研究［J］. 航天器工程，2016，25（1）： 52?59.Huang M X，Wang W Z.A study on heat flux and structure of inflatable reentry thermal protection system［J］.Spacecraft Engineering， 2016， 25（1）：52?59.（in Chinese）

［6］ 曹旭.Al2O3纖維在空間充氣式氣動(dòng)阻尼結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用［J］. 航天返回與遙感， 2010，31（5）： 16?21.Cao X.The application of Al2O3fibers in space inflatable aerodynamic decelerator structures［J］.Spacecraft Recovery＆ Remote Sensing， 2010， 31（5）： 16?21.（in Chinese）

［7］ 衛(wèi)劍征，譚惠豐，王偉志，等.充氣式再入減速器研究最新進(jìn)展［J］. 宇航學(xué)報(bào)， 2013，34（7）： 881?890.Wei J Z， Tan H F， Wang W Z， et， al.New trends in inflata?ble re?entry aeroshell［J］.Journal of Astronautics， 2013， 34（7）： 881?890.（in Chinese）

［8］ Lichodziejewski L，Kelley C，Tutt B，et al.Design and tes?ting of the inflatable aeroshell for the IRVE?3 flight experi?ment［C］ ／／53rd AIAA／ASME／ASCE／AHS／ASC Structures，Structural Dynamics and Materials Conference， Honolulu：AIAA， 2012： 1?11.

［9］ Del Corso J A，Bruce W E，Liles K A，et al.Thermal analy?sis and testing of candidate materials for PAIDAE inflatable aeroshell［ C］ ／／20th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Conference，2009.

［10］ Hughes S J， Ware J S， Del Corso J A， et al.Deployable aeroshell flexible thermal protection system testing［C］／／AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Confer?ence and Seminar，2009.

［11］ 3M corporation.3M Nextel Ceramic Fibers and Textiles：Technical Reference Guide［M／OL］.http：／／www.mmm.com／ceramics.

［12］ Dupont Corporation.Kevlar Technical Guide［M／OL］.ht?tp：／／www.dupont.com／products?and?services／fabrics?fibers?nonwovens／fibers／brands／kevlar.html.