关于航天飞机
再入防热结构就是使航天器在气动加热环境中免遭烧毁和过热的结构。再入航天器完成预定飞行任务后，以极高的速度穿过稠密大气层返回地面时，由于航天器对周围空气的压缩和摩擦，航天器的速度急剧减小，它的一部分动能转变为周围空气的热能。 这种热能又以对流传热和激波辐射传热两种形式，部分地传给航天器本身。尽管通过适当的气动外形设计可使这种加热大为减小，但当航天器的速度足够大时，这部分热量仍足以使航天器像流星一样在空中烧毁。再入防热问题最初是从导弹弹头的防热需要提出的。 解决的途径是：采用钝头原理，发展各种不同的防热结构及其相应的理论计算方法，研制新型防热材料。50年代末，人们开始注意研究人造地球卫星、...全部
再入防热结构就是使航天器在气动加热环境中免遭烧毁和过热的结构。再入航天器完成预定飞行任务后，以极高的速度穿过稠密大气层返回地面时，由于航天器对周围空气的压缩和摩擦，航天器的速度急剧减小，它的一部分动能转变为周围空气的热能。
这种热能又以对流传热和激波辐射传热两种形式，部分地传给航天器本身。尽管通过适当的气动外形设计可使这种加热大为减小，但当航天器的速度足够大时，这部分热量仍足以使航天器像流星一样在空中烧毁。再入防热问题最初是从导弹弹头的防热需要提出的。
解决的途径是：采用钝头原理，发展各种不同的防热结构及其相应的理论计算方法，研制新型防热材料。50年代末，人们开始注意研究人造地球卫星、载人飞船返回的防热问题。由于航天器与弹头再入环境的差异，人们从高密度低温烧蚀材料的研究转向了低密度烧蚀材料的研究。
70年代以后，随着航天飞机和空间探测器任务的提出，解决低热流、长时间、多次重复使用的防热问题和超高焓、超高热流环境下的防热问题成为主要矛盾，哥伦比亚号航天飞机试飞成功，意味着前一问题已成功解决，而后一问题的研究仍在进行中。
1975年以来，中国通过多次回收卫星已掌握了航天器的再入防热技术。
防热结构再入防热结构通常由防热层、隔热层和承力结构三部分组成。为保证这三部分结构在各种可能的温度环境下都协调相容，还必须采取能相对活动的连接形式或柔性胶粘系统把它们组合在一起。
①防热层：它是由金属或非金属材料制成的外壳，通过材料本身的热容、相变以及质量引射和再辐射等方式来吸收或耗散热量。不同的航天器或同一航天器的不同部分因热环境不同，相应的防热层材料和厚度也不相同。
近地轨道的航天器，其端头部分再入时的环境温度高达6000～8000K，这一部位的气动加热最为严重，防热层也最厚。
②隔热层：由轻质材料如无机纤维毡或多层隔热材料组成。它的作用是把高温的金属外壳与内部舱体结构隔开，阻止或延缓外部热量的传入，使舱壁温度在整个再入过程中不超过某一预定值。
但有时候为简化结构工艺，往往又利用防热材料本身的隔热作用或蜂窝夹层结构的隔热作用，把这一层与外部防热层或内部承力结构合而为一。
③承力结构：是航天器再入舱段的骨架。它除了保持航天器具有一定的气动外形外，往往还在它上面直接安装部分仪器设备，因此它必须承受航天器再入过程中的制动过载和气动外压。
它通常都由金属壳体或蜂窝夹层结构组成。
防热方式根据工作原理的不同，防热方式分为热容吸热式、辐射式和质量引射式三种。
①热容吸热式防热：利用防热材料本身的热容在升温时的吸热作用作为主要吸、散热的机理。
这种方式要求防热材料具有高的热导率、大的比热容和高的熔点，通常采用表面涂镍的铜或铍等金属。这种方式的优点是结构简单，再入时外形不变，可重复使用。缺点是工作热流受材料熔点的限制，重量大，已为其他防热方法所代替。
②辐射式防热：利用防热材料在高温下表面的再辐射作用作为主要散热机理。由于辐射热流与表面温度的四次方成正比，因此表面温度越高，防热效果越显著。但工作温度受材料熔点的限制。根据航天器表面不同的辐射平衡温度，一般选用镍铬合金或铌、钼等难熔金属合金板来制做辐射防热的外壳。
70年代以来，随着陶瓷复合材料的出现和低密度化，带有表面涂层的轻制质泡沫陶瓷块开始在辐射防热方式中得到应用。辐射式防热结构的最大优点是适合于低热流环境下长时间使用。缺点是适应外部加热变化的能力较差。
它的使用条件是：工作热流一般不超过460千瓦/米2，流场情况必须清楚。
③质量引射式防热：利用防热材料在高温下热解气化后的产物或人为喷射的液体、气动对边界层的质量引射效应作为主要散热机理。
这种防热方式中最常见和最重要的是烧蚀防热方式。收起
