Лекция. Система теплозащиты.. Тема 8 Проектирование системы теплозащиты са
 Скачать 461 Kb.
|
|
Тема 8 Проектирование системы теплозащиты СА. 1. Проектные вопросы создания системы теплозащиты аэрокосмических аппаратов и капсул. При входе спускаемого аппарата или другого какого-либо объекта в атмосферу со скоростями, соответствующими скорости спутника, возвращающегося с орбиты, его поверхность подвергается интенсивному нагреву, величина которого определяется скоростью набегающего потока, плотностью атмосферы и геометрической формой аппарата. Проблема теплозащиты поверхности ужесточается для аппаратов, входящих в атмосферу скоростью, что характерно для режимов входа аппарата после возвращения, например, из марсианской экспедиции. Тепловой поток, поступающий к поверхности аппарата, входящего в атмосферу, складывается из лучистого тепла, поступающего от ударной волны, и конвективного тепла, выделяющегося в пограничном слое при торможении газового потока. При определённой величине теплового потока может начаться плавление и сублимация (абляция) поверхностных слоев теплозащитного покрытия. Соответственно некоторая величина теплового потока идёт на нагревание пакета теплозащитных материалов, а другая часть излучается поверхностью аппарата в окружающее пространство. В расчётах иногда учитывается тепло, подходящее к поверхности аппарата от атмосферы, и т.д., однако доля этого тепла при нагреве спускаемого аппарата обычно мала по сравнению с конвективным теплом от пограничного слоя и лучистого тепла от ударной волны, поэтому им в проектных расчётах на начальном этапе разработки обычно пренебрегают. Температура поверхности аппарата, таким образом, находится в прямой зависимости от конвективного и радиационного (лучистого) нагрева, определяя темп прогрева слоев теплозащитного покрытия. Температурные профили, устанавливающиеся в пакете теплозащитных материалов, зависят от теплофизических характеристик составляющих пакет материалов, толщины слоёв и темпа нагрева поверхности. В конечном итоге определяется масса теплозащитного покрытия, составляющая весомую долю суммарной массы аппарата. Кроме вышеуказанного теплозащитного покрытия в систему теплозащиты реального аппарата входят также конструктивные элементы, масса которых обычно значительна ввиду необходимости обеспечения работы ряда систем и агрегатов спускаемого аппарата (гермовводы, фланцы, окантовки люков, и т.д.). Разработчики спускаемого аппарата стремятся свести к минимуму массу системы теплозащиты, что достигается выбором наиболее прогрессивных теплозащитных материалов, уточнением расчётных методик, введением оптимального управления аппаратом на траектории спуска, и, наконец, оптимизацией формы и габаритных размеров аппарата. (当一个下降飞行器或任何其他物体以相当于卫星从轨道返回的速度进入大气层时，其表面会受到强烈的加热，其程度由进入气流的速度、大气的密度和飞行器的几何形状决定。 对于以第二空间速度（月球轨道）进入大气层的飞行器来说，表面热屏蔽的问题变得更加棘手，而双曲线速度更是如此，这是飞行器在返回后的典型再入模式，例如，从火星探险返回。再入飞行器表面的热通量由来自冲击波的辐射热和气体流减速时在边界层释放的对流热组成。在一定的热通量值下，隔热罩表面层的熔化和升华（烧蚀）可以开始。因此，一部分热通量用于加热热屏蔽材料包，另一部分则由设备表面辐射到周围空间。计算时有时会考虑到从大气层等进入飞行器表面的热量，但与边界层的对流热和冲击波的辐射热相比，这种热量在加热下降飞行器中的比例通常很小，所以在开发的初始阶段，在设计计算中通常会被忽略掉。因此，设备的表面温度与对流和辐射加热有直接关系，决定了隔热层的加热速度。在热屏蔽材料包中建立的温度曲线取决于组成包的材料的热物理特性、层的厚度和表面的加热速度。最终，热保护涂层的质量被确定下来，这在设备的总质量中占了很大的比例。除了上述热保护涂层外，真正的航天器的热保护系统还包括结构元件，由于必须确保下降飞行器的一些系统和集合体（密封胶管、法兰、舱口盖等）的运行，其重量通常是很大的。下降飞行器的设计者通过选择最先进的隔热材料，完善设计方法，引入飞行器在下降轨迹上的最佳控制，并最终优化飞行器的形状和整体尺寸，力求将隔热系统的重量降到最低。) Решение основных проблем, возникающих при создании надёжных аэрокосмических аппаратов, во многом зависит от успехов создания их теплозащиты и знания аэротермодинамических процессов при входе аппаратов в атмосферу. К настоящему времени накоплен большой опыт в области создания теплозащиты как малоразмерных аппаратов и капсул, так и создания систем теплозащиты спускаемых аппаратов «Союз», «Аполлон», «Спейс Шаттл», «Буран», и многих других. К наиболее сложным техническим проблемам, возникающим при разработке аэрокосмического корабля и его системы теплозащиты, относятся следующие: 1. Создание надёжной системы теплозащиты внешней поверхности аппарата; 2. Проектирование силовых элементов конструкции аппарата, работающих в условиях значительных градиентов температур; 3. Создание системы теплоизоляции и кондиционирования кабины экипажа; 4. Теплозащита баков с криогенным топливом. (在创造可靠的航空航天飞行器过程中出现的主要问题的解决，在很大程度上取决于在创造其热保护和了解飞行器重返大气层期间的空气热力学过程方面取得的成功。 到目前为止，在创建小型设备和胶囊的热屏蔽领域，以及创建 "联盟"、"阿波罗"、"航天飞机"、"布兰 "等下降飞行器的热屏蔽系统方面，已经积累了大量的经验。 在开发航空飞行器及其热屏蔽系统中遇到的最具挑战性的技术问题包括以下内容。 1. 建立一个可靠的车辆外表面热保护系统。 2. 在相当大的温度梯度条件下运行的车辆结构的动力元件的设计。 3. 创建驾驶舱保温和调节系统。 4. 低温燃料罐的热保护。) В связи с этим возникает необходимость иметь надёжную методику расчёта тепловых потоков к поверхности аппарата, температурных полей, и, как следствие, необходимость правильного выбора структуры теплозащитного пакета, т.е. выбора теплозащитных материалов. Следует заметить, что теоретический расчёт аэродинамического нагрева аэрокосмического аппарата весьма сложен. Распределение теплозащиты по поверхности аппарата тесно связано с конструктивным исполнением аэрокосмического аппарата и его компоновочной схемой, и все это вместе взятое самым существенным образом влияет на массовые характеристики как аппарата в целом, так и на массу полезной нагрузки. Поэтому организации, занимающиеся проектированием аэрокосмических аппаратов, предпринимают много усилий по разработке новых перспективных материалов теплозащиты, применение которых сулит большие преимущества в массе, технологии, возможности многократного использования аппарата, то есть с экономической точки зрения. （这就需要一个可靠的方法来计算车辆表面的热通量和温度场，因此，需要适当地选择热屏蔽包的结构，即选择热屏蔽材料。应该指出的是，航空航天设备的空气动力加热的理论计算是非常复杂的。 航空航天器表面的热屏蔽分布与航空航天器的设计和布局密切相关，所有这些因素共同影响着整个飞行器的质量特性及其有效载荷的质量，其影响程度非常大。因此，参与航空航天车辆设计的组织正在努力开发新的先进的热保护材料，使用这些材料有望在质量、技术、车辆的可重复使用性方面获得巨大的优势，即从经济角度来看。） Итак, при проектировании системы теплозащиты решаются следующие проблемы: 1. Рассчитывается тепловой режим аппарата при спуске в атмосфере (определяются величины тепловых потоков и температур поверхности аппарата в характерных точках и зонах). 2. Определяется профиль температур в покрытии в характерных точках аппарата в процессе спуска. 3. Определяется класс теплозащитных материалов, рациональных для использования в системе теплозащиты. 4. Производится взаимная увязка системы теплозащиты и силовой конструкции аппарата для обеспечения заданных условий эксплуатации аппарата. Рассчитывается тепловой режим выбранных конструктивных узлов и агрегатов, критичных с точки зрения нагрева. 5. Рассчитывается тепловой режим аппарата после прохождения зоны интенсивного нагрева (участок работы комплекса средств посадки) и после посадки (приземление или приводнение). Выбирается схема внутренней теплоизоляции кабины экипажа и системы охлаждения. 6. Проводится оптимизация массовых характеристик системы теплозащиты при заданных ограничениях со стороны силовой конструкции, системы управления спуском с учётом условий эксплуатации оборудования и комфортности для экипажа. 7. Решаются вопросы экспериментальной отработки системы теплозащиты на макетных образцах и на натурных беспилотных аппаратах. 8. Разрабатывается технология нанесения теплозащиты при заданных требованиях к точности выдерживания геометрических параметров аппарата со стороны аэродинамических характеристик, системы управления и теплофизических условий работы пакета теплозащитных материалов. (因此，在设计热保护系统时，要解决以下问题。 1. 计算仪器在大气中下降过程中的热系统（确定热通量值和仪器表面的特征点和区域的温度）。 2）确定下降过程中仪器特征点上涂层的温度曲线。 3.应确定热保护系统中合理使用的热保护材料的等级。 4. 热保护系统和仪器的电源结构应相互协调，以确保仪器的规定工作条件。应计算所选结构单元和骨料在加热方面的关键热力制度。 5. 在通过密集加热区（着陆设施运行区）和着陆后（着陆或飞溅），计算仪器的热模式。驾驶舱和冷却系统的内部隔热方案被选中。 6. 热保护系统的质量特性是根据动力结构、下降控制系统的给定约束条件进行优化的，同时考虑到设备运行条件和机组人员的舒适度。 7. 探讨了在原型车和全尺寸无人车上对热保护系统进行实验测试的问题。 8. 热保护应用技术的发展对保持车辆的几何参数的准确性有明确的要求，从空气动力学特性、控制系统和热保护材料包的热物理条件。) Основой для проектирования системы теплозащиты являются: 1. Теоретический чертёж аэрокосмического аппарата, где приводятся данные по геометрическим обводам поверхности и данные по составу пакета теплозащитных материалов в выбранных характерных точках; 2. Траектории спуска аппарата в атмосфере, как штатные траектории управляемого спуска, так и траектории спуска баллистические и траектории естественного торможения. Кроме того, рассматриваются траектории спуска после аварии на участке выведения, отличающиеся крутым входом аппарата в атмосферу и повышенными перегрузками; 3. Аэродинамические и газодинамические характеристики аппарата, включая эпюры распределения давления и скоростей по поверхности аппарата; 4. Теплофизические характеристики используемых для создания системы теплозащиты материалов; 5. Характеристики атмосферы с учётом отклонения параметров атмосферы от номинальных значений. (热保护系统设计的基础是。 (1) 航空航天器的理论图，显示表面几何轮廓和选定特征点的热屏蔽包的组成。 2）大气层下降轨迹，既包括正常的受控下降轨迹，也包括弹道和自然制动的轨迹。 此外，还考虑了发射事故后的下降轨迹，其特点是飞行器陡然重新进入大气层并增加过载。 3）车辆的空气动力学和气体动力学特性，包括车辆表面的压力和速度分布图。 4）用于构建热屏蔽系统的材料的热和物理特性。 5. 大气层的特征，考虑到大气层参数与名义值的偏差。) 2. Анализ условий работы теплозащитных систем. В настоящее время на этапе разработки рабочего проекта аэрокосмического аппарата приходится много внимания уделять не столько разработке новых методов теплозащиты, сколько анализу как существующих методов, так и тех, которые известны, но еще недостаточно отработаны. Теплозащитные системы аэрокосмических аппаратов капсульного типа и ракетопланов самолетного типа имеют существенные отличия вследствие различных компоновочных схем. Наиболее показательный признак при этом – аэродинамическое качество аппарата, определяющее аэродинамическую форму и габаритные размеры аппарата, баллистику спуска и компоновочные решения. Традиционно для аппаратов, входящих в атмосферу с орбитальными скоростями, рассматривались два типа силовой конструкции: «горячая» и «холодная». В «горячей», или прогреваемой конструкции, силовые элементы корпуса и крыла, если рассматривается крылатый ракетоплан, работают в условиях высоких температур. При изготовлении этого типа конструкции предусматривается использование жаропрочных сплавов и материалов. Для подобного типа конструкций необходимо использовать силовую схему, обеспечивающую приемлемую величину температурных напряжений. Система теплозащиты в этом случае требует минимума массы теплоизоляции, а сама конструкция в условиях интенсивного теплового воздействия практически не связана с ограничением по времени полёта. （目前，在航空航天飞行器的设计开发阶段，需要注意的不是开发新的热保护方法，而是分析现有的方法和那些已知但尚未完善的方法。由于不同的布局方案，太空舱类型的航天器和飞机类型的火箭滑翔机的热屏蔽系统有本质的区别。在这种情况下，最具指示性的特征是车辆的空气动力学质量，它决定了车辆的空气动力学形状和尺寸，下降的弹道学和设计方案。 传统上，对于轨道速度的再入飞行器，有两种类型的推进设计被考虑。"热 "和 "冷"。在 "热 "或加热的设计中，如果考虑到火箭滑翔机，机体和机翼的动力元件在高温下工作。这种类型的设计涉及使用耐热合金和材料。对于这种类型的设计，必须使用一个推力设计，提供可接受的热应力。在这种情况下，热保护系统只需要最低质量的隔热材料，在面对强烈的热应力时，结构本身几乎不受飞行时间限制的影响。） «Холодная» конструкция отличается нормальными температурными условиями работы силовых элементов, и, в связи с этим, наличием внешнего слоя теплозащиты, и в ряде случаев системы охлаждения. Для большинства рассматриваемых в настоящее время теплозащитных систем «горячая» конструкция несколько легче «холодной», но значительно сложнее в конструктивном выполнении. Поэтому для большинства рассматриваемых в настоящее время проектов спускаемых аппаратов отдают предпочтение «холодной» силовой конструкции с системой теплозащиты, тип которой определяется условиями спуска в атмосфере, его аэродинамической формой, и т.д. Кроме того, большие термические напряжения, возникающие в «горячей» конструкции, требуют установки дополнительных конструктивных элементов, что увеличивает массу и стоимость этих систем. （"冷 "设计的特点是功率元件的正常温度条件，因此有一个外层的热保护，在某些情况下还有一个冷却系统。对于目前正在考虑的大多数热保护系统，"热 "设计比 "冷 "设计要轻一些，但建造起来明显更困难。因此，对于目前正在考虑的大多数下降设计来说，带有热屏蔽系统的 "冷 "动力设计是首选，其类型由大气下降条件、其空气动力学形状等决定。此外，在 "热 "设计中产生的高热应力需要安装额外的结构元件，这增加了这些系统的质量和成本。） Рассматриваемые в настоящее время теплозащитные системы достаточно разнообразны и могут быть представлены в виде следующих основных типов, определяющих работоспособность системы теплозащиты: 1. Аккумулирующая теплозащитная система. 2 . Радиационная теплозащитная система. 3. Абляционная теплозащитная система. 4. Активные системы теплозащиты, включающие в себя системы охлаждения кабины экипажа, отдельных отсеков, элементов конструкции и приборов. Как показали многочисленные исследования, наиболее эффективно применение комбинированных систем, сочетающих в себе элементы указанных выше систем. При нагреве отдельных участков поверхности аппарата, например, наветренной образующей, лобовых точек, кромок крыла и рулей, выгодно использовать систему теплозащиты на основе абляционных покрытий, или использовать систему охлаждения. （目前正在考虑的热保护系统是相当多样的，可以呈现为以下主要类型，它们决定了热保护系统的性能。 1.一个积累式热保护系统。 2 . 辐射热保护系统。 3.烧蚀式热保护系统。 4. 主动热保护系统，包括驾驶舱、个别舱室、结构件和仪器的冷却系统。 许多研究表明，结合了上述系统元素的组合系统是最有效的。 当加热设备表面的个别区域时，例如迎风编队、翼尖、翼缘和舵，使用烧蚀热保护系统是有利的，或者使用冷却系统。） Для осуществления идей, заложенных в проекте аэрокосмического аппарата перспективного назначения, совершенствование системы теплозащиты является обязательным мероприятием. При создании комбинированных высокоэффективных радиационно-абляционных теплозащитных систем с активным или испарительным охлаждением необходимы дополнительные экспериментальные данные о поведении абляционных материалов при различных способах крепления к конструкции кабины экипажа и в различных условиях работы в процессе уноса массы теплозащитного покрытия с поверхности аппарата. Необходимы также экспериментальные данные по системам охлаждения, которые позволили бы оценить их характеристики и надёжность, а также относительную эффективность различных компонентов систем. Для получения надёжных, не подверженных окислению жаропрочных металлических конструкций необходимо решить проблемы, связанные с получением перспективных тугоплавких металлов и их покрытий, особенно с учётом возможности их повторного использования. （为了实现先进航空飞行器设计背后的想法，改进热保护系统是必须的。当创建具有主动或蒸发冷却功能的高效辐射-烧蚀热保护系统时，需要额外的实验数据，说明烧蚀材料在不同的驾驶舱结构附着方法下的行为，以及在从车辆表面去除热保护涂层质量的不同操作条件下的行为。 还需要关于冷却系统的实验数据来评估其性能和可靠性，以及各种系统组件的相对有效性。 为了生产可靠的、无氧化的、耐热的金属结构，有必要解决与获得有前途的难熔金属及其涂层有关的问题，特别是考虑到它们被重复使用的可能性。） Пассивные системы теплозащиты. Любая конструкция аэрокосмического аппарата может рассматриваться в качестве аккумулирующей системы. Количество аккумулированного тепла зависит от массы используемого материала, его удельной теплоёмкости и допустимых рабочих температур материала конструкции. Дополнительное теплопоглощение возможно при использовании плавления или испарения материала конструкции системы теплозащиты. Металлы в аккумулирующей системе теплозащиты рационально могут использоваться только в случае низких тепловых потоков и малого времени теплового воздействия. Материал аккумулирующей системы должен иметь высокую удельную теплоёмкость и высокую теплопроводность, чтобы предупредить оплавление материала на поверхности теплоподвода и температурных деформаций. (被动热保护系统 任何航空航天飞行器的结构都可以被认为是一个积累系统。积累的热量取决于所用材料的质量、其比热容和结构材料的允许工作温度。通过使用热保护系统的结构材料的熔化或蒸发，可以实现额外的热量吸收。储热系统中的金属只有在热通量低、受热时间短的情况下才能得到合理的使用。储热系统的材料必须具有较高的比热容和较高的导热性，以防止材料在供热表面融化和热变形。) Радиационная система теплозащиты. Радиационная система теплозащиты должна удовлетворять следующим требованиям: 1. Выдерживать температуры нагрева поверхности до 9000С при продолжительности нагрева около 30 ÷45 минут и более. 2. Обеспечивать температуру силовой конструкции ниже 3500С (при использовании титана). 3. Не создавать температурных напряжений. 4. Компенсировать тепловое расширение. 5. Иметь внешнюю поверхность с высокой излучательной способностью. 6. Состоять из легко восстанавливаемых панелей. При удельных тепловых потоках, меньших 400 квт/м2, что в настоящее время является пределом для применения излучающих металлических поверхностей, теплоизолированные металлические экраны, излучающие поглощенное тепло в окружающее пространство, обладают наилучшими характеристиками. Особенности конструкции тепловых экранов обусловливают малое изменение их массы в процессе спуска. Поэтому эффективность такой системы в значительной мере зависит от интегрального количества тепла, подведённого к поверхности. Материал для теплозащитного экрана должен быть коррозионностойким, должен сохранять достаточную прочность на растяжение и упругость при температурах до 800- 10000С. Для изготовления экранов можно использовать жаропрочные сплавы и металлы с высокими температурами плавления, такие, как вольфрам, ниобий, тантал, молибден и их сплавы, при условии защиты их противоокислительными покрытиями. Надёжность подобных покрытий представляет серьезную техническую проблему. Для уменьшения термических напряжений в конструкции и для снижения теплопередачи в силовую оболочку кабины экипажа целесообразно иметь многослойную теплозащитную систему. Теплоизоляционная система, устанавливаемая между внешней тепловой защитой и несущей конструкцией, может включать систему жидкостного охлаждения, эффективно работающую весь период активного теплового воздействия, и различные типы изоляции, обеспечивающие оптимальные массовые характеристики теплозащитной системы. Тепловое состояние несущей конструкции определяется процессами теплообмена между системой тепловой защиты и конструкцией, т.е. теплопередачей излучением, конвекцией, теплопроводностью в газовом слое, и теплопроводностью в твёрдом теле. Для снижения теплопередачи излучением от внешнего теплозащитного слоя в конструкцию целесообразно использовать пакет из радиационных экранов с низкой излучательной способностью внутренних поверхностей. В качестве таких радиационных экранов можно применять металлическую фольгу с высокой отражательной способностью, сохраняющуюся при нескольких температурных циклах, например легкую металлическую фольгу (или волокнистую изоляцию) с антикоррозийным (например, платиновым покрытием). （辐射热屏蔽系统。 辐射屏蔽系统必须满足以下要求。 1. 可承受高达9000C的表面加热温度，加热时间约为30÷45分钟或更长。 2.确保电源结构的温度低于3500C（使用钛时）。 3.不要产生热应力。 4. 补偿热膨胀。 5. 有一个高发射率的外表面。 6. 由易于翻新的面板组成。 在具体的热通量低于400千瓦/平方米时，这是目前使用辐射金属表面的极限，将吸收的热量辐射到周围空间的绝缘金属屏具有最佳的性能。防热板的特殊设计特点导致其在下降过程中的质量变化很小。因此，这种系统的效率在很大程度上取决于带到表面的热量的整体数量。 隔热罩的材料必须是抗腐蚀的，它必须在高达800-10000С的温度下保持足够的抗拉强度和弹性。耐热合金和具有高熔点的金属，如钨、铌、钽、钼及其合金，可用于制造丝网，但须有抗氧化涂层保护。这种涂层的可靠性是一个重大的技术挑战。 为了减少结构中的热应力和减少传入驾驶舱动力包络的热量，最好是有一个多层热保护系统。 安装在外部隔热罩和支撑结构之间的隔热系统可以包括一个液体冷却系统，在整个主动热暴露期间有效地运行，以及各种类型的隔热材料，提供热保护系统的最佳质量特性。支撑结构的热状况由热保护系统和结构之间的热交换过程决定，即通过辐射、对流、气体层的热传导和固体体的热传导进行热传递。为了减少从外部隔热层向结构中的辐射热传递，最好使用内表面低辐射率的一揽子辐射防护罩。作为这样的辐射屏蔽，可以使用具有高发射率的金属箔，并能在几个温度周期内存活，如具有防腐蚀（如铂金涂层）的轻质金属箔（或纤维绝缘）。） При наличии конструктивных зазоров в системе тепловой защиты необходимо учитывать теплопередачу конвекцией и теплопроводностью в газовом слое при величине произведения чисел Грасгофа и Прандтля большего 17000. Для снижения теплопередачи конвекцией и теплопроводностью можно дополнительно использовать волокнистую изоляцию, например теплоизоляционный материал класса ВИМ, применяемым для спускаемого аппарата «Союз». Теплопроводность в силовой конструкции определяется коэффициентами теплопроводности материалов конструкции и геометрическими конструктивными характеристиками. В настоящее время предложено большое число различных типов конструкций тепловых экранов. Известны конструкции экранов, состоящих из слегка гофрированной наружной обшивки и находящегося под ней слоя теплоизоляции. Силовая конструкция кабины аппарата находится под слоем теплоизоляции. Допустима неравномерная деформация внешней обшивки в направлении, перпендикулярном к поддерживающему конструктивному элементу типа гофра, а для обеспечения расширения в другом направлении концы гофрированной внешней панели упруго заделываются. Теплозащитный экран целесообразно выполнять из нескольких слоев, в результате снижаются температурные напряжения, которые могут воздействовать на силовую конструкцию, и уменьшается теплопередача между внешним экраном и силовой конструкцией. При восстановительном ремонте панели теплозащитного экрана должны легко сниматься. Однако в лётных условиях панели должны быть надёжно закреплены, чтобы избежать повреждений от вибраций. Разработка плотно запирающихся панелей, которые легко снимались бы после продолжительного сильного нагрева, достаточно трудна, даже если применяются жаропрочные металлы. Теплоизоляция между внешним теплозащитным экраном и силовой конструкцией, используемая совместно с системой активного охлаждения, должна быть настолько эффективной, чтобы после продолжительного нагрева температура конструкции кабины СА не превышала 3500С для титановых сплавов и 1200С для алюминиевых сплавов. Панели радиационных экранов, кроме того, должны выдерживать воздушные нагрузки и иметь достаточную жёсткость для предотвращения возникновения флаттера. Узлы крепления панелей, передающие нагрузку на силовую конструкцию, должны обеспечивать возможность перемещения панелей в случае термического расширения. （如果在热保护系统中存在结构上的空隙，如果Grasgof和Prandtl数的乘积大于17000，则必须考虑到气体层中的对流和传导的热传递。为了减少对流和传导的热量传递，可以另外使用纤维隔热材料，如用于联盟号下降飞行器的VIM级隔热材料。力量结构中的导热系数由结构材料的导热系数和几何设计特征决定。目前，已经提出了大量不同类型的热防护罩设计。已知的屏蔽结构包括略带波纹的外覆层和下面的隔热层。车厢的动力结构在隔热层之下。在垂直于波纹型支撑结构件的方向上，外皮的不均匀变形是可以接受的，波纹型外板的两端被弹性封住，以允许在另一个方向上扩张。 最好把隔热罩做成几层，这样可以减少影响动力结构的热应力，减少外罩和动力结构之间的热传递。 在维修过程中，隔热板必须易于拆除。然而，在飞行条件下，面板必须被牢牢地固定住，以避免振动造成的损坏。即使使用耐热金属，也很难设计出可紧密锁定的面板，以便在长期高热后能轻易拆除。与主动冷却系统一起使用的外部隔热罩和动力结构之间的热绝缘必须非常有效，在长期加热后，CA驾驶室结构的温度对钛合金来说不超过3500C，对铝合金来说不超过1200C。辐射防护板还必须能够承受空气负荷，并有足够的刚度以防止飘动。将负荷传递给受力结构的面板的紧固点必须能够在热膨胀的情况下移动面板。） |