为大气探测和样品返回任务进行的热保护系统的开发、测试和鉴定

1、四、为大气探测和样品返回任务进行的热保护系统的开发、测试和鉴定方法来自土星，土卫六和星尘的样品返回测试摘要 科学界一直对行星入口探索感兴趣，利用大气俘获和样品返回任务来提高我们对太阳系的认识。正如伽利略入口探索任务，此项任务不但对个体行星的了解有着至关重要的作用，而且对深入了解太阳系的形成很关键。据认为，土星探测器得到的10条深度对应数据足以提供其大气组成所需的数据。一个大气俘获任务将使一个卫星传送提供洞察引力引起的动态变化在土星环的结构类似的原行星吸积盘上演化。加热速率在16千瓦/平方厘米的来自火星，金星，彗星和小行星的'shallow“土星探测器，土星大气俘获，和样品地球返回任务具

2、有较高的载入速度（1315公里/秒）。新的，中等密度的热防护系统（TPS）材料可以实现较高的质量效率，同时，可以用在先进的小型科学仪器上。过去关于新型木星多星球探测器的考察被认为是有问题的，因为被用来获得碳酚醛的伽利略探测器没有巨行星电弧喷射器。本文介绍了新兴的热防护系统技术和一个负担得起的，小型5MW电弧加热发动机的推荐使用方法，此发动机可用于热防护系统development, in test gases appropriate for future planetary probe and aerocapture applications. Emerging TPS technologies

3、 of interest开发，测试气体是否适合未来的行星探测和大气俘获的应用。新兴的热防护系统技术研究include new versions of the Apollo Avcoat material and a densified variant of Phenolic Impregnated Carbon Ablator (PICA). Application包括阿波罗烧结成材料的新变体和致密型酚醛树脂浸渍的碳热防护材料（PICA）。of these and other TPS materials and the use of other facilities for developme

4、nt and qualification of TPS for Saturn, Titan, and这些和其他的TPS材料的应用和由土星泰坦TPS的资格发展来的其他设施的使用方法，以及Sample Return missions of the Stardust class with entry speeds from 6.0 to 28.6 km/s are discussed.着陆速度从628.6公里/秒的着陆速度的“星尘”类样本返回任务进行了讨论。1、简介热防护系统（TPS）的任务涉及到进入探测器和大气俘获装置的超速大气飞行。TPS性能很关键，因为质量还原技术直接关系到科学有效载荷的增加，

5、这种有效载荷是指一定的给定输入质量，或者说运用一个点燃器进入系统和潜在小型运载火箭而减少载荷后的质量。TPS进一步介绍了一个火箭任务损失的简单失败模式。此中，我们讨论了TPS的可能发展和应用策略，即使地面试验设施无法复制真实的规模，海拔和速度，而达到“飞行如测试，测试如飞行”的要求。本文述说了土星泰坦上的科学现象，和返回自火星，金星和近地天体的高速样本。一本由当代作者著作的配套作品描述了TPS技术在金星探测和大气俘获任务中的发展和应用。在木星上有相当多的科学现象。阿提耶etal. (2007) has pointed out that several (two or three) approp

6、riately等已经指出一些（两个或三个）适当地用instrumented shallow probes to the planet can provide仪表探测地球能够提供充分的adequate measurements on the atmospheric elements大气要素有测量数据and their isotopes except for water.Multiple probes, entering和它们的同位素除水之外。在不同的地点提供非代表性（例如，“干”5微米热点）的对冲的多探头进入，如发生在伽利略号木星探测任务。这些测量结果土星大气中的质谱，与丰富的水组合，这些水由1

7、00条确定的微波辐射计从一个飞行器或轨道卫星中获得，这个组合被认为已经充分理解其混合氛围。土星上的这些信息，结合由伽利略探测器和水利部得到的木星数据能测定其含水的预期丰度，可以提供用于对子星气体形成的吸积模型，推而广之，能推测出太阳系中的其他行星的相关信息。巴林特等人在2008年探讨了水的遥感难题，因为很难分离存在的水和氨，而且深度探测100条能够提供一个有吸引力的替代方法。另一方面，本施皮尔克在2003年指出了深度探测大气所存在的交流问题，这是由于大气衰减和使用探讨轨道飞行器的创新方式所要面临的问题。此外，巴林特等人在2008年指出深度探测和高海拔飞越，在此过程中宇宙飞船或航天飞机仍需保持视

8、图数据的传输，而可能得到由传播导致的有差异的视图数据。卡西尼公布了土星卫星环绕系统的一些奇妙信息。这包括对时间变化，“clumping”模式对米的大小顺序数在B环和流物质形成的E环的观察。这些新的观强调了土星环观察团的重要性，以及大气俘获演示的潜在功能，正如本施皮尔克等人所讨论的一样。惠更斯号/卡西尼号探测任务发现土卫六具有类似地球地质和冰点组合的卫星特点，引发了科学家们浓厚的兴趣，让他们用探测器，登陆器，气球在那里调查，并在卫星上部署有效的大气俘获。科学探究主题包括了地球化学的散装组成制约的理解，热演化组成和挥发物的运输，这包括火山作用所提供的驱动。最重要的是目前对土卫六上的复杂有机物和可能

9、的生物分子的理解。行星科学家同样对从火星，金星和近地天体得到的样本感兴趣。这些样本是由重新进入地球大气层的速度范围从11.5到15公里/秒的小航天舱中得到的。火星，被认为是基于地球样品分析，而得到的一个明确的对于生命存在与否的强制性答案，无论是现有的或是某一天出现在这红色星球上的。金星，有重同位素的信息以及那些从原子和氧原子的测定判断出岩石年龄，这将更好地了解类地行星的形成。小行星和彗星自太阳系中形成自身的化学成分就几乎不会变化，如此，从他们那得到的样品可以揭示他们作为建筑行星的起源有机质，导致生命至少存在于一个星球。本文的目的是简要描述能够提供这些科学数据实验，并概述可以开发有效地使用TPS

10、解决这些问题的测试策略。2-5节这些部分分别包含：情景提纲；比较现有电弧加热发动机的传播环境；交替测试设施能力；描述一些相对便宜的可以显著提高测试能力的电弧加热设备。6节介绍了现有的新兴的TPS。7节定义了可能的故障模式，这种模式需一个合适的TPS设计。8节概述了用于TPS分段的测试和分析方法。9节描述了电流TPS材料现状。这些描述随着提供的摘要和建议在10节中，总结本文的主题。2、任务情景图1描绘了两个任务场景。众所周知，左边描述的是对应指导样品返回舱返回地球时从一个被称为双曲线的星际轨道直接进入的情景；右边的是一个创新概念，通过土星环观测器了解大气俘获的应用。大气俘获是一个提供所需速度通过

11、大气阻力递减的方法，单个传递而不是连续流动。是需要在退出氛围后，调整轨迹所需的轨道参数。假设核推进将不可用于行星任务，那么科学家已指出大气俘获将提供唯一能完成SRO任务的方法。正如在本施皮尔克的详尽讨论，SRO轨迹接近土星在某个角度略倾向于环平面，并在它的阴影面。大气倾斜是在这些环下面形成的，安全远离环材料造成的任何冲击危害，出口在环的阳面。正如在本施皮尔克讨论的，周期性的活跃的推进是由SRO航天器来保持它在环平面下面而达到要求的，因为有一个重力恢复力，这个力将把这种推进移进环。而且，我们希望在距离环2公里的地方有SRO轨道，使能近距离观察。3、进入条件与现有的电弧喷射试验能力的比较为了评估和

12、建立土星泰坦任务TPS材料的能力，以及样品返回和开发测试要求，工程密码轨迹将运行建立驻点热通量和代表性进入条件及本身的压力。轨迹模拟3度自由进入轨迹，通过集成的运动方程，及时地使用完善的工程进入大气界面，近似辐射加热对流。表1提供了入口速度和所提供的轨迹停滞点的条件，为指定的土星和土卫六的进入入口；表2提供了相同信息的样本返回任务。颜色编码表示是否存在电弧测试能力，这关系着这些任务的TPS的足够发展。图2是一个性能信封图，显示了主要的电弧喷射器可以提供一个10.2厘米直径的ios-q停滞点测试条（突出部分半径=直径，并产生恒定的表面热通量）。颜色编码信封描述的各种设施的作用，所有这些以空气作为

13、测试气体的操作。设施包括美国宇航局艾姆斯气动加热设备（AHF），美国宇航局艾姆斯互动加热设备（IHF），美国宇航局约翰逊TP1和TP2的设施，波音公司大芯电弧风洞（LCAT），美国空军AEDC H2隧道和意大利西拉/尚酷设施。这些主要的电弧设施中没有可以操作氢/氦的，但一些，包括ARC AHF，JSC TP1和TP2，可以处理纯氮。如图2所画，停滞点总加热率和土星泰坦环境压力。蓝光带包围着不同的样品返回条件，即进入速度在11.5到15千米/秒。正如我们所见，电弧能难以满足热通量的要求，这些热通量是指土星双曲进入，土星大气俘获和高速样品返回任务所需的热通量。如第五节指出的，电弧设施发展可以为这些

14、缺点买单。诚然，电弧喷射器代表着TPS的发展与检测的最好的基础能力，但他们不能重复飞行条件。例如，电弧喷射器不能同时复制规模，压力，气动剪切，热通量，和焓的飞行经历。而且，如我们从图上所看到的，最高的热通量可以实现一个合理大小的模型约2500W/cm2。因此能够达到“测试如飞行，飞行如测试”的目的，这对于TPS是不现实的，需一个备用的必须采取的方法。土星任务的重要性正在研究中现有的主要设施不能在适当的氢氦测试气体中测试。电弧加热器几乎能够在任何气体介质中操作。加热器必须得妥善设计或优化，以适应任何独特性质的特殊气体类型，并且气体处理设备同样得设计得适应特定气体。例如，在氢气或氢氦混合气体上的操

15、作是完全可行的，一旦适当的操作设备解决了气体的易燃易爆性，就可防止火灾及设备爆炸。随着电弧加热器的尺寸和功率处理能力的增加，满足要求的电弧加热器加热的气体通常会增加一个压缩面积的功能。就氢气而言，安全策略通常是基于稀释气体和排气/通风设备作用，来防止突发火灾和爆炸事件的。随着氢量的增加，气体安全操作设备的能力和尺寸也需相应增加。这是设计一个处理氢气设备时需主要考虑的。例如，一个5兆瓦的电弧加热器，就想第五部分所描述的，需要勉强容纳现有测试窗的设备。就50兆瓦的电弧加热器而言，通风设备就代表空间和花费的主要因素。4、交替基础测试能力4.1激光设备/ LHMEL高能激光设备主要用来提供材料/TPS

16、所需的非常高的其他基础设备不能提供的热通量。他们提供定义热通量失效模式界限的可能性。然而，这些设施产生非代表性的压力、流量和测试表面的化学性。亚音速错流通量是用来扫描消融产品的激光束，以避免由于气相的吸收而衰减。如果错流是唯一配置的，那么在低流或亚音速辐射环境下就很可能模拟表面温度和氧气压，但是一般不能模拟边界层结构，化学性质及对流运输。而且，当激光不模拟对流热通量时，也同样不能模拟辐射通量，这是在单一波长，对比辐射光谱的实际飞行环境中。必须理解激光波长中合适的光学光谱，列如，大部分材料是不透明的，它们的二氧化碳激光波长是10.6-lm。虽然激光设备有很多应用限制条件，但是现在已证明它们能用在

17、几个方面。正如下面将要讨论的，高热通量的热响应数据是很有价值的，假设在这些条件上作比较，这些条件是指重叠电弧喷射器应用空气作为测试气体的对流加热数据。高通量能很好地决定失败模式，尤其是伽利略分裂，以及大量实验尺寸的可能性，这是在相对较低的热通量时。在空军研究实验室中的激光淬火材料评价实验设施已经支持航空航天界几十年了。LHMEL I是一个10千瓦的二氧化碳连续波的9.5毫米最小光斑直径的平顶激光器。这是一个工作装置，理想材料响应测试和激光加工研究。如图3所示，LHMEL II是一个100千瓦放大后的LHMEL I，并且带有19毫米最小光斑直径，在材料效应“科学”和全面验证之间有作用。LHMEL

18、激光器的特性得从波束中能量的分布来分析，这些能量分布基本上是均匀的，使得测试物体均匀辐射热通量。LHMEL II带有100千瓦的交互功率，可以产生最大7000 W/cm2的热量，前提是在大约43毫米直径的合理尺寸的测试体上。4.2其他设施其他设施存在以提供备用需求。这些包括太阳能发电塔和美国航空航天局马歇尔航天飞行中心的1兆瓦的电弧解热设备，可运行氢气和氢氦混合气体。它有一个音速喷嘴测试装置，其尺寸编号：0.35英寸。它能够操作氢气和氢氦混合气体。处理纯氢时，其峰值热通量为2000W/cm2。室压为4个大气压，焓值为128MJ/kg。5、被提出的美国宇航局艾姆斯发展电弧加热设备人类和机器人为了

19、支持美国宇航局的未来发射和行星探索行动，需要填满国家在电弧能力方面的空缺。在ARC、JSC、AEDC和波音公司的大型电弧加热设备将继续在TPS的发展和资格中扮演着主要角色。然而，这些设施的局限性，主要是将空气作为测试气体以及最大热通量的限制，要求这些交互设施的发展适应极端或独特环境下的一些行星任务。一个安装在美国宇航局艾姆斯研究中心的新设备是新开发的电弧加热设备，它将有能力解决很多问题。艾姆斯电弧加热设备目前能满足美国宇航局很多高焓测试需求。有4个电弧加热设备，它们功率从20兆瓦到100兆瓦不等，用来产生大规模高焓流。与这些相比，生产测试设备DAF将操作最大5兆瓦作业，但能在各种各样的气体混合

20、气体中生成更高焓水平。当操作时，DAF的独特作用包括：（1）热防护材料测试任意的所需的大气成分，这些大气成分是指太阳系中任何行星的大气成分；（2）在模拟地球高焓环境下的TPS材料测试；（3）新电弧加热器组件测试机床在高能生产加热器中的资格地位；（4）测试电弧诊断仪器的机床；（5）TPS的高生命周期测试导致可重复使用运载器。DAF等离子发生器是一个现有的一英寸直径的分段电弧加热器，它来自桑迪亚国家实验室。在桑迪亚加热设施关闭和电弧加热器被送到美国宇航局前，在桑迪亚实验室以空气作为测试气体的测试中，完成了在8个大气压下得到最大为40MJ/kg的焓值。最大15个大气压下，得到了24 MJ/kg的焓值

21、。一个相同的电弧加热器的设计是用了几十年在加利福尼亚维尤的电弧等离子发生设施中完成的，在各种各样的混合气体中反复操作，这些气体包括氢气，氢氦混合气体，以及二氧化碳。DAF的独特特征是其能操作各种气体混合物，规模小，成本低，低功耗要求，组成了电弧加热发动机的其余复杂部分。美国宇航局声学研究中心的约翰先生，在接下来的报道中提出了一些性能预测，这是基于在桑迪亚国家实验室和某些关键性能参数的操作经验，如电弧加热器的效率和最佳的其他流率。5.1.DAF性能估计氢氦DAF的设计和操作是基于在埃姆斯巨行星上的的电弧加热设施的成功操作，这用于19771983年间，它符合伽利略探测器的热屏蔽。估计焓值-压力和热

22、通量-压力性能图分别如图4和图5。5.2.DAF性能估计氢氦supersonic anode configuration超音速阳极配置行星进入环境的高保真模拟要求复制参数如氢氦的解离，电离，和辐射。虽然在基础测试设施中同时复制这些是不可能的，但是理解消融工艺或材料行为和确定在测试环境中最重要的参数是很重要的。列如，如果在基础测试中停滞压力显著偏离飞行器，尤其是非常低密度的烧蚀材料，美国宇航局行星任务所要求的，那么材料的烧蚀性能可能受到严重影响，这是由于潜在质量储蓄。由于这个原因，只是增长停滞压力来达到更高的热通量，这可能导致不准确的材料性能指标。在这种情况下，焓值必定在测试设施中增加。 过去四

23、十年使用的一种获得更高流焓的方法是一种电弧加热器，谢巴德等人将这设计描述为“收缩电弧超音速喷气机”。最近这种电弧加热器的设计已经因“超音速阳极”或“超音速电极”结构而出名。在这种电弧加热器中，电弧放电是通过超音速喷嘴插入不同部分的喷嘴来扩展，阳极终止便位于这些喷嘴处。通过在下游部分减少传热损失和增加在喷嘴处的高热量损失，这样的配置可增加气体焓值。因此，在喷嘴处的超音速部分中定位下游电极，这将允许高焓值形成，在缩管中保持加热气体通过测试部分的喷嘴。这种加热器设计已经广泛用于埃姆斯实验室中。 注意到，超音速电极的一个负电极设计增加了焓值分布的峰值。在典型的亚音速电极加热器中线体焓的比例大约为1.2

24、5-1.35的地方，超音速设计奖达到1.5-2.0；这要求仔细考虑测试模型的喷嘴的出口直径尺寸。虽然DAF的初始安装只包括亚音速电极加热器的设计，但是必要时也需增加一个改装下游电极。拥有一个3.59cm的口径喷嘴和一个2.54cm直径的钝的测试体，在0.7个大气压的停滞压力和440MJ/kg中心焓值下最大估计热通量约为9300W/cm2；估计焓值为220 MJ/kg，并且加热器的功率为4.9MW。5.3 过去的测试配置，类似于DAF在1MW的电弧等离子体发生器（APG）设备运作过程中产生大量的测试数据主体，从上世纪50年代激活，直到1996年被拆除。这些测试技术和配置开发设施也可以直接适用于D

25、AF，如在电弧等离子体发生器（APG）用于电弧加热器和用于DAF是相同的。此外，如美国航天局对于分段缩弧加热器设计的早期开发，是有助于设计出可以优化（最大化）测试能力相对较低的功耗弧炉的测试方法的。下面介绍的两个测试配置代表在电弧等离子体发生器（APG）中最高热通量能力的实现，可重现于DAF用于TPS材料的设计以用于太空探索。此外，在这个设备中进行的工作包括许多不同的气体物质，如氢和二氧化碳，从而有机会为测试在常压下提供正确的测试环境。Tong et al. (1976) and Kesselring et al. (1976) 包含在两个不同系列的测试下进行的完整的描述，它们是有利于行星探索

26、计划的发展。在每一种情况下，该轴对称或二维喷嘴配置中，所关注的TPS试验材料，同样，制成的喷嘴插入件，其中，测试部是在喷头的喉区 。二维平面喷嘴试验段配置，如图6所示，是用于不适合于对称的测试配置下的TPS材料，例如二维碳酚醛。 标称喉尺寸为2.54 mm宽0.38毫米高。在导入斜坡紧接模型的上游侧被粗糙化以促进湍流溢流在测试模型中，用所得的高加热速率的手段。量热仪/查看端口部分， 这就形成了测试喷嘴的相反侧，也粗糙化。提供无论是对高温计的观看测试模型或水冷式量热计校准目的的gaspurged视图端口的视图端口部分。氢氦作为测试气体和电力为1.2万千瓦的电弧加热器的最大条件，一个典型的碳酚醛测

27、试模型，如测图 7。6、候选TPS租置计划的候选材料是德网络通过自己的能力来定义可靠地处理为一个给定的任务情景的预期气动热环境。通常，目的是减少TPS质量。这个目的最好使用利用能够处理环境中的最低浓度的TPS的材料来完成的。因此，这是必要的材料性能来证明以上的热通量，压力和剪切力与每个特定网络连接Ç任务体系结构相关联的范围内。6.1土星表1代表指定热通量和压力峰值为两个不同的土星任务：（1）直接输入（双曲线）和（2）大气俘获。表3详细列出候选材料为这些任务和他们的飞行传统。预计进入加热的环境，在土星直接输入需要一个能够可靠地存活组合（对流和辐射）热峰值，其中TPS材料通量的4740瓦

28、/平方厘米和2.97个大气压的压力峰值。以美国航空航天局的经验，到目前为止，在这样苛刻的条件，只有完全致密的碳酚醛已被证实（先锋金星，伽利略探测器）。一种碳 - 碳多层TPS（ACC/绝缘层），如用于生命的起源，可以在这样的条件下工作，但是，目前尚未得到证实，无论是在地面或飞行测试。第三种可能性是较低的技术准备水平（TRL）的概念，其中的蜂窝状（Venkatapathy等人） - 通常这个5厘米尺寸截面被充满了一个健壮的烧蚀体的外表面一层纤维形式和良好的绝缘体,，如航天飞机LI900瓷砖材料，产生了良好的结合消融和绝缘性能在单防热系统。 高容和多层TPS，密度较低的材料（包括酚醛浸渍的碳烧蚀是

29、不可行的候选材料，因为他们将剥落（国家研究委员会，1997），并在下面看到，在这样严峻的条件。车辆环境土星大气俘获不太严重，但热负荷将是TPS的重要驱动力。在这里，同样的评论在以双曲线形式进入太空的应用，但是ACC/绝缘体入太空是不太可能实现的。6.2 土卫六表1代表指定热通量和压力峰值为两个不同的土卫六任务的概念：（1）直接输入（双曲线）和（2）大气俘获。表4逐条列出的候选材料，这些使命的概念和他们的飞行传承。预计进入加热的环境，在泰坦直接进入是良性的，需要的TPS材料能够可靠地存活组合（对流和辐射），峰值热FL100瓦/平方厘米以下，为0.10个大气压的压力峰值的UX。欧洲材料AQ60幸存

30、这些条件惠更斯 探测任务，将是今后的任务是不错的选择。其他材料飞行传统火星可能适用是超轻量级烧蚀的SLA561-V和有机硅浸渍可重复使用的碳烧蚀（SIRCA）。 SLA已经被广泛地用于两个船体前半部和后防热TPS。 SIRCA基线是对X-34 nosecap和机翼前缘和fl的是自己在火星上的路径升气管（MPF）和火星探测漫游者（MER）。对有机硅材料的应用研究协会（ARA）的SRAM系列可以适用，但没有飞行的传统。由于在泰坦条目冲击层辐射是大相对于对流部件，所有的材料都应该进行测试，如被美国宇航局为AQ60材料之前惠更斯条目进行，以确保在深入辐射吸收 不是问题6.3。取样返回任务表2特定网络版

31、代表性的峰值热通量和一系列与星尘形状和进入角取样返回任务的压力，但随着地球进入速度范围从11.5到15公里/秒。表5中详细列明候选材料这些任务和他们的飞行传统。 在这里，碳酚醛树脂是一个强大的，但沉重的解决方案。1997），由于其广泛的飞行传统取样返回任务的首选材料，碳酚醛树脂是火星需要高可靠性（国家研究委员会）。因为PICA成功上星尘的使命，这是一个可行的候选，其主频达到了星尘12.9公里/秒的。如图Raiche和Driver（2004年），PICA开始表现出在热通量超过约1000瓦/平方厘米的微剥落。因此，PICA并不适用于更高速的回报任务。 Avcoat，ACC/绝缘体，和PhenCar

32、b在低转速条件下提供解决方案。7、 烧蚀材料的TPS失效模式烧蚀材料的TPS涉及很多复杂的物理和化学过程，但它们的基本原理是能源管理，通过材料的消耗。如图8所示，一个典型的烧蚀复合材料包含热解加热时，产生的气体产品和凝结相碳质残渣叫做炭的有机树脂的气体通过多孔炭到加热的表面渗透，提供了热表面附近的材料的一些对流冷却。这些气体在表面注入到相邻的边界层，从而提供一些发汗冷却。根据焦炭和边界层的化学成分相关，表面炭可以通过与边界层的气体的化学反应被消耗掉。碳质表面是有益的，因为它允许非常高的表面温度。对于这样的材料，表面再辐射是主要的能量调节机制。然而，在设计烧蚀TPS的一个关键问题是需要了解的失效

33、机理。不幸的是，实验在定义失败阈值和识别机制上很少执行。因此，事实上，如此定义一个TPS是非常武断的。 共同所有的烧蚀复合材料的主要失效机理是焦炭散裂。压力和温度梯度的组合规定的字符中强调在焦炭中的某些点可以超过强度。在这一点上，应力性断裂发生焦炭内，并且裂缝'块“被排出。当热脉冲依赖性，焦炭散裂可以是周期性的。这被认为是失败的原因是，在TPS失去质量而不容纳多的能量，特别是在比较热化学机制。通常情况下，高密度的材料比密度较低的材料更强的字符。形成机制可吸收的敷料，对于密度较低的材料热通量/压力阈值的炭层裂为低级，相比于较高密度的材料而言。但对于每一个烧蚀复合材料可能导致焦炭断裂如图9

34、（左）所示，从红橡木的电弧喷射试验这种情况。径向条纹从电弧喷射加热样品，由于距离佛罗里达州的粒子流从加热表面喷出。常见的含玻璃的在其组合物中的显着的量，在音响别尔斯，微球，和/或蜂窝结构的形式的材料的另一个复杂的烧蚀机制，是在玻液体层的形成的表面上。在低剪切环境中，这种液体层蒸发和吸收这样做能源的显着的量。然而，当暴露于剪切，所述液体层将溢流。基于在50年代末完成的工作中，溢流的液体层的可被建模，如果粘度液体层（作为温度的函数）可德音响奈德。然而，如果液体层被除去（通过未很好地理解的机制），底层的材料，将其从气动热加热和剪切环境绝缘，将会突然暴露出来。这可能导致在下层材料的快速侵蚀，特别是用于

35、低密度烧蚀复合材料。图9（右图）示出了低密度蜂窝状增强材料所形成的液体层的表面上的电弧喷射器楔试验。当从蜂窝小区中的一个的顶部，除去液体层，该小区内的材料被迅速消耗掉。在这个过程中，液体层上相邻的下游的细胞是 去除造成类似的行为。在很短的时间内，这个'失败“下游传播，正如所看到那样。8、TPS分段证明 如前所述，能够在地面试验设施模拟实际飞行环境中是罕见的。如上所讨论的，电弧喷射器提供的气动热环境的最佳模拟。然而，预计的候选人进入土星探测器能够模拟通量，压力的热量全部现有电弧喷射器和液压剪操作只用空气而不是氢氦。此外，现有的电弧喷射器不能模拟通量预计在土星的直接进入或大气俘获热峰值。在

36、大型设施中的气体组成是不正确的巨人，而较高端的速度为取样返回任务超过其热佛罗里达州一个合理大小的模型UX能力（10厘米）。由于这些限制，怎么能租置计划的设计是对外贸易资质网络编辑对本文讨论的任务？ 由于没有一个接地的测试设备，可以用来证明的租置计划，所需的TPS对外贸易资质音响阳离子需要这些元素是德网络NED。以下是建议：如何定义失效模式和相关的热通量？通过阈值。验证基本表面性能机制的模式，例如，表面的衰变，粗糙引起的听力增强，差距表现（如适用），等等。验证面消融模型与适当的表面热化学。验证的深入热响应模型，包括确定所述TPS是不透明的冲击层的辐射，以确保该热反应是类似的对流和辐射加热。 虽然

37、现有的电弧喷射设施不能够模拟高结合热通量与土星直接录入，土星大气俘获，并且在更高的速度采样返回任务相关联，候补TPS材料可以用高能激光器进行测试，以估计的热水平的通量需启动焦炭散裂。一种高能量二氧化碳连续波（CW）激光器那样在业务LHMEL（赫尔，2008）将是最好的，因为在吸收长度到10.6流明激光辐射是非常小的，几乎所有的材料和将消除了潜在深入的沉积。开发的材料表面烧蚀机制和潜在的租置计划的设计特点有基本的了解，电弧喷射测试，可以在空气中进行。有了这样的数据，物理学的和化学为基础的模型可以发展描述材料的烧蚀性能（在空气中）。这样的测试应该在宽范围的压力和热通量条件下进行。从空气中电弧喷射试

38、验开发的表面热化学烧蚀模型可以从理论上延伸到土星大气。然而，电弧喷射测试需要在氢氦溢流进行，以验证理论模型。小工具在MSFC致力于推进试验能够检测与氢气，它可以用来帮助验证了理论模型的有效性。第5节讨论了DAF，可满足这一需求。的进行了深入的热响应模型发展或验证最好用仪表用几个样品进行了深入的热电偶分布在整个样品厚度电弧喷射试验进行。这些测试应在一定范围内的热通量和压力条件下进行。事实上，如果这样的测试可以在惰性气体环境下进行（例如，氮气），至少对于材料与含碳表面，有可能以分离从表面烧蚀的热响应的问题。到这一点，一直试制品的规模没有讨论。理想情况下，所有所需的测试条件，可以实现在大试验制品以减

39、少侧壁加热和多维热传导的电势常态。然而，在现实世界中，电弧喷射器具有适度的功率，并且它可能无法达到所感兴趣的最高热通量的大样本。应该注意的是，在上世纪60年代和“关于战略再入烧蚀材料70年代所有的前期工作是非常温和的功率电弧喷射器进行的，通常是在1.27毫米直径的样品。但这些测试都是在高热量通量，在稳态烧蚀迅速达到，侧壁加热度很小。通常情况下，这样的样品没有仪器，因为目的是评估其衰退只是利率。目前没有证据表明这种做法是佛罗里达州敬畏。如上所述，进行了深入的热响应的研究应该在低得多的热通量和优选在惰性气体，其中没有任何表面衰退来完成。对于这样的试验，更大的样本可能减少侧壁加热和多维导ê

40、FF学分。模型验证应包括中层加热条件下，那里是表面的衰退和短暂的深度热响应。最大可能的样品应被使用，但分析可能需要使用的二维消融码以说明对中等规模的样品的多维加热和传导常态。如果所有这些种类都结合起来，租置计划的设计工具，可组装，并通过边缘政策，考虑到尚存的不确定性，TPS的设计可以通过这个认证的分段方法。 DAF在这样一种方法是一个重要的缺失要素。9、候选TPS的状态9.1碳酚醛在先锋号宇宙飞船和伽利略探测器作为TPS的原料碳酚醛已不再生产。这种材料采用碳布补强一个特定的（Avtex）人造丝，经过炭化而得。自从1980年左右开始那个人造丝就未再生产了，其他人造纤维目前已经和以前被用来开发其他

41、碳酚醛复合材料采用碳布。但传统材料的价值在于有广泛的数据库和建模工作都专注于这种材料。近日，美国空军对外贸易资质音响编碳酚醛复合材料采用的斯奈克玛粘胶衍生的碳布。在后面这些材料的数据库是小相较于传统的材料。选择不同碳酚醛来完成土星任务需要一系列的测试来评估其性能相比传统材料和更新现有的分析模型。例如：试验应在一个高能量的激光设备来进行最大热电联产，以验证没有故障模式和展示能力通量预测的直接进入任务。 有限的测试应该在能够操作的氢-氦来证明理论的热化学烧蚀模型来表现在土星大气层中的适用性的电弧喷射进行。仪表样品的电弧喷射试验应进行开发和/或更新了深入的热响应模型。显然，防热设计和证照音响阳离子会

42、显着简单的赋予其丰富的飞行经验，并展示了稳健的条件远远超过任何预测的土星或采样返回任务的传统碳酚。有一个极供应可能被投入到高价值的使命传统的材料有限。需要碳酚醛租置计划的其他任务将有资格正如上文所述当前版本。9.2. 酚醛树脂浸渍碳烧蚀体(PICA)PICA（Tran等人，1996年和陈德良等人，1997）是由美国航空航天局艾姆斯在早期90年代中期开发的，是由纤维材料公司（FMI）制作，并受聘为TPS上星尘号返回舱的前半部分。它是目前基准前半部租置计划的猎户座乘员探索飞行器（CEV），并正在制作的前半部租置计划的火星科学实验室，计划于2009年年中开发完成。 PICA是一个低密度的碳基烧蚀。

43、CEV下TPS先进的发展项目，广泛的数据库已经研制成功。失效模式是很好理解的已开发和验证设计模型（通量的1.0-1.5大气压的1500瓦/ 平方厘米并且压力限制上的热量）。对于星尘，PICA防热被制作为一体。但是，这是不可能的大型车辆，导致瓷砖的设计，引入了显着的设计和制造复杂性。9.3. Avcoat 5026-39/HC-GAvcoat5026-39/ HC-G是德事隆的产物（换梅利富高）。这中间密度材料已成功作为40年前的阿波罗指令舱的防热。它已被选择为猎户CEV作为候补船体前半部的TPS。更有限的数据库（相较于PICA）正在开发的Avcoat目前的配方，以证明其性能和性能都与传统Avcoat一致。9.4碳多层一种多层的TPS，包括连接到碳连接的纤维状绝热高级碳 - 碳（ACC）表面是由洛克希德 - 马丁（LMA）开发并成功受聘为前半部TPS的成因胶囊。在这多层的TPS数据库中的创世纪项目下开发的，限于有关该任务的进入条件的范围内。故障模式尚未确立。更多的测试和分析，将需要限定它在土星或取样返回任务中使用。原则上，碳 - 碳复合材料应当能够处理的加热和压力条件下相似，碳酚，但任何碳 - 碳的鲁棒性是高度依赖于它是如何制造和加工。9.5其他中等密度的候选TPS