孟繁孔 陳靈 王帥 來(lái)霄毅 劉炳清 趙亮 范含林

（1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

（2 空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

（3 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

隨著我國(guó)探月工程和載人航天工程的順利實(shí)施，未來(lái)將實(shí)施載人登月工程，有必要研制支持載人登月任務(wù)的新一代載人飛船[1]。面向載人登月任務(wù)的新一代載人飛船返回艙以接近第二宇宙速度再入大氣層，同近地軌道載人飛船返回艙以第一宇宙速度返回相比，再入速度更高，返回艙面臨高氣動(dòng)熱流密度導(dǎo)致返回再入過(guò)程溫度升高問(wèn)題[2-3]。為保證高熱流密度氣動(dòng)熱環(huán)境下返回艙結(jié)構(gòu)、設(shè)備及空氣的溫度滿足設(shè)備結(jié)構(gòu)溫度要求及載人熱環(huán)境指標(biāo)要求[4]，返回艙外部需采用各類防熱結(jié)構(gòu)隔離氣動(dòng)熱影響以控制返回艙溫升[5]。返回艙多采用鈍頭體外形[6]、燒蝕型防熱結(jié)構(gòu)、跳躍式再入軌道等措施以適應(yīng)高熱流密度氣動(dòng)熱環(huán)境，典型如“探測(cè)器6號(hào)”[7]、“阿波羅”飛船[8]和“獵戶座”飛船[9]。文獻(xiàn)[10]對(duì)我國(guó)新一代多用途載人飛船提出了類似技術(shù)方案?，F(xiàn)有返回艙氣動(dòng)熱防護(hù)的研究，主要集中于防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[11-15]，通常將防熱層內(nèi)側(cè)按絕熱邊界處理，以內(nèi)側(cè)結(jié)構(gòu)能夠承受的溫度上限為防熱設(shè)計(jì)目標(biāo)[16-17]，未考慮防熱結(jié)構(gòu)與返回艙間耦合換熱過(guò)程，再入返回過(guò)程氣動(dòng)熱對(duì)返回艙結(jié)構(gòu)、設(shè)備和空氣溫升等熱特性影響研究工作開(kāi)展較少；文獻(xiàn)[18]將充氣式返回艙氣動(dòng)加熱計(jì)算的表面熱流分布作為邊界條件，分析了防熱結(jié)構(gòu)材料層的溫度變化特性，但未對(duì)艙內(nèi)溫度變化特性進(jìn)行分析；文獻(xiàn)[19]給出了“神舟七號(hào)”載人飛船返回艙在軌返回過(guò)程溫度變化，近地軌道載人飛船和面向載人登月任務(wù)的新一代載人飛船存在的差異。

針對(duì)新一代載人飛船返回艙再入過(guò)程氣動(dòng)熱流大、防熱結(jié)構(gòu)形式新等新特點(diǎn)，為滿足控制返回艙溫升在正常范圍內(nèi)的需求，開(kāi)展了高熱流密度氣動(dòng)熱環(huán)境對(duì)返回艙熱設(shè)計(jì)影響分析研究。選取了鈍頭體構(gòu)型布局、蜂窩板支撐式防熱結(jié)構(gòu)及跳躍式返回的典型飛船返回艙作為研究對(duì)象[7-8]，建立了返回艙動(dòng)態(tài)耦合傳熱集總參數(shù)模型，對(duì)返回艙傳熱過(guò)程進(jìn)行分析，在氣動(dòng)熱環(huán)境下研究返回艙空氣、艙體及設(shè)備的耦合換熱特性，分析不同設(shè)計(jì)參數(shù)的影響，提出熱控設(shè)計(jì)優(yōu)化措施，并應(yīng)用于我國(guó)新一代載人飛船試驗(yàn)船返回艙熱控設(shè)計(jì)進(jìn)行在軌飛行驗(yàn)證。

1 返回艙傳熱模型

圖1（a）給出了典型的新一代飛船返回艙整體外形示意圖，“阿波羅”飛船和“獵戶座”飛船均采用此類鈍頭體外形結(jié)構(gòu)[8-9]。返回艙艙壁外側(cè)全部設(shè)置燒蝕防熱材料以隔離氣動(dòng)熱影響，圖1（b）給出了返回艙防熱結(jié)構(gòu)安裝形式及傳熱過(guò)程示意，防熱燒蝕材料安裝于鋁蜂窩板上，鋁蜂窩板通過(guò)支架固定于返回艙艙外壁，返回艙為密封艙，內(nèi)壁包覆隔熱泡沫，艙內(nèi)采用通風(fēng)系統(tǒng)保證載人風(fēng)速環(huán)境符合要求和空氣溫度均勻性。在返回艙外壁上安裝有設(shè)備，設(shè)備處于鋁蜂窩板與返回艙夾層內(nèi)，具體形式可參見(jiàn)文獻(xiàn)[20]和文獻(xiàn)[21]，返回艙采用典型的跳躍式軌道，以近第二宇宙速度返回。

圖1 返回艙傳熱過(guò)程示意Fig.1 Schematics of reentry capsule heat transfer process

基于傳熱過(guò)程特點(diǎn)，傳熱模型采用如下簡(jiǎn)化：

1）返回艙內(nèi)采用集中式通風(fēng)系統(tǒng)，空氣溫度及風(fēng)速分布均勻，空氣溫度采用集總參數(shù)假設(shè)；返回艙艙壁、設(shè)備及鋁蜂窩板因?qū)崃己靡簿捎脺囟燃倕?shù)假設(shè)。

2）防熱燒蝕層內(nèi)側(cè)溫度主要取決于氣動(dòng)熱流，忽略返回艙溫度變化對(duì)防熱層內(nèi)側(cè)溫度影響。

3）設(shè)備與艙壁溫度水平相近、角系數(shù)小，忽略設(shè)備與艙壁間輻射換熱，設(shè)備和艙壁均只考慮與蜂窩板間輻射換熱。

4）艙壁泡沫、多層、蜂窩板安裝支架熱容較小，忽略其熱容影響。

基于上述傳熱關(guān)系和簡(jiǎn)化假設(shè)，建立返回艙空氣、艙壁、設(shè)備及蜂窩板在氣動(dòng)熱環(huán)境下溫度控制方程如下

式中Kwc為艙壁與空氣傳熱系數(shù)，由于艙壁及泡沫厚度遠(yuǎn)小于艙體特征尺寸，可近似表示為Kwc=1/(1/hc+δm/λm)；ρc、Vc、cc、Tc別為返回艙空氣的密度、體積、比熱容和溫度；τ為返回時(shí)間；Qc為返回艙內(nèi)熱負(fù)荷；hc為泡沫表面空氣對(duì)流換熱系數(shù)；δm和λm分別為艙壁泡沫厚度和導(dǎo)熱系數(shù)；Aw為返回艙艙壁面積；Tw為返回艙艙壁溫度；ρw、Vw、cw分別為返回艙艙壁的密度、體積、比熱容；ρn、Vn、cn、Tn分別為設(shè)備的密度、體積、比熱容和溫度；ρh、Vh、ch、Th分別為蜂窩板的密度、體積、比熱容和溫度；Knw為設(shè)備與艙體間傳熱系數(shù)；Anw為設(shè)備與艙壁接觸導(dǎo)熱面積；σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù)；Anr為設(shè)備表面輻射換熱面積；εh為蜂窩板內(nèi)側(cè)表面發(fā)射率；εn為設(shè)備表面發(fā)射率；εw為返回艙艙壁表面發(fā)射率；Ah為蜂窩板面積；當(dāng)蜂窩板、艙壁或設(shè)備表面包覆多層隔熱材料時(shí)，可將多層等效為厚度為0的熱控涂層，其等效發(fā)射率εw、εh、εn均可表示為εeff/(1+εeff/εout)，εout為多層隔熱組件外表面膜實(shí)際半球發(fā)射率，εeff為多層有效發(fā)射率。Khw為蜂窩板與艙壁間傳熱系數(shù)；Ahw為蜂窩板與艙壁間支架接觸面積；Ta為防熱燒蝕層內(nèi)側(cè)溫度；Qn為設(shè)備熱耗；Kah為蜂窩板法向傳熱系數(shù)。

式（1）反映了氣動(dòng)熱環(huán)境下，返回艙蜂窩板、艙體、設(shè)備和空氣間的導(dǎo)熱、對(duì)流和輻射動(dòng)態(tài)耦合換熱關(guān)系：空氣溫度控制方程描述了艙內(nèi)空氣與返回艙艙體間對(duì)流和導(dǎo)熱耦合換熱關(guān)系，以及艙內(nèi)熱耗對(duì)空氣溫度影響；艙體溫度控制方程描述了返回艙艙體與艙內(nèi)空氣對(duì)流耦合換熱、與設(shè)備導(dǎo)熱耦合換熱、與防熱層內(nèi)側(cè)蜂窩板間的輻射及導(dǎo)熱耦合換熱關(guān)系；設(shè)備溫度控制方程描述了設(shè)備與艙體導(dǎo)熱耦合換熱、與防熱層內(nèi)側(cè)蜂窩板的輻射耦合換熱關(guān)系及設(shè)備熱耗影響；防熱層內(nèi)側(cè)蜂窩板溫度控制方程描述了與防熱燒蝕層內(nèi)側(cè)換熱、與設(shè)備間的輻射耦合換熱、與艙體間的輻射及傳導(dǎo)耦合換熱關(guān)系。該分析模型方程組為非線性常微分方程組，給定初始溫度及返回工作模式對(duì)應(yīng)的熱負(fù)荷條件，利用數(shù)值方法可求得返回艙溫度變化特性[22]。

2 返回艙熱控設(shè)計(jì)分析

2.1 分析模型參數(shù)

基于前述模型，對(duì)返回艙在氣動(dòng)熱環(huán)境下的熱特性進(jìn)行分析研究，返回艙艙壁面積及密封艙體積等系統(tǒng)參數(shù)如表1所示。

表1 分析模型參數(shù)Tab.1 Analysis model parameters

為具代表性，選擇熱耗最大的某通信終端設(shè)備作為分析對(duì)象，其在返回前開(kāi)機(jī)，返回段持續(xù)工作，其參數(shù)如表2所示。

表2 設(shè)備參數(shù)Tab.2 Avionics parameters

防熱燒蝕層內(nèi)側(cè)溫度Ta按文獻(xiàn)[23]給出的跳躍式返回過(guò)程溫度變化作為氣動(dòng)熱環(huán)境邊界條件，如圖2所示，返回時(shí)間約1 900s，防熱燒蝕層內(nèi)側(cè)最高溫度為406K。為便于數(shù)值計(jì)算，將原始數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)值擬合為

從圖2對(duì)比結(jié)果可以看出，擬合結(jié)果與文獻(xiàn)[23]中給出的原始數(shù)據(jù)一致性較好。

圖2 跳躍式返回，防熱燒蝕層內(nèi)側(cè)溫度隨時(shí)間變化Fig.2 For lunar skipping reentry trajectory, the inner surface temperature of thermal protection ablation material for time

2.2 艙壁/蜂窩板表面狀態(tài)優(yōu)化

為確定合理的返回艙表面熱控設(shè)計(jì)狀態(tài)，對(duì)返回艙艙壁和蜂窩板內(nèi)側(cè)表面不同狀態(tài)下的返回艙再入過(guò)程溫度變化特性進(jìn)行了分析，分析工況如表3所示。返回前初始狀態(tài)，利用主動(dòng)熱控系統(tǒng)將空氣溫度Tc、艙壁溫度Tw，設(shè)備溫度Tn調(diào)節(jié)為293.2K，蜂窩板溫度Th為285.8K。返回開(kāi)始，通信終端設(shè)備開(kāi)機(jī)，熱耗增加至 67W；設(shè)備表面噴高發(fā)射率黑漆εn=0.88；與艙體間采用支架直接安裝，傳熱系數(shù)Knw為 50W/（m2·K）。返回艙內(nèi)熱負(fù)荷Qc不變，其余參數(shù)見(jiàn)2.1節(jié)。

表3 不同表面狀態(tài)分析工況Tab.3 Analysis cases for different surface thermal emissivity

圖3給出了不同表面狀態(tài)下，返回過(guò)程，蜂窩板溫度隨時(shí)間變化，受氣動(dòng)熱影響，蜂窩板溫度逐漸升高，最高溫度401K，蜂窩板溫度主要受防熱層內(nèi)側(cè)溫度影響，蜂窩板內(nèi)側(cè)及返回艙艙壁不同表面狀態(tài)對(duì)蜂窩板溫升影響較小。

圖3 不同表面狀態(tài)，蜂窩板溫度隨時(shí)間變化Fig.3 Honey-comb plate temperature for time with different surface thermal emissivity

圖4給出了通信終端設(shè)備返回過(guò)程溫度變化，設(shè)備最高溫度314K，最大溫升21K，蜂窩板內(nèi)側(cè)噴黑漆（工況1）較包覆多層狀態(tài)（工況5），設(shè)備最大溫升相差1K，蜂窩板表面狀態(tài)對(duì)設(shè)備溫升影響較小。

圖4 不同表面狀態(tài)，設(shè)備溫度隨時(shí)間變化 Fig.4 Avionics temperature for time with different surface thermal emissivity

圖5和圖6分別給出了返回艙艙壁及艙內(nèi)空氣返回過(guò)程溫度變化，表面狀態(tài)對(duì)返回艙艙壁及空氣溫升影響明顯。工況1為輻射換熱較強(qiáng)情形，返回艙艙壁最大溫升6K，空氣溫升3.5K，溫升較為明顯。為減小蜂窩板與返回艙艙壁間輻射換熱，可通過(guò)在蜂窩板內(nèi)側(cè)包覆多層（工況3）、返回艙艙壁包覆多層（工況4）或蜂窩板內(nèi)側(cè)及返回艙艙壁均包覆多層（工況5）來(lái)降低返回艙溫升。蜂窩板內(nèi)側(cè)包覆多層（工況 3）和返回艙艙壁包覆多層（工況 4）均能夠有效降低溫升，且二者效果相當(dāng)，返回艙艙壁最大溫升1K，空氣最大溫升0.6K。蜂窩板內(nèi)側(cè)及返回艙艙壁均包覆多層（工況5）對(duì)降低溫升效果最好，返回艙艙壁最大溫升0.6K，空氣最大溫升0.3K，相對(duì)于單側(cè)包覆（工況3、工況4）差別不大。

圖5 不同表面狀態(tài)，艙壁溫度隨時(shí)間變化Fig.5 Capsule structure temperature for time with different surface thermal emissivity

圖6 不同表面狀態(tài)，空氣溫度隨時(shí)間變化Fig.6 Air temperature for time with different surface thermal emissivity

從分析對(duì)比結(jié)果可以看出，為有效控制返回艙溫升且節(jié)省熱控系統(tǒng)質(zhì)量，可采用單側(cè)包覆多層措施，同時(shí)，為降低蜂窩板對(duì)返回艙外設(shè)備輻射加熱且便于多層安裝，將多層包覆于蜂窩板內(nèi)側(cè)、返回艙艙壁保持鋁本色（工況3）為優(yōu)選方案。

2.3 設(shè)備熱控優(yōu)化

在按2.2節(jié)分析確定返回艙艙體熱控優(yōu)化設(shè)計(jì)狀態(tài)下，對(duì)返回過(guò)程艙外設(shè)備溫度變化特性進(jìn)行分析。仍以熱耗最大的通信終端設(shè)備為代表，圖7給出了設(shè)備3種不同表面狀態(tài)：噴黑漆（εn=0.88）、鋁本色（εn=0.13）和包覆多層（εn=0.023 1），設(shè)備與艙體間傳熱系數(shù)Knw對(duì)返回段設(shè)備最大溫升 ΔTn，max影響：

圖7 設(shè)備最大溫升隨設(shè)備與艙壁接觸傳熱系數(shù)變化Fig.7 Maximum avionics temperature increase for heat transfer coefficient between the avionics and capsule structure

1）同一Knw條件下，設(shè)備表面發(fā)射率εn越高，設(shè)備最大溫升 ΔTn，max則越大。表面噴黑漆的高發(fā)射率表面狀態(tài)對(duì)應(yīng)的設(shè)備最大溫升較包覆多層的低發(fā)射率表面狀態(tài)高約7℃。

2）增大設(shè)備與艙體間傳熱系數(shù)Knw，可降低返回段設(shè)備最大溫升 ΔTn，max。若設(shè)備與艙體絕熱安裝（Knw=0）、表面噴黑漆（εn=0.88），設(shè)備溫升最大，達(dá)25℃，設(shè)備最高溫度已接近允許上限。采用多層包覆等措施降低設(shè)備表面發(fā)射率，同時(shí)通過(guò)設(shè)備與艙體間采用熱管耦合等方式增大Knw，設(shè)備最大溫升能夠控制在5℃以內(nèi)。

綜上，降低設(shè)備表面發(fā)射率、增加設(shè)備與艙體間傳熱系數(shù)是控制返回段溫升的有效措施。對(duì)于僅在返回段工作的電子設(shè)備，可同時(shí)采取上述兩項(xiàng)措施；對(duì)于在軌飛行段工作需要依靠表面輻射散熱，不宜降低設(shè)備表面發(fā)射率的設(shè)備，需通過(guò)增加設(shè)備與艙體間熱耦合措施來(lái)控制返回段設(shè)備溫升。

2.4 熱負(fù)荷分布優(yōu)化

圖8和圖9給出了不同返回艙艙外設(shè)備熱負(fù)荷Qf狀態(tài)下，返回艙艙壁溫度與空氣溫度隨時(shí)間變化，設(shè)備熱流密度按通信終端設(shè)備熱流密度選取。返回階段，返回艙外設(shè)備熱負(fù)荷越大，艙壁和空氣溫升也越大。但返回艙外熱負(fù)荷增加對(duì)艙壁和空氣溫升影響不大，返回段艙外設(shè)備熱負(fù)荷Qf=7 00W 較艙外設(shè)備熱負(fù)荷Qf=0W狀態(tài)，艙壁最大溫升僅相差0.6K，空氣溫升僅相差0.6K。

圖8 不同艙外熱負(fù)荷，艙壁溫度隨時(shí)間變化Fig.8 Capsule structure temperature for time with different heat load on the outer structure surface

圖9 不同艙外熱負(fù)荷，空氣溫度隨時(shí)間變化 Fig.9 Air temperature for time with different heat load on outer structure surface

圖10和圖11給出了返回段，不同艙內(nèi)熱負(fù)荷狀態(tài)下，返回艙艙壁溫度與空氣溫度隨時(shí)間變化，艙內(nèi)熱負(fù)荷由對(duì)流通風(fēng)收集直接傳遞至空氣。返回階段，返回艙內(nèi)熱負(fù)荷越大，艙壁和空氣溫升也越大。返回段艙內(nèi)熱負(fù)荷Qc=7 00W 狀態(tài)，艙壁最大溫升3.3K，空氣最大溫升8.9K，空氣溫度已接近允許溫度上限，返回艙內(nèi)熱負(fù)荷增加對(duì)艙壁和空氣溫升影響明顯。

圖10 不同艙內(nèi)熱負(fù)荷，艙壁溫度隨時(shí)間變化Fig.10 Capsule structure temperature for time with different heat load in the capsule

圖11 不同艙內(nèi)熱負(fù)荷，空氣溫度隨時(shí)間變化Fig.11 Air temperature for time with different heat load in the capsule

綜上，對(duì)于返回段工作設(shè)備，應(yīng)盡量布置于返回艙艙外，避免集中于艙內(nèi)時(shí)受對(duì)流通風(fēng)傳熱能力限制，使返回艙空氣及艙壁溫度快速升高，影響載人熱環(huán)境控制。

3 飛行驗(yàn)證

將分析提出的返回艙熱控設(shè)計(jì)優(yōu)化措施應(yīng)用于我國(guó)新一代載人飛船試驗(yàn)船。新一代載人飛船外形與結(jié)構(gòu)特點(diǎn)如圖12所示，返回艙高4 340mm，最大直徑為4 100mm。返回艙采用防熱結(jié)構(gòu)-密封結(jié)構(gòu)雙層構(gòu)型。根據(jù)前述分析結(jié)果，適應(yīng)氣動(dòng)熱環(huán)境的返回艙對(duì)應(yīng)熱控措施如下（見(jiàn)圖12）：

圖12 新一代載人飛船返回艙Fig.12 Reentry capsule of new generation manned spacecraft

1）熱負(fù)荷分布優(yōu)化：將返回艙設(shè)備主要集中于密封艙和防熱結(jié)構(gòu)之間的非密封艙空間，主要布局推進(jìn)、姿軌控、回收著陸、信息管理等平臺(tái)設(shè)備；密封艙內(nèi)主要布局航天員及環(huán)控生保相關(guān)設(shè)備。密封艙和防熱結(jié)構(gòu)之間為非密封艙空間熱負(fù)荷占返回艙熱負(fù)荷 90%以上，利于返回段溫升控制。

2）設(shè)備導(dǎo)熱安裝：高功耗設(shè)備與密封艙結(jié)構(gòu)或支撐結(jié)構(gòu)進(jìn)行導(dǎo)熱安裝，涂導(dǎo)熱脂，保持良好熱接觸，增強(qiáng)設(shè)備與安裝面間導(dǎo)熱。

3）防熱層蜂窩板內(nèi)側(cè)表面低發(fā)射率處理：對(duì)于頭罩、肩部、側(cè)壁對(duì)應(yīng)的防熱層蜂窩板內(nèi)側(cè)包覆15單元多層隔熱材料，對(duì)于裙部的防熱層蜂窩板內(nèi)側(cè)表面貼低發(fā)射率聚酯鍍鋁薄膜，降低密封艙艙壁與防熱層內(nèi)側(cè)間輻射換熱。

4）返回艙密封艙艙壁低發(fā)射率處理：密封艙鋁壁表面維持鋁本色，降低密封艙艙壁與防熱層內(nèi)側(cè)間輻射換熱。

5）防熱層與密封艙艙壁間隔熱：在防熱層安裝支架與防熱層蜂窩板之間安裝3mm厚玻璃鋼隔熱墊，降低防熱層與密封艙壁間導(dǎo)熱。

2020年5 月，新一代載人飛船試驗(yàn)船完成首次在軌飛行，氣動(dòng)熱防護(hù)、氣動(dòng)熱環(huán)境下返回艙熱控設(shè)計(jì)得到了在軌飛行驗(yàn)證。返回艙以近第二宇宙速度高速返回，最高氣動(dòng)熱流密度4 500kw/m2，較“神舟”載人飛船返回過(guò)程熱流密度高4倍。表4給出了再入返回過(guò)程，返回艙結(jié)構(gòu)與空氣溫度變化，表5給出了返回艙大功耗設(shè)備溫度變化。圖13～圖16分別給出了再入返回段防熱層內(nèi)側(cè)蜂窩板、密封艙壁、空氣溫度和典型大功耗設(shè)備溫度變化曲線。再入返回段，防熱層內(nèi)側(cè)蜂窩板最大溫升51.3℃，最高溫度74℃；返回艙密封艙壁最大溫升7.6℃，最高溫度20.9℃，滿足不高于45℃指標(biāo)要求；返回艙密封艙空氣溫度最大溫升2.6℃，最高溫度17.9℃，滿足不高于26℃指標(biāo)要求；返回艙設(shè)備最大溫升10.7℃，最高溫度23℃，滿足不高于50℃指標(biāo)要求。各項(xiàng)溫度指標(biāo)均處于正常范圍之內(nèi)，驗(yàn)證了適應(yīng)高氣動(dòng)熱環(huán)境的返回艙熱控措施有效性。

圖13 再入返回段，防熱層內(nèi)側(cè)蜂窩板溫度變化Fig.13 Honey-comb plate temperature for time during reentry phase

圖16 再入返回段，典型設(shè)備溫度變化Fig.16 Avionics temperature for time during reentry phase

表4 再入返回過(guò)程，返回艙結(jié)構(gòu)與空氣溫度變化Tab.4 Reentry capsule structure and cabin air temperature variants during reentry phase

表5 再入返回過(guò)程，返回艙設(shè)備溫度變化Tab.5 Reentry capsule avionics temperature variants during reentry phase

圖14 再入返回段，密封艙壁溫度變化Fig.14 Pressurized cabin structure temperature for time during reentry phase

圖15 再入返回段，空氣溫度變化 Fig.15 Cabin air temperature for time during reentry phase

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境下新一代載人飛船返回艙熱控特性進(jìn)行了研究，根據(jù)再入過(guò)程返回艙傳熱特性，建立了氣動(dòng)熱環(huán)境下返回艙動(dòng)態(tài)耦合傳熱集總參數(shù)模型，分析了再入返回過(guò)程返回艙動(dòng)態(tài)耦合換熱過(guò)程，提出了返回艙熱控優(yōu)化設(shè)計(jì)措施。將提出的優(yōu)化熱控措施應(yīng)用于我國(guó)新一代載人飛船試驗(yàn)船并完成了首次飛行驗(yàn)證，在近第二宇宙速度返回氣動(dòng)熱環(huán)境下，返回艙結(jié)構(gòu)、設(shè)備、空氣溫度段均控制在正常范圍之內(nèi)，驗(yàn)證了方法與措施的有效性。

相對(duì)于以往“神舟”飛船返回艙，新一代載人飛船返回艙以近第二宇宙速度返回，氣動(dòng)熱流密度較“神舟”飛船返回艙高4倍，防熱層結(jié)構(gòu)、設(shè)備布局、傳熱路徑與“神舟”飛船返回艙差異較大，通過(guò)分析提出的熱負(fù)荷分布盡量在密封艙外、防熱層蜂窩板內(nèi)側(cè)多層隔熱、返回艙艙壁保持鋁本色、增加設(shè)備與艙體間傳熱系數(shù)等返回艙熱控優(yōu)化措施，有效控制了返回艙返回再入過(guò)程的溫升。

通過(guò)研究建立的氣動(dòng)熱環(huán)境下返回艙動(dòng)態(tài)耦合傳熱模型和返回艙熱控優(yōu)化設(shè)計(jì)措施，可推廣應(yīng)用于其它返回艙，為返回式航天器適應(yīng)氣動(dòng)熱環(huán)境的熱控設(shè)計(jì)及防熱設(shè)計(jì)提供參考。