各向异性因子                            j个无量纲参数

I       辐射强度,                        极角,rad

Ib      黑体辐射强度，                   散射角,rad

      热传导率，                    波长，m

     低温导热系数，                x轴方向与辐射传播方向夹角余弦 

     高温导热系数，               第j个离散方向的极角余弦

      罗斯兰平均消光系数，               恒等矩阵

      等效Rosseland平均消光系数             密度,

                                          光谱吸收系数，

L       保温层厚度,m                           散射系数,

M       离散方向数                            光谱散射系数，

N       测量温度数据的数量                     散射相位函数

P       未知参数数                             散射相函数的平均内散射角

      辐射热通量                            方位角,rad

t        时间,s                               等效散射反射

T        温度,K                               的散射波长的加权反射

       初始温度，K                         散射加权反射率

       热侧温度，K                      下标

       在厚度为20mm的温度，，K           a        吸收

       冷侧温度，K                       b        黑体

       第i个用计算得到的温度数据,K      s        散射

      第i个测量得到的温度数据,K       

x        位置，m                          上标

X        未知向量       k   迭代次数

       第j个未知参数

1  引言

1。1 课题研究背景

飞行器在使用的过程中很容易发生过热和烧毁的事故，因此热防护系统（Thermal Protection System TPS)成了飞行器设计过程中必不可少的一项技术。实现这个系统的关键技术是对于各种防热材料和结构的选用，目的是为了在保证飞行器安全的情况的同时，使热防护层的重量尽量减小并提高热防护层的隔热效率[1] 。对于只使用一次的航天器来说，其热防护系统的设计还是相对较容易的，例如我国的载人航天飞行器神舟系列所采用的就都是一次性使用的主动式的热防护系统，即低密度的硅基碳化烧蚀材料。但是对于需求重复使用的航天器来说，它们的热防护系统的设计相对于一次性使用的航天器来说就复杂很多了，因为这类航天器不仅要求可以重复使用，还要求其具有质量轻，有耐用性、可操作性，和实际成本低等特点。质量轻是为了提高飞行器的有效负载能力；耐用性是指对来自环境威胁的抵抗力，例如低速撞击，高速撞击和雨点的撞击；可操作性是指可以方便的进行拆除、更换和整理工作，以及在两次飞行之间易于进行维护工作；成本低则是指在包括在开发、制作、安装和维修的整个过程中花费低。由于以上的原因，在未来可重复使用TPS将是更多材料和结构形式的综合应用，并且能够实现气动热、结构与材料一体化设计，以及大幅度减少发射成本的伟大目标，因此这也对热防护系统的设计和理论研究领域提出了崭新的挑战。在本文中，就是对热防护系统的隔热材料的特性进行的研究。由于纤维隔热材料具有以上所述的特点，使得它已逐渐成为热防护系统中使用得较多的隔热材料。至今，已经成功开发并且进行批量生产的纤维品种主要有玻璃纤维、碳纤维、石英纤维、氮化硼纤维、氧化锆纤维、硅铝酸纤维、碳化硅纤维、莫来石纤维和氧化铝纤维[2]。考虑到耐火纤维材料的生产和应用，国内外目前都主要使用的是非晶质纤维，而在非晶质纤维之中，硅酸铝纤维及其制品可以说是目前国内外最为成熟的产品，同其他的绝热耐火材料相比而言，前者体积密度小、热导率小以及良好的耐温度急变性，其使用温差可以大于1200℃。如果加入适量的氧化铝纤维，则可以进一步的提高其使用温度[3]。目前，很多国家都展开了对硅酸铝纤维的研制和应用工作，美、英以及前苏联相对于其他国家处于领先地位[4]。论文网