当轨道器在返回阶段进入地球大气层时，它外部由摩擦产生的热量在300到1500℃之间，因此必须要有防护层，否则飞机将熔化。金属热防护系统与传统热防护系统相比， 防热层和承力结构一体化，无需气动外壳，可以减轻系统质量， 防热面板容易安装和拆卸， 可以大大节省维护时间和成本，适合可重复使用运载器降低成本、提高可靠性的要求。

不同部位使用的防护层不同，机鼻和机翼前缘的温度最高，其他70%的部位由能抵御370到1260℃的瓷砖覆盖，这些瓷砖隔热性能良好，可以保证热量不被传导到飞行器上。

国外高马赫数飞机用热防护材料与结构的发展始于SR-71，上世纪60年代，形成以SR-71机用结构为代表的第一代热防护结构，这类防护结构以树脂基复合材料为基础(硅树脂、硅氧烷)，将树脂基复合材料贴合于金属内蒙皮上，用于前缘热防护。硅树脂及硅氧烷复合材料的温度使用极限约在300摄氏度，而该机以马赫数3.2的高速飞行时，前缘温度已达到310摄氏度，基本在材料耐热极限使用，这导致SR-71频繁更换热防护材料，维护费用高昂。另外，由于热防护材料与隔热技术相对落后，SR-71机身几乎为热结构，仅在关键部位进行必要的热防护处理；由于抗热膨胀技术较差，飞机表面采用波纹蒙皮对抗热膨胀，表面涂覆高发射率热控涂层。这种热防护结构使用温度较低(不超过500摄氏度)，材料的重复使用存在较大问题。

上世纪90年代，形成以X-15为代表的第二代热防护结构，此时的钛合金生产技术已经成熟，X-15几乎全部使用钛合金作为外蒙皮，内部使用柔性热防护材料。由于结构与蒙皮相连，柔性热防护材料虽能阻断辐射热，但对传导热的阻断能力有限，所以其综合隔热效能并不太佳。但这种热防护结构设计简单，容易维护，成本较低，其热防护效果主要取决于柔性热防护材料的隔热性能。

本世纪初，形成以X-37B、X-43、X-51A为代表的第三代热防护结构，此时主要以陶瓷基复合材料和金属蜂窝为主干材料的热防护结构，这类结构构型相对复杂，所用材料种类较多，隔热效果较为理想。该类结构用陶瓷基复合材料作为耐热材料，并起到部分隔热目的，优点是结构较轻、隔热性好，缺点是陶瓷基复合材料柔性较差，容易破损，陶瓷瓦之间的间隙使用高温密封剂进行填充，对密封材料要求很高。金属蜂窝为主的金属热防护结构，其结构特点为外蒙皮与结构间填充柔性热防护材料，并用高温合金紧固件连接金属蜂窝与内部结构，尽量减小蜂窝与结构的接触点，以达到最优的隔热效果，这类结构的优点在于金属蜂窝韧性较强，不易破损，隔热效果较好，但由于蜂窝芯与面板焊接而成，抗热震性能及复杂形状加工性能都较差。

一类新型热防护结构之间被研究出来，被称为第四代热防护结构，此类热防护结构更多考虑轻质、耐久性、更好的隔热效果、良好的维护性能等，所用材料包括：点阵材料，高性能陶瓷泡沫，刚性纤维热防护材料、增韧陶瓷材料等。设计上逐渐模糊材料与结构的界限，呈现多学科交叉综合运用的特点。这类结构成熟度相对较低，但其结构热防护性能优越，耐久性好、可多次重复使用、维护成本降低。但明显要求很高的工艺精度，很多部位需进行无缝对接，对制造技术要求很高。

机构建设方面，国外发达国家均提出了自己的高马赫数飞机发展规划，并将热防护技术确定为关键技术之一。2008年，美国国防部向国会提交的《高超声速发展计划报告》更是明确指出热防护材料与结构技术是高马赫数飞机发展的重点和难点，并建议成立专门的研究团队。由此NASA研究中心和美国空军于2009年3月在加利福尼亚、德克萨斯和弗吉尼亚成立了3个国家高超声速中心，其中之一便是高马赫数飞机材料与结构研究中心，专门从事热防护材料与结构的研究工作。

经过半个多世纪的研究和应用验证，热防护技术经历了从验证机到型号飞机、从3马赫到20马赫的大量实践，在此期间不断发现问题和总结经验，应用水平已相当成熟，大部分热防护材料的使用环境已突破1300摄氏度，并拥有较高的技术成熟度，满足5马赫型号飞机使用。甚至部分材料的使用环境可达2600摄氏度以上，满足8～10马赫飞机验证使用。根据美国的高马赫数飞机发展战略，正在突破20马赫的热防护技术，美国的学者们也正在开展基于20马赫的热防护材料与结构研究工作。

可重复使用运载器（ Reusable Launch Vehicle）是降低天地运输成本， 提高运载能力和发射频率的必由之路，因此受到航天发达国家和地区的重视。 2000年，美国 NASA和SLI（Space Launch Initionative）提出了第二代可重复使用运载器研制计划 。计划的目的是研制一种发射价格比现有航天飞机低10倍（每千克有效载荷的发射价格控制在1000美元左右），而可靠性高100倍的可重复使用运载器。

对于可重复使用运载器，热防护系统（TPS）与电子设备、推进和承力结构具有同等重要的作用。它决定了运载器的再入轨道和再入加速度， 影响运载器的发射维护费用和运载能力。对于防热设计来说，普通的返回式航天器是一次性使用的，因而其再入防热问题较易解决。航天飞机的设计目的是要重复使用，但其热防护材料远不能满足要求。在投入使用后航天飞机发射费用远没有象预料的那样便宜；而且每次发射后都要进行检修，不可能按照原目标每年进行24次飞行。航天飞机每次飞行后用于更换修复TPS的工时数为17000h。 新一代RLV的设计目标中的一个重要方面就是研制先进的TPS，降低更换维护费用和时间，从而可以使RLV在数天后再次飞行。为达成上述目的，金属TPS的研究被提上日程。金属TPS存在满足RLV要求的潜在能力。有关新一代RLV的方案有多种，从1997年开始由美国洛马公司研制的 “ X-33先进技术验证机”，被列入正式研制项目，虽然由于其复合材料液氢储罐出现问题而失败，但其提出的TPS概念得到了验证。在X-33先进技术验证机上，由覆盖在飞行器大片表面的金属蜂窝TPS板构成其气动外壳，而只有鼻锥和机翼前缘用C/C复合材料制作。

防热结构通常由防热层、隔热层和承力结构三部分组成。 金属TPS采用预封装蜂窝夹芯结构，防热层和承力结构一体化，都由金属蜂窝夹芯结构承担，隔热层由填在金属盒中的轻质绝热纤维承担，其特点如下：

（1）无需气动外壳，质量比航天飞机热防护系统显著降低，经久耐用，无需防水，降低了成本；

（2）在通过大气层飞行时，保护运载器免受气动应力和再入大气的高温；

（3）保护空间运输系统免受微流星体和空间碎片撞击；

（4）金属热防护面板与脆性防热瓦系统相比，可以大大减少维修时间和成本；

（5）面板容易安装、拆卸。

（1）超耐热合金蜂窝热防护系统板

超耐热合金蜂窝TPS板是热防护系统的最小单元，整个TPS由这种TPS板拼装而成。

预封装超耐热合金蜂窝TPS通过以RLV需求为指导作的评估而得到逐步提高。 图1是这种TPS板的结构图。超耐热合金蜂窝TPS板由0.152mm厚超耐热合金箔铺在金属蜂窝两面，内部填充绝热纤维材料并封装制得。侧面的金属板做成褶皱状以减少热应力和抵抗受压时的弯曲变形。外层蜂窝夹芯和侧面都由镍基超耐热合金Inconel 617制成。 这种合金可以承受982-1038℃的高温，极限瞬时耐热可达约1093℃。Inconel 617是固溶体增强的合金， 具有优良的抗氧化性，广泛的耐腐蚀性，优良的高温强度；其熔点为1362.8℃，密度为8.6g/cm3；主要应用于需要抵抗高温 （ 超过982℃）腐蚀的应用领域。用于燃气涡轮机的燃烧室和高温管道、工业炉的高温部件等。

TPS装配时板与板之间存在间隙，其上表面密封由TPS板的表层金属箔和褶皱侧面的凸缘外伸约7.6mm来互相配合实现，这样可以阻止热气体在板间空隙的流动。对于这种约30.5cm见方的板，只需要大于5.1mm的间隙来容纳板的外表面的线膨胀；在决定板间距的时候还应考虑应力变形的影响。与之对应，板的底部也有唇缘，用来密封板间空隙的底部，以抑制任何热气体在板间的流动。

金属封装壳的下表面由钛合金（Ti-6Al-4V）制作，与外表面相比，下表面不用承受过高的温度，用钛合金可以大大减轻质量；已有设计中，下表面仍然采用蜂窝夹芯。覆盖在钛合金蜂窝上的钛合金箔厚约0.076mm，由化学刻蚀得到，蜂窝直径约4.8mm，壁厚约0.038mm。在板的底部开有小孔，用来保持板内气压与周围一致，小孔用400目的隔板封住，可以防止水的进入。

这种超耐热合金蜂窝TPS使用机械连接装配到飞行器承力结构上。连接件通道从TPS的上表面贯通到内表面，内表面有装配用的孔，这些孔的直径小于连接件通道直径。连接件固定在通道底部，从而使整个板固定在飞行器框架上。固定后，在通道中塞满纤维状绝热材料以降低热传导，然后盖上带螺纹的通道盖封闭这些通道。在 TPS板与内层结构之间，由一种轻质耐高温的芳香族聚酰胺（ 商品名为nomex）毡隔开。在nomex毡上涂上RTV硅橡胶以阻止其在板下的移动。在板的机械连接件紧固时，nomex毡被压紧到大约原高度的一半，被压紧的毡不仅阻止了热气体在板下的流动，而且可以起到减震和提供预紧力防止连接件松脱的作用。

封装在金属外壳里的纤维状绝热材料用来实现阻止热流进入飞行器内部结构的基本功能。金属外壳保护了易损伤的高效绝热材料，设计使用的纤维绝热材料是ICI法制备的氧化铝纤维（ 商品名为saffil），密度仅约0.05g/cm3。一些别的纤维被考虑用来进一步减轻系统质量，包括可以更好地反射辐射的表面涂层saffil氧化铝和内部多隔离绝热材料。

（2）金属热防护系统的性能评估

为了评估超耐热合金蜂窝TPS上的适用性，作了一系列的建模计算和重要测试。RLV试验包括：内部绝热材料的制备和表征，模拟TPS外表面的雨水侵蚀试验，以及面板的低、高速冲击，面板风洞电弧加热射流试验，面板风洞气动热验证试验，面板捆在F-15飞机下面所作飞行试验，以及TPS试验等。

热防护系统整体试验也在为X-33先进技术验证机专门研制的特殊设施及能够模拟超声速的环境中进行。金属面板组件承受模拟飞行器经受的热、声、压和振动载荷。面板承受相当于60次飞行任务时间，即4倍于X-33先进技术验证机飞行的试验时间。在莱特—普拉特空军基地，试验设施能模拟飞行器起飞、上升和急剧加热时的温度、振动和噪声，X-33先进技术验证机的面板进行了热、振动和声试验，验证了面板和密封的耐久性及使用寿命。