近日，南京航空航天大学卢天健、赵振宇团队围绕航天器再入全过程轻量化多功能防护问题，提出一种热驱动自触发变功能超结构。该结构突破传统“抵抗热、隔绝热”的设计思路，将再入过程中经防热结构衰减后传入的热量作为天然驱动力，通过相变材料、薄壁金属结构与气凝胶的协同响应，实现结构由初始承载与热控状态向缓冲吸能状态的功能转变。

相关成果以 “A function-transforming mechanical metastructure driven by thermal stimuli” 为题发表于国际期刊 Composite Structures。研究为航天器再入过程中材料—结构—功能一体化防护提供了新的设计思路。论文提出的核心在于，不再将热环境单纯视为有害载荷，而是尝试主动利用热刺激调节结构后续力学响应。

航天器从发射、再入到着陆，需要面对不断变化的服役环境：发射阶段要求结构具有足够的承载能力；进入大气层后，需要进行热防护和温度调控；而在着陆阶段，又需要通过结构变形吸收冲击能量。

传统方案通常采用“热防护层—吸能层—承载结构”等多层结构，不同功能由不同模块分别承担。虽然能够满足基本防护需求，却不可避免地增加结构层级、占用空间和系统质量。同时，大多数多功能结构的性能在设计完成后基本固定，难以根据不同服役阶段主动调整。论文正是针对这一问题，尝试利用再入热作为在位热刺激，使结构的主导防护功能随时间发生变化。

图1 航天器在发射、再入和着陆阶段面临的时变服役环境

图2 自触发变功能超结构组成及制备试样

这套结构的重要特点，在于其功能转换并不依赖额外的复杂主动控制系统，而是利用材料状态与结构温度变化本身建立热环境与力学响应之间的联系。

在初始状态下，薄壁金属骨架提供较高的承载刚度。准静态压缩实验表明，底部预制缺口可以作为预设的力学触发器，引导结构按照预定模式逐渐屈曲；径向翅片则显著提高第二阶段的承载与吸能能力。与无翅片构型相比，优化结构的第二阶段峰值强度提高约 106.2%，比吸能提高约 181.2%，说明结构在实现热功能集成的同时仍能够保持良好的承载和吸能性能。

进入热环境后，PCM 开始吸收热量并逐渐发生相变。大量热量以潜热形式被储存在结构内部，使冷端温度形成明显的平台区；同时，气凝胶抑制热量继续向后传播，径向翅片促进 PCM 内部热量重新分配。实验结果显示，优化后的 TC-NFPA 构型热控持续时间达到约 180 s，相较基准构型提高至约 8 倍，可控温度降低至约 55 ℃，体现出显著的热调控能力。

图3 不同结构的冷端温度响应及热控性能对比

如果只是把承载、隔热和吸能功能集中在同一个结构中，仍然属于传统意义上的多功能集成。这项工作的进一步突破在于：热环境能够改变结构随后承受冲击载荷时的力学行为。

研究团队分别对试样进行不同时间的加热，并在停止加热后立即开展压缩试验。结果发现，随着加热时间增加，结构的压缩峰值逐渐降低，整体响应由高承载状态向更加柔和、稳定的缓冲吸能状态发展。其物理本质来源于两方面：一方面，温度升高导致金属骨架发生温度相关软化；另一方面，PCM 从固态逐渐转化为半熔融或熔融状态，其对薄壁结构的内部支撑作用随之改变。由于 PCM 在加热过程中储存了大量潜热，即使撤去热源，结构仍可在一定时间内保持较高温度，从而持续影响后续压缩响应。由此形成一条清晰的功能演化链：

热输入 → PCM 相变储能 → 温度场变化 → 材料与支撑状态改变 → 屈曲模式变化 → 力学响应转换

也就是说，环境中的温度场最终转化为对力场的调控。

图4 热—力顺序加载下超结构由热控状态向缓冲响应转变的实验与作用机制

相比传统多功能结构，这项研究更加关注一个问题：结构不仅需要具备多种功能，更需要在不同服役阶段发挥最需要的功能。

在初始阶段，结构具有较高刚度和承载能力；进入再入热环境后，PCM 与气凝胶共同承担热量调控任务；随着热刺激持续作用，PCM 相态及金属骨架状态发生变化，使结构在后续冲击载荷作用下呈现更加明显的缓冲吸能特征。由此，原本单纯需要防御的气动热被转化为驱动结构功能演化的天然刺激，实现了从“抵御环境”向“利用环境”的设计转变，也使多功能结构设计由传统的空间功能集成进一步拓展到时间维度上的功能演化。

研究表明，该结构在受控实验条件下验证了“承载—热控—缓冲”功能转换机制的可行性。与此同时，论文也指出，目前研究仍处于代表性结构单元和实验室条件下的原理验证阶段，PCM 高温熔化后的封装、循环服役可靠性以及更加真实的再入热—力环境仍需要进一步研究。

这项工作所传递出的设计理念或许比单一性能指标更加值得关注：