近年来，各类大行星探测器的研制成为航天技术发展中的一个重要内容。有的行星如木星，其质量比地球大得多，行星表面大气也比地球要稠密。当航天探测器在这类大行星表面着陆时，会遇到超高比焓、超高热流密度等非常恶劣的环境，以“伽利略”号木星探测器为例，探测器进入木星大气时，其相对于大气的速度高达48 km／s，其值相当于地球上洲际导弹再入速度的7.8倍，加热环境之严重可想而知。针对这种严重的加热环境，设计师的注意力再次转向高温、高密度烧蚀材料，如碳一酚醛、碳一碳等类材料。
航天器防热设计的最大困难是到目前为止，人们尚无法用地面试验手段来完整地模拟航天器返回地球或进入行星大气层的全过程，更不可能进行全尺寸的真实模拟。因此，加热环境与防热结构之热响应过程主要依靠数值计算来完成，理论分析在整个设计中占有很重要的地位。。当然，这种理论分析模型必须经地面试验验证和多次参数修正才能趋于完善。同时，整个设计必须以可能实现的材料工艺为基础。
防热设计的首要任务是选择适当的防热方案。不同类型的航天器具有不同的热环境，即使是同一航天器，其不同部位的受热情况也相差很大，因此它们的防热方案也往往不相同。
影响航天器防热方案选择的参数有两类，一类是环境参数；另一类是约束条件。前者反映航天器可能遇到的轨道环境、热流密度、总加热量等参数，后者包括总体设计及各分系统对防热结构的要求，如外形、结构分段、开口要求、允许的最大舱壁温升及分配的质量指标限额。
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