挑战者号航天飞机失事的直接原因，是1986年1月28日肯尼迪航天中心的低温天气，使固体火箭助推器的氟橡胶密封圈失去弹性导致泄漏，挑战者号航天飞机发射升空73秒发生爆炸。哥伦比亚号航天飞机失事的直接原因，是升空过程中外贮箱脱落的绝热用聚氨酯泡沫塑料，撞击损坏了轨道器左翼前缘的防热用增强碳一碳复合材料，导致2003年2月1日返回大气层时因超高温气流的侵入而解体坠毁。
两次失事使美国的航天事业受到沉重打击，尤其是哥伦比亚号航天飞机失事后，美国航宇局不得不面对超高代价的成功博弈。因为一旦再失事其超高代价之一，不是一般飞船的1～3位航天员，而是前所未有的第三次7位航天员的惨痛生命代价；超高代价之二，不是一次性使用的单个的概念，而是面对1架主飞4架备份的航天飞机，一次失事是20％，两次失事就是40％——已濒临前所未有的再失事一次势必崩盘的命运。
如果说美国航宇局高层对氟橡胶密封材料的无知，断送了挑战者号航天飞机的征程，那么事隔十七年，对聚氨酯泡沫绝热材料和碳-碳复合防热材料的无奈，又断送了哥伦比亚号航天飞机的归途。问题是为什么两次失事的直接原因都与非金属材料和热环境有关，这难道仅仅是偶然的巧合。最近本应在2011年11月1日发射升空的发现号航天飞机，又因外贮箱绝热结构的裂纹，发射日期多次延迟。
其实哥伦比亚号航天飞机失事的直接原因源于广义而言的热结构，即航天飞机以非金属材料为主体的热结构，包括外贮箱的绝热结构和轨道器的防热结构。外贮箱自1978年投产以来虽然设计改进无数，但值得回顾的亮点并不多，而人类航天史上第一例可复用热防护系统之热结构，就再入返回而言，130次成功返回和1次解体坠毁的记录(有关航天飞机飞行次数数据的信息来源截至2010年11月30日，以下同)，对于热防护系统技术的发展是难得的经验和教训。
以金属材料为主体的传统冷结构，其设计技术规范、分析优化软件和使用技术标准等已相当成熟，而以非金属材料为主体的热防护系统之热结构，至今仍处于新兴技术的成长阶段。主要依托上世纪七+年代的技术打造的航天飞机，其热防护系统的技术起点和难度是可想而知的。航天飞机计划于1971年启动，1973年其热防护系统的方案选择如表1所示。
航天飞机的热防护系统的方案选择，受当时的研究水平所限，如陶瓷防热瓦在满足基本热防护功能的同时，存在脆性、吸水性和维护成本高等先天不足。
碎片或空间粒子撞击后能否保证防热瓦完整无损，一直是困扰航天飞机热防护系统的棘手难题。1984～1998年25次飞行任务后检查防热瓦被撞击次数的统计表明，大于1英寸的撞击次数平均为30.7次，总撞击次数平均为158.5次。防热瓦受损的典型图片，见图1。
因此自1981年首飞以来，除了每次飞行后回到地面严格检测、更换处理外，航天飞机热防护系统的改进升级比较侧重于陶瓷防热瓦。上世纪八十年代、九+年代和两千年，均有增强、耐热、耐久的升级版陶瓷防热瓦问世。陶瓷防热瓦的改进升级对于弥补其脆性等先天不足颇有成效。例如1 994年执行STS-59飞行任务的奋进号航天飞机，首次试用AETB增强陶瓷防热瓦，与之配套的表面涂层也由RCG升级为增韧型TUFl。其后在航天飞机主发动机底座等重要部位，局部换装九十年代升级版陶瓷防热瓦TUFI／AETB，换装数量达到772块以上。2006年执行STS-121飞行任务的发现者号航天飞机，首次试用波音公司的专利产品，即两千年升级版陶瓷防热瓦BRI，其后又在航天飞机的重要部位局部换装BRI。2010年发射升空的X-37B，其次高温区即采用TUFI／AETB陶瓷防热瓦。
航天飞机热防护系统的升级状况如表2所示。
值得注意的是航天飞机热防护系统的改进升级，涉及次高温区的陶瓷防热瓦和较低温区的隔热毡，唯独没有最高温区的增强碳一碳防热瓦。
航天飞机以非金属材料为主体的外贮箱绝热结构和轨道器防热结构，其特点是集热学、结构、材料、制造技术之大成。但是决定航天飞机总体结构的技术领军人物，通常还是比较熟悉传统的以金属材料为主体的冷结构。2003年2月1日哥伦比亚号航天飞机返回途中的轰然解体，使人们开始清醒的意识到，航天飞机所面临的热学、结构、材料、制造的连锁困局。液氢液氧需要卓有成效的绝热贮箱，当发射升空段泡沫局部脱落的问题还难以根本解决时，外贮箱与轨道器的并联布局，除了不利于逃逸系统的设置外，还使脱落的泡沫材料有可能撞击损坏防热材料。如前所述，自1981年首飞以来，航天飞机热防护系统的改进升级比较侧重于陶瓷防热瓦，对于机翼前缘增强碳一碳防热瓦的抗冲击强度，并没有引起足够的重视。2003年2月1日所发生的一幕，恰恰是升空过程中外贮箱脱落的绝热用聚氨酯泡沫材料，撞击损坏了轨道器左翼前缘的防热用增强碳-碳复合材料，导致返回大气层时因超高温气流的侵入而解体坠毁。哥伦比亚号航天飞机泡沫脱落部位和泡沫撞击部位的位置图，见图2。
哥伦比亚号航天飞机失事后美国航宇局采取了一系列措施，使航天飞机又不负众望完成了19次飞行任务，航天飞机已进入最后三次告别飞行的倒计时。但是航天飞机曾经的连锁困局，还是引发了关于平衡设计、联合团队和集成航天器健康管理的辩证反思。
平衡设计
平衡设计的理念强调将材料、制造与系统、气动力学、弹道、控制、结构、热学、推进和电子系统等，共同作为并行同步的“模块”，以并行工程的模式推进平衡设计，实现设计过程的技术集成。热结构的复杂性，使材料技术与总体结构，与上升段和返回段的热学环境，与制造技术等具有紧密的内在联系。传统的串行工程的模式，强调总体、分系统、专业技术的自上而下的技术分解，面对诸如热结构等新兴的材料和制造技术，串行工程的模式不利于设计过程的技术集成，航天飞机曾经的热学、结构、材料、制造的连锁困局，与串行工程的模式不无关系。平衡设计过程的技术集成示意图，见图3。
联合团队
联合团队包含两个层面，一是强调平衡设计过程中热学、结构、材料、制造的联合设计团队；二是力推国家级联合研发团队。热防护系统(ThermalProtection System：TPS)技术承载着可复用航天系统和高超音速武器系统的发展愿景，热防护系统的高技术价值和高技术难度，使加速研发先进的TPS技术纳入航天大国的发展战略。航天大国为充分利用技术资源，保持TPS技术的国际领先地位，必然力推联合团队的协同计划，例如美国TPS技术的国家级联合团队，由美国国防部、宇航局、能源部和公司企业组成。支持TPS联合团队的美国政府机构和公司企业如表3所示。
集成航天器健康管理系统
航天飞机和联盟号、阿波罗号、神舟号飞船共进行253次载人飞行，从其中6次故障失事的飞行阶段而言，2次为发射升空段，3次为返回着陆段，1次为轨道运行段，显然环境恶劣且变化剧烈的发射升空段和返回着陆段是事故高发段，而返回着陆段的故障确认和应急响应的难度往往更大。哥伦比亚号航天飞机在返回着陆段机毁人亡的惨剧，已成为加速推进航天器健康管理的催化剂。
响应哥伦比亚号航天飞机事故调查委员会的建议，美国航宇局进行了实时监控的结构健康管理系统的尝试，初次试验结合2005年重返太空的发现者号航天飞机STS-114任务，在航天飞机的机翼前缘等敏感部位设置传感器和无线仪器，如宽带微型三轴加速度计、“一发一收”超声波传感器、声发射传感器、热传感器和无线数据采集单元，试验结果良好，见国4和图5。
哥伦比亚号航天飞机的失事折射出可复用天地往返系统，在飞行后的状态检测、缺陷判断和飞行中的状态监测、故障诊断的复杂性。可复用天地往返系统需要能实时监控和健康管理的综合手段和技术，即集成航天器健康管理系统(Jntegrated Vehicle HealthManagement：IVHM)。集成航天器健康管理系统的技术途径如图6所示。
集成航天器健康管理系统基础层面的细节如表4所示。
航天飞机热结构的辩证反思，为潜心技术铺垫，专注研发积累，逐步实现可复用天地往返系统的阶段性目标，引发了关于平衡设计、联合团队和集成航天器健康管理系统等前瞻性的策略思考。