航天飛機(jī)及高超飛行器用剛性隔熱材料研究進(jìn)展

楊　杰　隋學(xué)葉　劉瑞祥　周長(zhǎng)靈　王重海

(山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院有限公司，淄博 255031)

航天飛機(jī)及高超飛行器用剛性隔熱材料研究進(jìn)展

楊杰隋學(xué)葉劉瑞祥周長(zhǎng)靈王重海

(山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院有限公司，淄博 255031)

摘要:航天飛機(jī)及高超飛行器熱防護(hù)材料是關(guān)系航天飛機(jī)及高超飛行器安全的關(guān)鍵之一。剛性高效隔熱材料具有耐高溫和穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)，成為航天飛機(jī)和高超聲速飛行器高溫區(qū)和大面積區(qū)域所用的重要的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)材料。本文回顧了剛性高效隔熱材料在高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)中的應(yīng)用，綜述美國(guó)剛性隔熱材料技術(shù)研究進(jìn)展與應(yīng)用現(xiàn)狀，介紹了剛性隔熱材料在美國(guó)航天飛機(jī)及飛行器中的應(yīng)用，特別是新型的防熱-隔熱一體化陶瓷瓦的應(yīng)用。此外，概括了國(guó)內(nèi)剛性隔熱材料的研究情況，最后展望了應(yīng)用于高超聲速飛行器中的隔熱材料未來(lái)發(fā)展。

關(guān)鍵詞:剛性；高效；隔熱瓦；防熱一隔熱一體化

1981年，美國(guó)“哥倫比亞號(hào)”航天飛機(jī)試飛成功，使用了剛性陶瓷瓦，將防熱和隔熱問(wèn)題分離出來(lái)，是世界航天史上的一項(xiàng)偉大創(chuàng)舉，并揭開(kāi)了高超聲速飛行器大規(guī)模使用陶瓷隔熱瓦的序幕[1~4]。近年來(lái)，美國(guó)在研制X-43A,X-51A,HTV-2和X-37B為代表的多種高超聲速飛行器的過(guò)程中都將隔熱材料作為飛行器的關(guān)鍵材料技術(shù)之一。本文綜述了美國(guó)三種材料體系剛性隔熱瓦在制備工藝、性能等方面的研究進(jìn)展，以及新型防熱一隔熱一體化陶瓷瓦的應(yīng)用，介紹了高超飛行器上高效剛性隔熱材料的使用種類(lèi)以及性能，對(duì)國(guó)內(nèi)隔熱瓦的研究進(jìn)行了總結(jié)，并對(duì)剛性隔熱瓦今后的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。

1剛性高效隔熱瓦發(fā)展進(jìn)程

剛性高效隔熱瓦是航天飛機(jī)迎風(fēng)面使用的熱防護(hù)材料，被視為航天飛機(jī)取得的重大成就之一。美國(guó)剛性隔熱瓦的研制工作始于20世紀(jì)60年代，經(jīng)過(guò)多年研制和改進(jìn)，先后研制出了一元、二元、多元材料體系的隔熱材料，此外，經(jīng)過(guò)在結(jié)構(gòu)上組合，研制出多元體系兩元結(jié)構(gòu)的防熱一隔熱一體化設(shè)計(jì)的整體增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)材料TUFOCI (Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-resistant Composite)。先后研制了LI(Lockheed Insulation),FRCI(Fibrous Refractory Composite Insulation),AETB(Alumina Enhanced Thermal Barrier),BRI(Boeing Resuable Insulation)等系列剛性隔熱瓦。隔熱瓦的主要成分為石英纖維、硼硅酸鋁纖維或氧化鋁纖維一元或多元材料體系經(jīng)高溫?zé)Y(jié)后纖維之間相互搭接形成多孔結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)賦予陶瓷隔熱瓦良好的隔熱性能和力學(xué)性能。此外，與隔熱瓦相匹配的高輻射涂層技術(shù)也取得了明顯進(jìn)步。先后研制了RCG(Reaction Cured Glass)、TUFI(Toughened Uni- piece Fibrous Insulation)涂層。提高了陶瓷隔熱瓦的使用性能，并在航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)中得到充分體現(xiàn)。下面是幾種典型的剛性高效隔熱瓦。

1.1　一元材料體系剛性高效隔熱瓦

一元材料體系剛性隔熱瓦(全石英纖維型)是美國(guó)航天飛機(jī)軌道飛行器最早使用的陶瓷纖維剛性隔熱瓦。主要包括高溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦(High-temperature reusable surface insulation，HRSI)和低溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦(Low--temperature reusable surface insulation，LRSI)。它主要是將高純度的無(wú)定型石英纖維、SiO2溶膠和水澆注成塊體，經(jīng)高溫?zé)贫?。HRSI材料表面涂刷一層黑色的厚16~18mm的硅化物和硼硅鹽玻璃涂層，而LRSI表面涂覆有一層10μm厚的白色硅酸鹽和氧化鋁防水涂層[5~7]。

1.2　二元材料體系剛性高效隔熱瓦

可重復(fù)使用空間飛行器的發(fā)展對(duì)陶瓷纖維剛性隔熱瓦的性能提出了更高的需求，要求這種材料具有良好的力學(xué)性能、高斷裂應(yīng)變、重復(fù)使用穩(wěn)定性能好，并且能夠防止纖維材料在高溫下多次使用出現(xiàn)的析晶現(xiàn)象。二元陶瓷纖維剛性隔熱瓦FRCI是由NASA艾姆斯研究中心研制，并由LMSC及洛克威爾國(guó)際公司完成擴(kuò)大生產(chǎn)工藝研究[8]。FRCI是一種強(qiáng)度更高、密度小、能經(jīng)受多次熱沖擊破壞的隔熱材料。其主要成分為石英纖維和硼硅酸鋁纖維，同時(shí)還含有少量的SiC粉末作為反紅外輻射遮光劑。硼硅酸鋁纖維中含約含有14%的氧化硼，高溫?zé)Y(jié)時(shí)氧化硼能夠阻止石英纖維的析晶現(xiàn)象，同時(shí)起高溫粘結(jié)劑作用，有助于提高隔熱瓦的耐高溫性。但硼硅酸鋁纖維的加入也相應(yīng)增加了隔熱瓦的熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)。

為了尋找一種能耐更高溫度、高強(qiáng)度、且熱導(dǎo)率與FRCI相當(dāng)?shù)目芍貜?fù)使用的表面隔熱材料，1982年，LMSC的科學(xué)家使用石英纖維和氧化鋁纖維，添加一定比例的BN作為粘結(jié)劑，研制出一種新型陶瓷纖維剛性隔熱瓦-HTP[9]。其中HTP-12的成分為74.4%質(zhì)量分?jǐn)?shù)的石英纖維和21%質(zhì)量分?jǐn)?shù)的氧化鋁纖維2.7%質(zhì)量分?jǐn)?shù)BN和1.9%質(zhì)量分?jǐn)?shù)SiC粉末。密度為0.192g/cm3。最初的應(yīng)用是作為高溫高強(qiáng)度環(huán)境下美國(guó)航天飛機(jī)軌道飛行器上FRCI-12和LI-2200的替代品。HTP的尺寸穩(wěn)定性比FRCI好，使用溫度高于1427K。HTP具有比FRCI和LI更高的力學(xué)強(qiáng)度。HTP的抗壓強(qiáng)度約為L(zhǎng)I系列的兩倍。HTP在厚度方向的抗拉強(qiáng)度比同密度的FRCI-12提高約20%。這是由于BN粘接劑的存在使HTP中的各個(gè)纖維牢固地粘結(jié)到一起，從而比全石英纖維體系隔熱瓦有更高的強(qiáng)度。在HTP中，氧化鋁纖維的含量對(duì)隔熱瓦的性能有較大的影響。HTP在厚度和平面方向的抗拉強(qiáng)度隨氧化鋁纖維含量的增加先增后減小，HTP的平均熱膨脹系數(shù)則隨著氧化鋁纖維含量的增加而增大[10]。

BRI (boron-containing rigid ceramics)是為改進(jìn)陶瓷瓦的防熱性能和降低熱導(dǎo)率而研制的一種新型剛性隔熱材料。LI-900和AETB隔熱瓦在可重復(fù)使用的航天飛行器上得到了廣泛使用，這兩種隔熱瓦的性能還存在一些不足。其中，LI-900在1370℃長(zhǎng)時(shí)間加熱的環(huán)境中收縮很?chē)?yán)重；此外，LI-900及其他全石英纖維型隔熱材料與帶加固的單塊纖維隔熱涂層TUFI (tougheneduni-piece fibrous insulation)的匹配性不好，使用涂層會(huì)導(dǎo)致全石英纖維隔熱材料出現(xiàn)收縮，從而在重復(fù)使用航天飛行器飛行過(guò)程中LI-900易產(chǎn)生破壞。而AETB隔熱瓦的熱導(dǎo)率比較高，限制了其應(yīng)用范圍。因此，美國(guó)Ames中心為解決LI-900和AETB存在的不足，研究出一種新型剛性隔熱材料BRI。

BRI主要由60%～80%石英纖維、20%～40%氧化鋁纖維和0.1%～1.0%B4C粉組成。一種較為理想的成分是67%石英纖維、32.75%氧化鋁纖維和0.25%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))B4C粉。其中，石英纖維的存在使BRI具有與LI-900相似的低熱導(dǎo)率，氧化鋁纖維則使BRI具有較高的強(qiáng)度和耐高溫性能，可抵御1540℃的高溫，具有與AETB相似甚至更好的耐溫性和強(qiáng)度，B4C粉的作用則使石英纖維和氧化鋁纖維在燒結(jié)時(shí)相互熔合在一起。BRI隔熱瓦具有優(yōu)異的耐溫性，在1260℃保溫16h的收縮率是LI-900的1/8～1/7，是AETB-8的1/2。BRI隔熱瓦的熱導(dǎo)率和強(qiáng)度具有各向異性，在厚度方向的熱導(dǎo)率低于平面方向的熱導(dǎo)率[11]。

1.3　三元體系剛性隔熱瓦

AETB是為改進(jìn)FRCI的性能而研制的三元纖維復(fù)合隔熱瓦[12~15]。AETB的一種典型成分為約68%石英纖維、12%硼硅酸鋁纖維、20%氧化鋁纖維，其中石英纖維和氧化鋁纖維的直徑為1～3μm，硼硅酸鋁纖維的直徑為5～10μm。AETB的制備過(guò)程與LI系列隔熱瓦類(lèi)似，不同的是AETB中不含SiO2粘結(jié)劑，燒結(jié)時(shí)沒(méi)有SiO2粘結(jié)劑的粘結(jié)作用，替代的方法是高溫促使硼硅酸鋁中的硼形成氧化硼，使纖維燒結(jié)，從而使各纖維牢固地結(jié)合在一起，但由于硼硼酸鋁纖維的直徑較大，加熱硼硅酸鋁纖維也增加了隔熱瓦的熱導(dǎo)率。與FRCI相比，AETB的抗拉強(qiáng)度提高了約20%，同時(shí)氧化鋁纖維的加入使AETB具有較好的高溫穩(wěn)定性，1260℃時(shí)的抗收縮性比FRCI提高了6倍。AETB的熱穩(wěn)定性也優(yōu)于LI系列隔熱瓦。但是AETB的析晶性能不如FRCI，限制了它在高溫的長(zhǎng)期使用[16]。

表1　美國(guó)高超聲速飛行器用剛性隔熱瓦的性能[17-18]

注:M是指多次飛行，S是指單次飛行。

1.4　多元體系兩結(jié)構(gòu)剛性隔熱瓦(TUFROC)

傳統(tǒng)的陶瓷防熱瓦和隔熱瓦分別用在高超聲速飛行器的高溫區(qū)和大面積隔熱區(qū)域。與傳統(tǒng)的防熱一隔熱分開(kāi)設(shè)計(jì)不同，2010年發(fā)射并成功返回的X-37B采用了防熱一隔熱一體化設(shè)計(jì)的整體增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)(TUFROC)。這種新型的陶瓷復(fù)合結(jié)構(gòu)同樣也是由Ames中心研制，不僅能承受再入時(shí)產(chǎn)生的高溫，還解決了陶瓷瓦在高溫環(huán)境下的熱裂和抗氧化等瓶頸問(wèn)題。并且實(shí)現(xiàn)了防熱一隔熱一體化。TUFROC的密度只是增強(qiáng)C/C材料(RCC)的1/4，成本降為RCC的1/10，并且制造周期縮為RCC的1/6到1/3[19]。TUFROC主要有兩部分構(gòu)成：其外層為難熔、抗氧化的輕質(zhì)陶瓷/碳材料(ROCCI)。ROCCI的制備工藝為：將多孔碳基體浸漬到二烷氧基和三烷氧基硅烷中，然后在惰性氣氛中熱解。ROCCI的主要成分為碳、硅和氧。使用溫度達(dá)到了1200K，表面添加高輻射低催化涂層后，ROCCI在10min內(nèi)的使用溫度可達(dá)1931K，1min的使用溫度可達(dá)2255K。TUFROC的內(nèi)層為低密度隔熱材料，如AETB或FRCI，其表面為T(mén)UFI涂層。其過(guò)渡區(qū)為1.2mm厚度的粘結(jié)劑。過(guò)渡區(qū)的初始成分為玻璃、聚合物(含硅醇的有機(jī)硅)和高輻射添加劑(如TaSi2,MoSi2和WSi2)。在使用過(guò)程中，這些組元會(huì)發(fā)生化學(xué)反應(yīng)并凝固，形成粘結(jié)劑和過(guò)渡層，以緩解外層和隔熱層之間的溫度梯度效應(yīng)和線脹系數(shù)的差異。隨著時(shí)間的增加，粘結(jié)層中的聚合物成分逐漸揮發(fā)消失[20]。

2剛性陶瓷隔熱瓦在飛行器上的應(yīng)用

2.1　美國(guó)航天飛機(jī)上剛性隔熱瓦使用

剛性隔熱瓦是熱防護(hù)體系的組成者。在航天飛機(jī)上的應(yīng)用面積高達(dá)68%，據(jù)統(tǒng)計(jì)一架航天飛機(jī)上有34000塊隔熱瓦。迄今，美國(guó)共有五架航天飛機(jī)，它們上面均貼有具有高效隔熱性能的隔熱瓦?！案鐐惐葋喬?hào)”是美國(guó)第一架航天飛機(jī)，它的表面的隔熱瓦是早期的LI-2200型隔熱瓦，包括高溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦(HRSI)和低溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦(LRSI)兩種。表面涂有RCG的涂層[21]。“挑戰(zhàn)者號(hào)”航天飛機(jī)表面貼有兩種型號(hào)的隔熱瓦，F(xiàn)RCI-20和LI-2200。LI-2200的應(yīng)用同“哥倫比亞號(hào)”，F(xiàn)RCI-20的密度是0.32g/cm3，表面涂有TUFI的涂層。“發(fā)現(xiàn)號(hào)”航天飛機(jī)表面貼有波音公司生產(chǎn)的BRI-16的隔熱瓦，密度在0.32g/cm3，短時(shí)可以承受1810K的高溫，表面的涂層TUFI?！皝喬靥m蒂斯號(hào)”是美國(guó)第四架航天飛機(jī)，表面的隔熱材料又回歸FRCI系列。單次飛行耐溫可以達(dá)到1810K，重復(fù)使用的溫度最高為1640K。“奮進(jìn)號(hào)”航天飛機(jī)于1991年建造，來(lái)替代“挑戰(zhàn)者號(hào)”，表面的隔熱瓦是由Ames公司生產(chǎn)的AETB型瓦，AETB-20的密度為0.32g/cm3，隔熱瓦的涂層是TUFI[17~18]。

2.2　剛性陶瓷隔熱瓦在X系列飛行器上的應(yīng)用

2.2.1 X-37B上的剛性陶瓷隔熱瓦

X-37B是著名的X系列試驗(yàn)飛行器，尺寸為美國(guó)原有航天飛機(jī)的四分之一，波音公司是主承包商。其機(jī)體迎風(fēng)面防熱材料是AETB隔熱瓦，主要的型號(hào)為AETB-20，表面覆有2.5mm厚的TUFI涂層，涂層由硅酸鹽玻璃與高輻射劑MoSi2組成，在界面形成密度梯度，強(qiáng)度和耐用性較好。2011年春季，第二架X-37B發(fā)射進(jìn)入軌道運(yùn)行。2012年12月11日成功進(jìn)行第3次發(fā)射尚未返回。

2.2.2 X-43A高超聲速飛行器上的隔熱瓦

X-43A在2004年3月和11月的兩次試驗(yàn)中成功實(shí)現(xiàn)了Ma=6.8和Ma=9.8的飛行。該飛行器上下表面都敷設(shè)了有TUFI涂層的AETB隔熱瓦，為了保證飛行器大面積熱防護(hù)隔熱瓦的幾何外形，AETB隔熱瓦在安裝后，整個(gè)機(jī)身在大型數(shù)控機(jī)床上進(jìn)行加工，加工完成后再進(jìn)行整體噴涂TUFI涂層，涂層在室溫下固化。由于飛行時(shí)間只有十幾秒，大部分隔熱材料的厚度在13mm左右。

2.2.3 X-51A高超聲速飛行器上的隔熱瓦

X-51A的飛行速度在Ma=6.0～7.0之間，較之前的X-43A飛行速度要慢，但飛行時(shí)間更長(zhǎng)，因此對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)的性能要求更高。首架X-51A曾于2010年5月26日進(jìn)行飛行試驗(yàn)，但其飛行馬赫數(shù)在達(dá)到4.88時(shí)因故障而終止。該飛行器迎風(fēng)面采用波音公司研制的BRI-16隔熱瓦為隔熱材料，密度在0.32g/cm3，短時(shí)可以承受1810K的高溫，表面的涂層TUFI，由應(yīng)力隔離墊粘貼到鋁蒙皮上。

3國(guó)內(nèi)剛性高效隔熱瓦的研究進(jìn)展

目前，我國(guó)對(duì)于飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)領(lǐng)域的研究較多，而針對(duì)剛性隔熱瓦結(jié)構(gòu)性能方面的實(shí)驗(yàn)研究相對(duì)欠缺，相關(guān)文獻(xiàn)報(bào)道也很少，如何提高陶瓷纖維剛性隔熱瓦的耐溫性能、力學(xué)強(qiáng)度和耐用性方面仍是今后研究的重要方向。國(guó)內(nèi)開(kāi)展新型高效隔熱材料的研究單位有航天材料及工藝研究所、北京航空航天大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)、山東工陶院等許多科研院所。其中，北京航空航天大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)在基礎(chǔ)研究方面取得重大的成果，航天材料及工藝研究所和山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院在產(chǎn)品應(yīng)用方面處于國(guó)內(nèi)的領(lǐng)先地位。

國(guó)內(nèi)隔熱材料研究與生產(chǎn)方面近年來(lái)也有一定程度發(fā)展，生產(chǎn)高溫陶瓷纖維和隔熱材料的廠家涌現(xiàn)不少。但是，大多屬于一般通用的隔熱產(chǎn)品，只有個(gè)別廠家生產(chǎn)的陶瓷纖維勉強(qiáng)可以作為開(kāi)展高效隔熱材料的原材料使用，原材料技術(shù)水平低已經(jīng)成為阻礙我國(guó)高品質(zhì)隔熱材料發(fā)展的一個(gè)主要因素。

4展望

高效剛性隔熱材料未來(lái)在降低密度、減輕質(zhì)量、提高耐溫性能；不斷改進(jìn)工藝、提高性能和降低成本；由短時(shí)高溫超高溫向長(zhǎng)時(shí)高溫方向發(fā)展。另一方面，注重與傳統(tǒng)防隔熱材料不同的新型隔熱材料的前沿研究。如納米隔熱材料、隱身隔熱材料、功能梯度材料等。這些將成為航空航天器熱防護(hù)系統(tǒng)新一代隔熱材料的研究方向之一。

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The Research Development of Rigid Insulation Materials for the Space Shuttle and Hypersonic Aircraft

Yang JieSui XueyeLiu RuixiangZhou ChanglingWang Chonghai

(Shandong Research﹠Design Institute of Industrial Ceramics, Zibo 255031)

Abstract:The thermal protection materials is one of the keys to safety of the space shuttle and hypersonic aircrafts. Rigid efficient heat insulation materials have the advantages of high temperature resistant and good structure stability, become the important thermal protection and structural materials used by space shuttle and hypersonic flight vehicle in high temperature and large areas. This article reviewed the rigid efficient insulation material in the application of thermal protection system of hypersonic aircraft, reviewed of the progress the rigid insulation technology research and application status, and introduced the application of rigid insulation materials in the USA space shuttle and aircraft, especially the new heat - insulating integration of the application of ceramic tile. In addition, the article summarized the domestic research situation of rigid insulation materials, finally prospected the application development in insulation of hypersonic flight vehicle in the future.

Keywords:rigid; high efficiency; heat insulation tiles; heat insulation integration

doi:10.16253/j.cnki.37-1226/tq.2015.03.006

作者簡(jiǎn)介：楊杰(1985~),男，碩士，工程師.主要從事陶瓷基復(fù)合材料研究.