航天飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)及防熱材料研究現(xiàn)狀

邢亞娟 孫 波 高 坤 王振河 楊 毅

(航天材料及工藝研究所，北京 100076)

文 摘 隨著航天技術(shù)發(fā)展，飛行器的飛行速度更快，服役環(huán)境更加惡劣，有效的熱防護(hù)系統(tǒng)是保證飛行器安全飛行的關(guān)鍵系統(tǒng)之一。本文綜述了被動(dòng)防熱系統(tǒng)、主動(dòng)防熱系統(tǒng)和半被動(dòng)防熱系統(tǒng)3類熱防護(hù)系統(tǒng)在航天飛行器上的應(yīng)用現(xiàn)狀，重點(diǎn)介紹了金屬基復(fù)合材料、碳基復(fù)合材料、陶瓷基復(fù)合材料、樹(shù)脂基復(fù)合材料和氣凝膠材料，5類防熱材料在航天領(lǐng)域的應(yīng)用發(fā)展情況，并提出了航天飛行器未來(lái)熱防護(hù)的發(fā)展趨勢(shì)。

0 引言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，航天飛行器的飛行速度不斷提高，服役環(huán)境越來(lái)越惡劣，有效的熱防護(hù)系統(tǒng)可在飛行器結(jié)構(gòu)面對(duì)劇烈的氣動(dòng)加熱時(shí)為其提供足夠的保護(hù)，使飛行器免于嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱環(huán)境的傷害而能保持更長(zhǎng)時(shí)間的安全飛行?？煽康臒岱雷o(hù)系統(tǒng)是高性能飛行器安全飛行的關(guān)鍵系統(tǒng)之一，而對(duì)其防熱結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和防熱材料的選擇是熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)研制的關(guān)鍵。隨著飛行器飛行速度的不斷提高，飛行器的熱防護(hù)問(wèn)題成為限制飛行器發(fā)展的瓶頸。因此，各國(guó)都大力開(kāi)展飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)與材料的相關(guān)研究。本文簡(jiǎn)要總結(jié)了飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)和防熱材料的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀。

1 熱防護(hù)系統(tǒng)

根據(jù)飛行器飛行任務(wù)需求和熱環(huán)境分析結(jié)果，綜合考慮加熱環(huán)境、力學(xué)環(huán)境、使用次數(shù)、成本等因素，飛行器各部位采用不同類型的熱防護(hù)系統(tǒng)。主要的防熱系統(tǒng)可分為3大類：被動(dòng)防熱系統(tǒng)、主動(dòng)防熱系統(tǒng)和半被動(dòng)防熱系統(tǒng)，各系統(tǒng)又包括若干種防熱結(jié)構(gòu)。

1.1 被動(dòng)防熱系統(tǒng)

被動(dòng)防熱系統(tǒng)主要依靠防熱結(jié)構(gòu)和材料本身將熱量吸收或輻射出去，不需要工質(zhì)，簡(jiǎn)單可靠，使用廣泛，可保持氣動(dòng)外形不變。該系統(tǒng)又可分為熱沉結(jié)構(gòu)、熱結(jié)構(gòu)和隔熱結(jié)構(gòu)。

熱沉結(jié)構(gòu)是一種吸熱式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，依靠自身熱容吸收熱量實(shí)現(xiàn)快速導(dǎo)熱。熱沉式發(fā)動(dòng)機(jī)由于結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、造價(jià)便宜，在飛行和地面演示試驗(yàn)中有著很廣泛的應(yīng)用。美國(guó)Hyper-X計(jì)劃中X-43A成功完成了Ma=9.8狀態(tài)的飛行試驗(yàn)，它所攜帶的熱沉式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間達(dá)10 s。熱結(jié)構(gòu)是一種依靠輻射方式散熱的防護(hù)結(jié)構(gòu)，其中復(fù)合材料薄殼熱結(jié)構(gòu)是一種常用的典型熱結(jié)構(gòu)。隔熱結(jié)構(gòu)兼具了熱沉結(jié)構(gòu)和熱結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，隔熱層阻止熱量向內(nèi)層結(jié)構(gòu)傳遞，傳入內(nèi)層的小部分熱量以熱沉方式儲(chǔ)存在結(jié)構(gòu)中。

被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)的方案有剛性陶瓷瓦、柔性氈、高導(dǎo)熱碳基防熱、蓋板式防熱等。例如以美國(guó)為代表的X-51A和X-43A飛行器的主體結(jié)構(gòu)的外層都采用被動(dòng)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的陶瓷瓦方案進(jìn)行大面積熱防護(hù)[1]，美國(guó)Shuttle和前蘇聯(lián)暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)再入過(guò)程中，在最高溫區(qū)即機(jī)頭錐帽和機(jī)翼前緣位置采用碳/碳薄殼熱結(jié)構(gòu)，在較高溫區(qū)的機(jī)身機(jī)翼采用陶瓷剛性隔熱瓦，低溫區(qū)采用陶瓷柔性隔熱氈進(jìn)行熱防護(hù)[2]。美國(guó)X-37B軌道試驗(yàn)飛行器的迎風(fēng)面使用了波音公司最新研制的BRI陶瓷隔熱瓦，使用溫度超過(guò)1 315℃，其可靠性比航天飛機(jī)上使用的陶瓷隔熱瓦有明顯的提高，2000年前后，美國(guó)開(kāi)發(fā)出一種新型的可重復(fù)使用隔熱材料CRI，該材料已經(jīng)在X-37A、X-37B的迎風(fēng)面上得到成功應(yīng)用[3-4]。蓋板式防熱結(jié)構(gòu)是由蓋板材料和隔熱材料構(gòu)成的組合結(jié)構(gòu)單元，是結(jié)構(gòu)功能一體化的一種熱防護(hù)方案。目前，研究和實(shí)驗(yàn)的蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)有兩種，分別為金屬蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)和陶瓷基蓋板熱防護(hù)系統(tǒng)。例如美國(guó)X-43A高超聲速飛行器在迎風(fēng)面區(qū)域高溫區(qū)采用了碳化硅陶瓷復(fù)合材料蓋板+輕質(zhì)柔性隔熱層的防熱結(jié)構(gòu)[5]。

1.2 主動(dòng)防熱系統(tǒng)

主動(dòng)熱防護(hù)主要是依靠冷卻工質(zhì)將絕大部分熱流帶走，并將一小部分熱量反射。一般分為發(fā)汗冷卻、薄膜冷卻和對(duì)流冷卻。在主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)中，各種防熱結(jié)構(gòu)多采用金屬材料，僅對(duì)流冷卻結(jié)構(gòu)中的(熱交換器)面板或蓋板可選用高導(dǎo)熱石墨/銅或碳化硅/鈦等復(fù)合材料，因而對(duì)流冷卻結(jié)構(gòu)也是未來(lái)可重復(fù)使用的高超音速航天器最高溫區(qū)如機(jī)頭錐帽、機(jī)翼前緣和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的必選防熱材料。

從美國(guó)NASA制訂的發(fā)展路線圖，主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)的發(fā)展路徑是從金屬管與復(fù)合材料面板的組合向全復(fù)合材料冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)步。在NASA第三代火箭基組合循環(huán)動(dòng)力飛行器計(jì)劃中，開(kāi)發(fā)了一種金屬Ni合金冷卻管與C/SiC復(fù)合材料組合的三明治結(jié)構(gòu)的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)是第一個(gè)在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中通過(guò)考核的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)[6]。侯宜朋等[7]提出了基于可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的雙蜂窩夾芯對(duì)流冷卻熱防護(hù)方案，通過(guò)實(shí)驗(yàn)表明雙蜂窩夾芯對(duì)流冷卻結(jié)構(gòu)有效阻隔了熱量向結(jié)構(gòu)內(nèi)層傳遞，具有良好的傳熱性能。劉雙等[8]設(shè)計(jì)了一種發(fā)汗式主動(dòng)冷卻金屬熱防護(hù)系統(tǒng)，試驗(yàn)測(cè)試了該系統(tǒng)的冷卻能力和效率，結(jié)果表明，發(fā)汗冷卻的熱防護(hù)方法確實(shí)起到了降低結(jié)構(gòu)溫度的作用，對(duì)于原理樣件，發(fā)汗冷卻使內(nèi)部結(jié)構(gòu)溫度降低了50℃，整體結(jié)構(gòu)提高熱載荷排散能力70%以上。

近年來(lái)國(guó)外發(fā)展了一種將耐高溫結(jié)構(gòu)和主動(dòng)冷卻熱防護(hù)技術(shù)相結(jié)合的新技術(shù)，并據(jù)此開(kāi)發(fā)了主動(dòng)冷卻功能的耐高溫復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件，來(lái)解決超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)問(wèn)題，如法國(guó)開(kāi)發(fā)了C/CSi主動(dòng)冷卻技術(shù)[9]。彭麗娜等[10]設(shè)計(jì)了一種基于陶瓷基耐高溫復(fù)合材料的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，該多層材料主動(dòng)冷卻模式結(jié)合了主動(dòng)冷卻和耐高溫復(fù)合材料的優(yōu)點(diǎn)，在高溫高熱流環(huán)境中的冷卻能力較強(qiáng)，可以在使用較少冷卻劑的條件下使發(fā)動(dòng)機(jī)殼體內(nèi)部的溫度保持在可靠工作的范圍內(nèi)，并指出使用基于耐高溫復(fù)合材料的主動(dòng)冷卻模式是解決高超聲速吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)問(wèn)題的新途徑。

1.3 半被動(dòng)防熱系統(tǒng)

半被動(dòng)熱防護(hù)是介于主動(dòng)和被動(dòng)熱防護(hù)方案之間，大部分的熱量靠工作流或氣流帶走，主要采取熱管結(jié)構(gòu)和燒蝕結(jié)構(gòu)兩種結(jié)構(gòu)形式。

熱管結(jié)構(gòu)一般用于局部加熱程度嚴(yán)重而其周圍區(qū)域加熱程度較輕的部分。熱量在嚴(yán)重受熱區(qū)被熱管吸收，并汽化為工質(zhì)，而所形成的蒸汽流向較冷端冷凝并排出熱量，最后冷凝了的工質(zhì)又依靠毛細(xì)作用滲過(guò)管壁返回嚴(yán)重受熱區(qū)循環(huán)作用。高溫?zé)峁芡ǔ＿x取堿金屬作為工質(zhì)，由于堿金屬的熔沸點(diǎn)很高，所以高溫?zé)峁芟鄬?duì)普通熱管更適用于高溫大熱流的傳熱場(chǎng)合。針對(duì)高超聲速飛行器翼面前緣局部氣動(dòng)加熱嚴(yán)重而相鄰區(qū)域加熱程度較輕的情形，其可以采用高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)進(jìn)行熱防護(hù)。2009年美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室完成了機(jī)翼前緣的高溫?zé)峁芾鋮s驗(yàn)證試驗(yàn)，該研究目前還在進(jìn)行中[11]。D.E. GlASS等[12]設(shè)計(jì)和制造了以Li金屬為工質(zhì)的翼前緣型Mo-Re耐熱合金熱管，在真空腔中的射頻感應(yīng)線圈加熱下，熱管雖然沒(méi)有達(dá)到理想的等溫特性和設(shè)計(jì)溫度，但能夠正常啟動(dòng)并穩(wěn)定運(yùn)行，有效降低了翼前緣的溫度。陳連忠等[13-14]介紹了高溫?zé)峁茉诟叱曀亠w行器中的應(yīng)用并做了驗(yàn)證試驗(yàn)。劉冬歡等對(duì)內(nèi)置高溫?zé)峁蹸/C復(fù)合材料熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的熱力耦合機(jī)制[15]和傳熱防熱機(jī)理進(jìn)行了研究[16]，熱管在高超聲速飛行器熱防護(hù)上的應(yīng)用的可行性不但得到了充分驗(yàn)證，而且也證明它是一種高效的熱防護(hù)手段。

燒蝕結(jié)構(gòu)適用于表面氣動(dòng)加熱十分嚴(yán)重的飛行器部位，該結(jié)構(gòu)通過(guò)燒蝕引起自身質(zhì)量損失，吸收被帶走大量的熱量，阻止熱量傳遞，起到保護(hù)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的作用。國(guó)內(nèi)外飛船的防熱材料基本上采用燒蝕結(jié)構(gòu)形式，如前蘇聯(lián)的三代載人飛船東方號(hào)、上升號(hào)、以及聯(lián)盟號(hào)，全都采用整船的燒蝕防熱結(jié)構(gòu)，基本采用密度較高(ρ=1.6～1.8 g/cm3)的酚醛玻璃鋼作為燒蝕層，在側(cè)壁的高密度燒蝕層下，使用密度小于0.1 g/cm3的泡沫狀隔熱材料[17]。國(guó)內(nèi)返回式衛(wèi)星與聯(lián)盟飛船一樣，防熱結(jié)構(gòu)采用的是高密度的燒蝕材料，而神舟飛船在重量指標(biāo)要求嚴(yán)格的嚴(yán)峻形勢(shì)下，返回艙設(shè)計(jì)了中、低密度燒蝕材料的燒蝕防熱結(jié)構(gòu)，通過(guò)5次飛行試驗(yàn)，證明了返回艙防熱結(jié)構(gòu)滿足載人飛行要求[18-19]。

2 防熱材料

防熱材料是為保證飛行器在特殊的氣動(dòng)熱環(huán)境下正常工作的一種功能材料，它不僅要使飛行器在氣動(dòng)熱環(huán)境中免遭損毀破壞，還要使被防護(hù)結(jié)構(gòu)保持在指定的工作溫度范圍內(nèi)，同時(shí)還應(yīng)保證結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)特性。從前文的綜述中總結(jié)規(guī)律可知，被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)主要選用抗氧化碳/碳、陶瓷或其相應(yīng)的金屬基復(fù)合材料；主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)中，各種結(jié)構(gòu)多選用金屬材料；半被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)中，熱管結(jié)構(gòu)中選用高溫金屬熱管，碳/碳或陶瓷基復(fù)合材料面板，燒蝕結(jié)構(gòu)多選用燒蝕材料。以下，將針對(duì)目前熱防護(hù)系統(tǒng)研究和選用較廣泛的五類防熱材料：金屬基復(fù)合材料、碳基復(fù)合材料、陶瓷基復(fù)合材料、樹(shù)脂基復(fù)合材料、氣凝膠材料進(jìn)行簡(jiǎn)要介紹。

2.1 金屬基復(fù)合材料

除高超聲速飛行器高溫區(qū)外其它部位大面積的熱防護(hù)，金屬熱防護(hù)系統(tǒng)是其重要的發(fā)展方向。用于各類航天運(yùn)輸系統(tǒng)的傳統(tǒng)金屬防熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)主要是高溫合金、鈦合金蜂窩、或多層壁結(jié)構(gòu)，以及發(fā)展到新型的ARMOR熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。近來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)是新型鈦合金和鈦鋁合金化合物機(jī)體結(jié)構(gòu)及以其為基的復(fù)合材料蒙皮，這些可多次重復(fù)使用的耐高溫輕質(zhì)金屬結(jié)構(gòu)已成為未來(lái)空天飛機(jī)的主要熱結(jié)構(gòu)。根據(jù)目前材料及工藝的發(fā)展現(xiàn)狀，按照溫度范圍金屬防熱材料的選材大致為：在500℃以上選用鈦合金，但在500℃以下輻射散熱作用不明顯，極少采用；在500～900℃，選用鐵鈷鎳為基的高溫合金；1 000～1 650℃，選用經(jīng)抗氧化處理的難熔金屬。如日本HOPE號(hào)航天飛機(jī)在低于550℃的溫區(qū)，采用鈦合金多層壁防熱結(jié)構(gòu)，在550～1 100℃溫區(qū)，采用鎳基合金面板防熱結(jié)構(gòu)。德國(guó)Sanger號(hào)空天飛機(jī)采用了以金屬多層壁為主的防熱系統(tǒng)，選擇的金屬材料包括鈦合金、鎳基和鈷基合金[20]。荷蘭與俄羅斯等國(guó)合作開(kāi)展的Delflt航天再入飛行器表面全部采用PM1000鎳基高溫合金[21]，德國(guó)航天中心指出在德國(guó)未來(lái)完全可重復(fù)使用航天器表面大部分的中低溫區(qū)將采用多層壁及Ti-Al合金蜂窩復(fù)合結(jié)構(gòu)的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)[22]。航天材料及工藝研究所研制出了鈦合金多層壁防熱瓦件及Inconel 617蜂窩復(fù)合結(jié)構(gòu)[23]。采用高溫金屬合金的熱防護(hù)系統(tǒng)，可以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)/防熱一體化，并實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用，未來(lái)金屬基復(fù)合材料的熱防護(hù)系統(tǒng)要更進(jìn)一步提高其熱防護(hù)效率。

2.2 C/C復(fù)合材料

C/C復(fù)合材料是碳纖維增強(qiáng)碳基復(fù)合材料，是一種新型的超高溫復(fù)合材料，其最重要的用途是用于制造導(dǎo)彈的彈頭部件、航天飛機(jī)防熱結(jié)構(gòu)部件(機(jī)翼前緣和鼻錐)以及航空發(fā)動(dòng)機(jī)的熱端部件。然而C/C復(fù)合材料的致命弱點(diǎn)就是抗氧化能力差，空氣中400℃以上就開(kāi)始氧化。實(shí)現(xiàn)C/C復(fù)合材料抗氧化的方法有三種，一是優(yōu)化碳纖維預(yù)制體結(jié)構(gòu)，二是在復(fù)合材料表面施加抗氧化涂層，三是通過(guò)基體浸漬和添加抑制劑提高C/C復(fù)合材料自身抗氧化能力[24-26]。宋永忠等[27]以碳纖維立體織物為增強(qiáng)骨架，在碳/碳復(fù)合材料內(nèi)部引入HfB2、TaC、HfC、SiC、WC等難熔金屬化合物，制備出超高溫本體抗氧化碳/碳復(fù)合材料，靜態(tài)和動(dòng)態(tài)高頻等離子風(fēng)洞抗氧化試驗(yàn)表明，在駐點(diǎn)溫度達(dá)2 500℃、600 s燒蝕后燒蝕量?jī)H為C/C復(fù)合材料的1/5。REN等[28]為了提高C/C復(fù)合材料的抗氧化性能，原位引入TaC相，并在SiC涂層外原位合成TaB2-TaC-SiC抗燒蝕涂層，制備出多層抗氧化涂層的C/C復(fù)合材料，該復(fù)合材料在1 500℃空氣氧化質(zhì)損僅為1.43%。CORRAL[29]等通過(guò)浸漬陶瓷先驅(qū)體的方法在C/C復(fù)合材料表面制備了連續(xù)的ZrB2-SiC涂層，在2 600℃以上的熱流燒蝕下其冷面的最大熱流為680 W/cm2。王少雷等[30]以低密度C/C為坯體，采用前軀體浸漬裂解法制備出具有良好抗燒蝕性能的ZrC-SiC-C/C復(fù)合材料材料，研究結(jié)果表明經(jīng)2 200℃、120 s等離子體燒蝕，其線燒蝕率和質(zhì)量燒蝕率分別為1.67×10-4mm/s和6.04×10-4g/s，燒蝕時(shí)材料表面形成的ZrO2-SiO2二元共熔氧化膜，能有效抑制氧化性氣氛向材料內(nèi)部的滲透，減緩材料的剝蝕。魏連鋒等[31]采用超聲震蕩法將SiC微粉添加到二維針刺炭氈預(yù)制體中，利用熱梯度化學(xué)氣象浸滲工藝沉積熱解碳制備了SiC改性的C/C復(fù)合材料，經(jīng)氧-乙炔燒蝕30 s后，改性C/C復(fù)合材料的線燒蝕率和質(zhì)量燒蝕率僅為原C/C復(fù)合材料的47.1%和70.6%。

抗氧化C/C復(fù)合材料已被成功用于X-30和東方快車、俄羅斯暴風(fēng)雪、法國(guó)Hermes等航天飛機(jī)的鼻錐、機(jī)翼前緣、機(jī)翼?yè)醢?、起落架，以及遠(yuǎn)程洲際導(dǎo)彈的端頭帽等部件上，NASA航天試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)X-33的鼻錐、面板等熱保護(hù)系統(tǒng)采用抗氧化C/C復(fù)合材料[32]，多次的成功飛行充分證明了抗氧化C/C復(fù)合材料穩(wěn)定的性能和成熟的技術(shù)。日本正在為HOPER航天飛機(jī)研制高溫區(qū)用C/C復(fù)合材料也取得較大進(jìn)展，在C/C復(fù)合材料表面涂覆HfC等難熔碳化物，可大大降低C/C復(fù)合材料燒蝕率，能承受更高燃?xì)鉁囟然蜓娱L(zhǎng)時(shí)間，該復(fù)合材料已成功地用于軌道試驗(yàn)飛行器頭錐和防熱面板，且其力學(xué)性能已接近或優(yōu)于美國(guó)航天機(jī)現(xiàn)用材料[33]。未來(lái)開(kāi)發(fā)寬溫區(qū)抗氧化C/C復(fù)合材料，構(gòu)建功能梯度涂層，是C/C復(fù)合材料發(fā)展的主要方向。

2.3 陶瓷基復(fù)合材料

陶瓷基復(fù)合材料是耦合了長(zhǎng)纖維增強(qiáng)材料和難熔陶瓷基體的特性，是具有優(yōu)異的力學(xué)性能、熱力學(xué)穩(wěn)定性、耐高溫性能和較高斷裂韌性的結(jié)構(gòu)材料。目前陶瓷基復(fù)合材料的研究主要集中在材料的制備方法和強(qiáng)韌化問(wèn)題上，以克服陶瓷材料的固有脆性大的缺點(diǎn)。根據(jù)增韌方式的不同，陶瓷基復(fù)合材料可分為顆粒、晶須、層狀和連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料，連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料能從根本上克服陶瓷脆性大的缺點(diǎn)，成為陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展主流方向，材料體系主要為C/CSi和CSi/CSi。西北工業(yè)大學(xué)等單位采用CVI、PIP等方法研制的C/SiC陶瓷復(fù)合材料，在1 650℃的氧化環(huán)境中能夠長(zhǎng)時(shí)間工作。徐永東[34]等采用化學(xué)氣相浸滲法制造了連續(xù)碳纖維和碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料，對(duì)復(fù)合材料的微觀結(jié)構(gòu)和力學(xué)性能進(jìn)行了評(píng)價(jià)，C/CSi和CSi/CSi復(fù)合材料的彎曲強(qiáng)度分別為450和860 MPa，從室溫至1 600℃強(qiáng)度不發(fā)生降低，斷裂韌性為20和41.5 MPa·m1/2，且CSi/CSi復(fù)合材料具有優(yōu)異的抗氧化性能，該復(fù)合材料噴管在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上已成功地通過(guò)了地面考核試驗(yàn)。張立同院士課題組[35]已自行研制成功擁有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的CVI法制備C/SiC的工藝設(shè)備及其設(shè)備體系，材料性能和整體水平已躋身國(guó)際先進(jìn)行列。目前陶瓷基復(fù)合材料的應(yīng)用對(duì)象主要是發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室、喉襯、噴管等熱結(jié)構(gòu)以及飛行器機(jī)翼前緣、控制面、機(jī)身迎面、鼻錐等防熱構(gòu)件。如美國(guó)X-38采用防熱/結(jié)構(gòu)一體化的全C/CSi復(fù)合材料組合襟翼[36]，歐洲的Hermes航天飛機(jī)、英國(guó)的Hotol空天飛機(jī)、德國(guó)的Sanger航天飛機(jī)等頭錐、方向舵、襟翼和進(jìn)氣道等均采用C/SiC基復(fù)合材料。

陶瓷基復(fù)合材料的另一大類是由高熔點(diǎn)硼化物、碳化物以及氧化物組成的超高溫陶瓷材料，在2 200℃以上的超高溫度下具有很好的化學(xué)和物理穩(wěn)定性，如ZrB2、HfB2、TaC、HfC、ZrC、HfN等。YANG等[37]通過(guò)真空熱壓工藝制備了ZrB2-SiC和Csf/ ZrB2-SiC超高溫陶瓷基復(fù)合材料，研究結(jié)果顯示Csf/ ZrB2-SiC復(fù)合材料的斷裂韌性比ZrB2-SiC提高了6.6 MPa·m1/2，經(jīng)氧-乙炔1 800℃燒蝕后，表面生成的SiO2氧化層能有效阻止氧向內(nèi)部擴(kuò)散，復(fù)合材料表面密實(shí)、未剝落，且無(wú)宏觀裂紋，展現(xiàn)出良好的抗燒蝕性能。李學(xué)英[38]等制備出具有優(yōu)良抗沖擊性能的ZrB2-SiC-Y2O3超高溫陶瓷復(fù)合材料，氧-乙炔在2 100℃燒蝕180 s后的質(zhì)量損失僅為0.67 mg/s。NASA Ames研究中心對(duì)C/C復(fù)合材料和超高溫ZrB2基陶瓷材料(ZrB2+20% SiC)進(jìn)行了燒蝕對(duì)比，結(jié)果表明，在相同情況下，增強(qiáng)C/C材料燒蝕量是超高溫陶瓷的131倍[39]。WANG等[40]用CVI復(fù)合SP方法制備了二維C/ZrB2-SiC超高溫陶瓷材料，極小的線燒蝕量顯示該材料具有良好的抗燒蝕性，結(jié)果也表明采用CVI復(fù)合SP方法是制備二維C/ZrB2-SiC陶瓷復(fù)合材料的一種有效方式。超高溫陶瓷材料[41]是可用于制備飛行器鼻帽、機(jī)翼前緣等熱結(jié)構(gòu)的很有前途的一種材料。超高溫陶瓷的強(qiáng)韌化，以及通過(guò)微觀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和控制提高其損傷容限和可靠性，是未來(lái)的主要研究方向。

2.4 樹(shù)脂基復(fù)合材料

樹(shù)脂基復(fù)合材料是短切纖維或連續(xù)纖維及其織物復(fù)合樹(shù)脂基體而成，具有比強(qiáng)度高、耐高溫、耐疲勞等優(yōu)異的性能，是目前航空航天領(lǐng)域發(fā)展較成熟的先進(jìn)復(fù)合材料。根據(jù)樹(shù)脂基防熱復(fù)合材料在飛行器熱防護(hù)應(yīng)用上的燒蝕隔熱機(jī)理和密度，可以分為燒蝕防熱型樹(shù)脂基復(fù)合材料和低密度燒蝕隔熱性樹(shù)脂基復(fù)合材料。

目前飛行器上用于燒蝕防熱型樹(shù)脂基復(fù)合材料的增強(qiáng)纖維主要有玻璃纖維、碳纖維、高硅氧纖維、石英纖維等，常用的樹(shù)脂基體有有機(jī)硅、酚醛、聚芳炔、聚酰亞胺等。酚醛樹(shù)脂基防熱復(fù)合材料因成本低，成型工藝簡(jiǎn)單、耐燒蝕性能優(yōu)異，是飛行器上應(yīng)用最廣泛的防熱材料。其中，玻璃纖維/酚醛、高硅氧纖維/酚醛、石英纖維/酚醛復(fù)合材料適用于中等熱流密度和中等焓值的飛行器，碳纖維/酚醛復(fù)合材料適用于較高熱流密度和較高焓值的飛行器，滌綸纖維/酚醛、PGE/酚醛適用于低熱流、高焓和長(zhǎng)時(shí)飛行的飛行器[42]。如李杰等[43]采用2.5D石英纖維織物通過(guò)RTM工藝復(fù)合酚醛樹(shù)脂，制備出具有良好的力學(xué)性能和優(yōu)異的燒蝕性能的2.5D石英纖維增強(qiáng)酚醛樹(shù)脂基復(fù)合材料。張麟[44]等采用高強(qiáng)中空玻璃微珠(HGB)改性酚醛樹(shù)脂，用高硅氧布為增強(qiáng)體，制備出耐燒蝕、隔熱性能優(yōu)異的復(fù)合材料。傳統(tǒng)酚醛樹(shù)脂存在耐熱性不足、脆性大、固化收縮率高、易吸水等缺點(diǎn)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已從分子設(shè)計(jì)角度著手，通過(guò)引入無(wú)機(jī)元素、芳環(huán)或芳雜環(huán)等對(duì)酚醛樹(shù)脂的改性進(jìn)行了大量的研究工作[45-49]，大幅提高了酚醛樹(shù)脂基復(fù)合材料的燒蝕性能。航天材料及工藝研究所[50]針對(duì)長(zhǎng)時(shí)防隔熱工況，通過(guò)纖維織物改性和樹(shù)脂基體改性，研制了新型的改性纖維增強(qiáng)酚醛樹(shù)脂基防隔熱材料，該材料相比于玻璃纖維/酚醛復(fù)合材料和高硅氧纖維/酚醛復(fù)合材料密度和熱導(dǎo)率更低，適用于低焓值、較低熱流和高氣流剪切環(huán)境下飛行器的防熱層，同時(shí)兼具防熱和長(zhǎng)時(shí)間隔熱的作用，已應(yīng)用于多種型號(hào)的防熱部件上。

低密度燒蝕隔熱型樹(shù)脂基復(fù)合材料一般以酚醛樹(shù)脂、環(huán)氧樹(shù)脂或硅橡膠等作為基體，以纖維、酚醛微球、玻璃微球等作為增強(qiáng)材料或填充劑復(fù)合而成，其密度范圍通常在0.2～0.9 g/cm3之間，在返回式衛(wèi)星和飛船上得到廣泛應(yīng)用。例如 “阿波羅”飛船使用的Avcoat-5026 燒蝕材料，“雙子星座”飛船所采用的“DC-325”燒蝕材料，NASA開(kāi)發(fā)的用于火星探測(cè)器進(jìn)入艙的SLA-561-V防熱材料，Ames 研究中心開(kāi)發(fā)的PICA材料已成功應(yīng)用于“星塵號(hào)”返回艙熱防護(hù)系統(tǒng)[51]。NASA的 SRAM系列和PhenCarb系列輕質(zhì)炭化型燒蝕材料[52]，我國(guó)神舟系列載人飛船防熱所用的H88、H96低密度燒蝕材料[53]，都已在多個(gè)型號(hào)上得到成功應(yīng)用和飛行驗(yàn)證。

目前，樹(shù)脂基防熱復(fù)合材料的研究和應(yīng)用逐步從單功能向多功能方向發(fā)展，如承載-防熱、燒蝕防熱-隱身、燒蝕防熱-透波復(fù)合材料等多功能復(fù)合材料。

2.5 氣凝膠材料

氣凝膠是一種以氣體為分散介質(zhì)，由納米粒子或高聚物分子相互聚積形成的納米多孔材料，由于其特殊的微觀結(jié)構(gòu)，氣凝膠具有極好的隔熱性能和極低的密度，室溫真空熱導(dǎo)率可達(dá)1 mW/(m·K)，密度可低至2 mg/cm3，是目前密度最小的固體材料[54]。目前廣泛研究應(yīng)用的主要有SiO2氣凝膠、Al2O3氣凝膠、碳?xì)饽z等。

由于氣凝膠的多孔結(jié)構(gòu)使其力學(xué)強(qiáng)度較低，因此可通過(guò)與不同纖維復(fù)合，使其具有優(yōu)異的隔熱性能、力學(xué)性能等綜合性能。馮堅(jiān)等[55]將無(wú)機(jī)陶瓷纖維與SiO2溶膠混合，經(jīng)超臨界干燥制備了SiO2氣凝膠隔熱復(fù)合材料，該SiO2氣凝膠復(fù)合材料在200和800℃的熱導(dǎo)率分別為17和42 mW/(m·K)，纖維的加入增加了斷裂能的消耗，高溫?zé)崽幚硖岣吡藲饽z網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，因而該SiO2氣凝膠復(fù)合材料在常溫和高溫下具有較好的力學(xué)性能。張麗娟等[56]針對(duì)高馬赫數(shù)飛行器對(duì)透波隔熱材料的需求，采用溶膠-凝膠法，以透波型石英纖維為增強(qiáng)體，通過(guò)超臨界干燥制備出透波型SiO2氣凝膠復(fù)合材料，該復(fù)合材料具有良好的介電性能，介電常數(shù)在1.28～1.29，損耗角正切≤0.005，耐溫性≥1 100℃，室溫?zé)釋?dǎo)率≤20 mW/(m·K)，具有較好的力學(xué)性能，能保證飛行器在惡劣飛行環(huán)境中的通訊、遙測(cè)等系統(tǒng)的正常工作。KWON等[57]通過(guò)在SiO2溶膠中添加TiO2粉末制備了氣凝膠復(fù)合材料，試驗(yàn)結(jié)果顯示該材料在室溫和400℃的熱導(dǎo)率分別為13.6和24.8 mW/(m·K)。周潔潔等[58]采用溶膠-凝膠法和超臨界干燥工藝制備得到了氧化釔摻雜氧化鋁塊狀氣凝膠，結(jié)果表明，氧化釔含量在2.5 wt%～10 wt%時(shí)，該復(fù)合氣凝膠耐熱性能明顯優(yōu)于純氧化鋁氣凝膠，在1 000℃的高溫下仍可維持高比表面積。XU等[59]采用Al2O3-SiO2溶膠浸漬SiC包覆的莫來(lái)石纖維，經(jīng)超臨界干燥制備得到了Al2O3-SiO2氣凝膠復(fù)合材料，在1 000℃復(fù)合材料的熱導(dǎo)率為49.02 mW/(m·K)，并且莫來(lái)石纖維有效阻止了復(fù)合材料的紅外輻射。孫晶晶[60]等以陶瓷纖維制成的高溫隔熱瓦為骨架，真空浸漬氧化鋁溶膠，再經(jīng)過(guò)凝膠、老化和超臨界干燥制備出氧化鋁氣凝膠復(fù)合高溫隔熱瓦，該材料的室溫、高溫?zé)釋?dǎo)率顯著降低，在熱面1 400℃的背溫測(cè)試中，背溫從945℃降低到870℃，氣凝膠復(fù)合高溫隔熱瓦可改善其隔熱性能。

1997年美國(guó)宇航局將氣凝膠作為隔熱材料率先應(yīng)用于火星探測(cè)器，美國(guó)國(guó)家宇航局Ames研究中心還開(kāi)發(fā)了陶瓷纖維-氣凝膠復(fù)合防熱瓦，復(fù)合后的航天飛機(jī)絕熱瓦隔熱性能比原隔熱瓦提高10～100倍[61]。高性能氣凝膠的研究越來(lái)越受到研究者的重視，為了滿足越來(lái)越高的應(yīng)用需求，在保持氣凝膠低密度、低熱導(dǎo)率的同時(shí)，如何進(jìn)一步提高其耐高溫、隔熱性能和力學(xué)性能是目前亟待解決的問(wèn)題。

未來(lái)，高超聲速飛行器對(duì)結(jié)構(gòu)效率的要求越來(lái)越苛刻，通過(guò)結(jié)構(gòu)與概念的創(chuàng)新，實(shí)現(xiàn)承載/防熱一體化以及多功能一體化是防熱材料的發(fā)展趨勢(shì)。

3 結(jié)語(yǔ)

飛行器研制是一項(xiàng)很大的系統(tǒng)工程，從目前國(guó)內(nèi)外熱防護(hù)技術(shù)的發(fā)展情況看，熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究正在向“防熱-承載-結(jié)構(gòu)功能一體化”和集成化、低成本與高結(jié)構(gòu)效率的一體化方向發(fā)展。縱觀國(guó)內(nèi)外飛行器熱防護(hù)技術(shù)的研究，熱防護(hù)所面臨的問(wèn)題越來(lái)越復(fù)雜，對(duì)飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)的要求也越來(lái)越高，未來(lái)飛行器的熱防護(hù)研究方向集中在：(1)一體化飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)；(2)結(jié)構(gòu)與功能一體的防熱方案；(3)發(fā)展耐高溫低密度的熱防護(hù)材料。