輕質(zhì)燒蝕防熱材料研究進(jìn)展

馬秀萍 郭亞林 張 祎

輕質(zhì)燒蝕防熱材料研究進(jìn)展

馬秀萍 郭亞林 張 祎

（西安航天復(fù)合材料研究所，西安 710025）

航天飛行器的工作要求熱防護(hù)材料具有輕質(zhì)、高強(qiáng)、抗沖刷的特點(diǎn)，因此宇航材料的發(fā)展正在朝著低密度、高性能、耐燒蝕的方向發(fā)展。本文對(duì)輕質(zhì)陶瓷隔熱瓦、蜂窩增強(qiáng)低密度材料、納米多孔氣凝膠、酚醛樹(shù)脂基低密度材料、彈性體材料、薄壁樹(shù)脂基和碳基材料等輕質(zhì)耐燒蝕熱防護(hù)材料的發(fā)展及現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述，并對(duì)未來(lái)發(fā)展方向提出了展望。

熱防護(hù)；輕質(zhì)；高性能；耐燒蝕材料

1 引言

航天器在飛行過(guò)程中會(huì)因氣動(dòng)熱效應(yīng)或含能材料的燃燒等原因而承受高溫、高壓、強(qiáng)沖刷、高熱流等熱載荷的作用，為保證飛行器結(jié)構(gòu)材料的正常工作，需采用耐高溫?zé)岱雷o(hù)材料對(duì)宇航飛行器進(jìn)行熱防護(hù)。常見(jiàn)的耐高溫?zé)岱雷o(hù)材料有難熔金屬、石墨、碳基材料、陶瓷基材料和樹(shù)脂基材料等。輕量化是航空航天領(lǐng)域?qū)Σ牧系幕疽笾?，是研制高性能航天器的重要前提，也是宇航燒蝕防熱材料的重要發(fā)展方向。目前，宇航燒蝕防熱材料已從早期的耐高溫、密度大的難熔金屬和石墨發(fā)展到中低密度C/C復(fù)合材料（密度1.3～2.0g/cm3）和纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料（密度1.4～1.7g/cm3），同時(shí)針對(duì)特定的熱防護(hù)系統(tǒng)需求開(kāi)發(fā)出了密度更低（＜1.0g/cm3）的燒蝕防熱材料[1～3]，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，例如火箭、導(dǎo)彈、高性能發(fā)動(dòng)機(jī)的一次性熱防護(hù)以及航天器、空間探測(cè)器的再入熱防護(hù)等氣流焓值高、熱流密度大、高燒蝕的環(huán)境，具有不可替代的重要作用。

根據(jù)航天器工作的實(shí)際需求，在保證耐燒蝕防熱性能的前提下，國(guó)外對(duì)熱防護(hù)構(gòu)件的輕量化研究主要采用多孔結(jié)構(gòu)降低材料密度的方法研制輕質(zhì)耐燒蝕防熱材料；到20世紀(jì)60年代，開(kāi)始采用具有較低本體密度耐燒蝕材料的方法減小熱防護(hù)構(gòu)件的惰性質(zhì)量；近年來(lái)，通過(guò)提高燒蝕防熱材料整體強(qiáng)度，制作薄壁構(gòu)件的方法進(jìn)行熱防護(hù)材料的輕量化研究。本文綜述了輕質(zhì)燒蝕防熱材料研究進(jìn)展情況，主要包括輕質(zhì)陶瓷隔熱瓦材料、蜂窩增強(qiáng)低密度材料、納米多孔氣凝膠材料、酚醛樹(shù)脂基低密度材料、彈性體燒蝕防熱材料和薄壁樹(shù)脂基和碳基耐燒蝕材料。

2 多孔結(jié)構(gòu)材料

2.1 輕質(zhì)陶瓷隔熱瓦材料

陶瓷隔熱瓦材料是針對(duì)航天飛機(jī)熱防護(hù)需求研制的，其主要成分為石英纖維、氧化鋁或硼硅酸鋁纖維，纖維之間在經(jīng)過(guò)高溫?zé)Y(jié)之后可以相互“搭接”形成多孔結(jié)構(gòu)，從而獲得較低的密度，良好的隔熱性能和力學(xué)性能[4]。目前已經(jīng)研發(fā)出多種體系的隔熱瓦材料，例如全石英隔熱瓦（LI、AIM）、多元隔熱瓦（FRCI、HTP）、氧化鋁纖維增強(qiáng)熱屏蔽隔熱瓦（AETB、BRI）等，配合其使用的還有耐高溫涂層結(jié)構(gòu)，例如RCG、HETC、TUFI等[5，6]。陶瓷隔熱瓦具有優(yōu)異的的抗燒蝕性能，較高的抗沖刷特性、隔熱特性和一定的強(qiáng)度，但其韌性差，需與其它材料配合使用。

陶瓷隔熱瓦材料主要用于航天飛機(jī)表面的熱防護(hù)，美國(guó)的五架航天飛機(jī)均采用輕質(zhì)陶瓷隔熱瓦作為表面熱防護(hù)材料，應(yīng)用面積高達(dá)68%。近些年，美國(guó)通過(guò)對(duì)陶瓷隔熱瓦材料改性，將其應(yīng)用于超聲速飛行器X-43A、X-37B和X-51A等。其中軌道飛行器X-37B熱防護(hù)系統(tǒng)采用了新型單體纖維增韌抗氧化復(fù)合材料（TUFROC），密度0.4g/cm3，能抵抗1697℃的溫度。不但能承受再入時(shí)產(chǎn)生的高溫，還解決了陶瓷瓦在高溫環(huán)境下的熱開(kāi)裂和抗氧化等瓶頸問(wèn)題，制造周期短，是世界上第一種具有可重復(fù)使用低成本熱防護(hù)系統(tǒng)[7]。這種新型輕質(zhì)耐高溫材料的設(shè)計(jì)創(chuàng)新性地使用了功能、防/隔熱一體化的設(shè)計(jì)理念，采用機(jī)械連接方式實(shí)現(xiàn)了外層非燒蝕與內(nèi)層低密度梯度化設(shè)計(jì)：其外層為抗氧化、難熔的輕質(zhì)陶瓷/碳材料（ROCCI），內(nèi)層為低密度AETB 或 FRCI，成功解決了基體結(jié)構(gòu)之間的熱匹配性問(wèn)題，且提高了抗震性能[8，9]。X-51A的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道斜坡和尖銳前緣則使用了BRI-16陶瓷隔熱瓦，具有很高的可靠性和重復(fù)性，可在惡劣環(huán)境下執(zhí)行任務(wù)[10]。X-43A機(jī)身表面和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道斜坡也使用了低密度AETB隔熱瓦，取得了良好的效果[11]。近年來(lái)一種酚醛類的浸漬碳或陶瓷燒蝕材料（LCA），代表了熱防護(hù)燒蝕材料技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展水平。LCA密度低于0.5g/cm3，是由低密度（＜0.2g/cm3）硬碳陶瓷和有機(jī)樹(shù)脂制成，硬碳陶瓷提供力學(xué)性能且其孔隙中存在空氣可使熱導(dǎo)率降低，同時(shí)通過(guò)樹(shù)脂的吸熱分解、熱解氣體的熱傳輸和邊界層的燒蝕增加燒蝕材料額外的能量散耗[12]。例如NASA Ames研究中心開(kāi)發(fā)的低密度酚醛浸漬碳燒蝕體防熱材料（PICA），密度0.24～0.32g/cm3，曾被評(píng)為2007年美國(guó)宇航局年度發(fā)明獎(jiǎng)，成功用于高速再入的Stardust返回艙熱防護(hù)材料和奧利安載人飛船的防熱罩，還作為MSL的迎風(fēng)面防熱材料成功登陸火星，其改進(jìn)型PICA-X作為主要防熱方案應(yīng)用于Dragon的迎風(fēng)面熱防護(hù)系統(tǒng)，能抵抗高達(dá)2760℃的瞬時(shí)高溫[13～15]。NASA之后通過(guò)改進(jìn)原始浸漬工藝得到致密化的PICA，密度0.48g/cm3，材料力學(xué)性能得到了增強(qiáng)，特別是提高了抵御微小隕石殘片沖擊的能力。美國(guó)最近還研制了一種新型高溫輻射熱防護(hù)材料：超高溫陶瓷基復(fù)合材料，主要成分是SiC和硼化物，耐熱溫度高達(dá)2200℃，擬用于未來(lái)航天飛機(jī)的機(jī)翼前緣和頭錐[16]。

2.2 蜂窩增強(qiáng)低密度材料

蜂窩材料是為減輕航空航天材料結(jié)構(gòu)重量而仿照蜂窩結(jié)構(gòu)研制的一種材料，其結(jié)構(gòu)形式為一系列自成體系的六邊形孔格，具有很高的強(qiáng)度和剛度，小范圍損毀不影響整體正常的力學(xué)性能。這種特殊的結(jié)構(gòu)特征在很大程度上提高了構(gòu)件的結(jié)構(gòu)效率，減輕了惰性質(zhì)量，使其具有高強(qiáng)、輕質(zhì)、隔熱的優(yōu)異性能。蜂窩結(jié)構(gòu)材料作為燒蝕防熱材料往往需要向其中添加低密度填料等方式使其內(nèi)部也形成高孔隙結(jié)構(gòu)，達(dá)到提高隔熱性能、降低密度的目的，現(xiàn)已廣泛應(yīng)用于航空航天等高科技領(lǐng)域[17]。

酚醛玻璃鋼以其高的比模量、比強(qiáng)度、隔熱、耐腐蝕性等優(yōu)點(diǎn)廣泛用于制作蜂窩增強(qiáng)耐燒蝕隔熱材料，目前有以下幾種形式：第一種為蜂窩增強(qiáng)硅橡膠基體材料，美國(guó)雙子星飛船防熱大底和我國(guó)神舟系列飛船側(cè)壁迎風(fēng)面和大底的熱防護(hù)均采用了酚醛玻璃鋼蜂窩填充甲基硅橡膠和空心酚醛微球、石英纖維的低密度材料，飛船再入效果良好，既可以大幅度降低材料密度，又能提高耐熱性能和結(jié)構(gòu)效率[18]。美國(guó)海盜號(hào)火星探測(cè)器則使用了超輕質(zhì)燒蝕材料SLA，其結(jié)構(gòu)形式為Flex Core玻璃纖維/酚醛蜂窩填充含有SiO2和酚醛微球的硅樹(shù)脂和碳纖維、石英纖維，密度約為0.256g/cm3[19]。SLA經(jīng)過(guò)試驗(yàn)和改進(jìn)并與碳面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行了連接，成功應(yīng)用于MPF、MER、鳳凰號(hào)等探測(cè)器的熱防護(hù)[20，21]。第二種為蜂窩增強(qiáng)環(huán)氧-酚醛材料，美國(guó)Apollo飛船熱防護(hù)系統(tǒng)應(yīng)用的是酚醛玻璃鋼蜂窩增強(qiáng)環(huán)氧-酚醛和空心微球、石英纖維的材料Avcoat 5026-39，密度僅0.55g/cm3，有效減輕了結(jié)構(gòu)質(zhì)量。第三種為蜂窩承載結(jié)構(gòu)材料，TSRAM系列和PhenCarb系列就是分別以硅樹(shù)脂和酚醛樹(shù)脂為基體、纖維作為增強(qiáng)材料、蜂窩為承載結(jié)構(gòu)制備出的輕質(zhì)碳化型燒蝕材料[22]。國(guó)外一些固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的大型潛入式噴管出口結(jié)構(gòu)也采用了蜂窩結(jié)構(gòu)，但是在更大型的噴管（出口直徑＞2.54m）上的應(yīng)用還未見(jiàn)報(bào)道[23]。

2.3 納米多孔氣凝膠

氣凝膠是目前已知合成材料中最輕的固體材料，獨(dú)特的納米級(jí)孔隙結(jié)構(gòu)和連續(xù)的空間網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，使得它具有超低密度、超低熱導(dǎo)率和優(yōu)異的耐高溫性能，能夠限制氣相對(duì)流傳熱、抑制固體傳導(dǎo)途徑，有超級(jí)絕熱材料之稱[24]。單獨(dú)的氣凝膠材料強(qiáng)度較低，通過(guò)與各種增強(qiáng)材料的復(fù)合，使其具有優(yōu)良的力學(xué)性能和隔熱性能，作為燒蝕材料具有十分廣闊的應(yīng)用前景。

美國(guó)ASPEN對(duì)氣凝膠的研究較早，其開(kāi)發(fā)纖維增強(qiáng)氣凝膠復(fù)合材料技術(shù)是對(duì)氣凝膠材料性能的完善，該公司還進(jìn)行了納米多孔隔熱復(fù)合材料在高超聲速飛行器再入熱防護(hù)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)的隔熱系統(tǒng)等多方面的應(yīng)用研究[25]。美國(guó)Ultramet公司研制的碳泡沫骨架填充碳?xì)饽z的復(fù)合熱防護(hù)材料，密度0.07g/cm3，使用溫度可達(dá)2200℃。該材料可與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)殼相結(jié)合，形成一個(gè)整體絕熱防護(hù)系統(tǒng)，在運(yùn)載器推進(jìn)系統(tǒng)、超音速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)、（超燃）沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等方面具有潛在的應(yīng)用價(jià)值[26]。美國(guó)JOHNS-MANVILIE公司將石棉纖維、有機(jī)樹(shù)脂等與納米多孔硅氣凝膠混合制成塊狀材料，密度0.2～0.3g/cm3，使用溫度1000℃，應(yīng)用于航天及核能領(lǐng)域，后來(lái)由于保護(hù)環(huán)境的要求，大多采用芳綸纖維、陶瓷纖維替代石棉纖維。NASA Ames中心將陶瓷纖維與SiO2氣凝膠復(fù)合得到了一種新型隔熱瓦材料，密度0.13～0.17g/cm3，與原隔熱瓦相比隔熱性能提高了數(shù)十倍[27]。勇氣號(hào)火星探測(cè)器的核心部位以及X-51A超音速飛行器、火星流浪者保溫層、美洲豹戰(zhàn)斗機(jī)等均采用了氣凝膠材料作為隔熱層[28]。國(guó)外目前正在研究SiO2-Al2O3復(fù)合型氣凝膠和探索新體系氣凝膠在高溫條件下的應(yīng)用。國(guó)內(nèi)納米多孔氣凝膠的研制雖然起步較晚，但現(xiàn)也已經(jīng)研制出了一系列的SiO2氣凝膠隔熱材料，并批量應(yīng)用于國(guó)內(nèi)飛行器隔熱層、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)等領(lǐng)域中[29]。

3 本體低密度燒蝕材料

3.1 酚醛樹(shù)脂基材料

酚醛樹(shù)脂由于其優(yōu)異的耐熱性、良好的力學(xué)性能和工藝性能、低成本等優(yōu)點(diǎn)一直以來(lái)是作為燒蝕防熱系統(tǒng)的首選材料。傳統(tǒng)樹(shù)脂殘?zhí)悸瘦^低，通過(guò)改性的高成碳酚醛樹(shù)脂用于制作耐燒蝕材料，具有良好的耐高熱流、機(jī)械沖刷和燒蝕性能，以其為基體的低密度燒蝕材料更是國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。

纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基低密度材料通過(guò)纏繞成型用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管絕熱層，可有效減輕防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量，例如三叉戟Ⅰ戰(zhàn)略導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)PC4-2、PC4-3噴管端頭帽絕熱層為低密度SiO2/酚醛材料，出口錐（擴(kuò)張比＞7）內(nèi)襯為低密度碳布/酚醛材料，牽牛星3AFW-4S偵察兵B(niǎo)運(yùn)載火箭四級(jí)出口錐后段為低密度高硅氧/酚醛絕熱層。近年來(lái)，航空航天材料及工藝研究所研發(fā)了一系列連續(xù)纖維增強(qiáng)纏繞型高孔隙輕質(zhì)防熱材料，密度0.8～1.4g/cm3，例如熱解型改性SPQ/酚醛系列，具有低熱導(dǎo)率和良好的耐燒蝕性能[30]。

在樹(shù)脂基防熱涂層的研究方面，Astrium SAS公司在代號(hào)為HYDRA的發(fā)展規(guī)劃中，選擇了兩種類型的燒蝕材料（兩種不同系列酚醛樹(shù)脂基復(fù)合材料組成）和兩種類型的熱結(jié)構(gòu)核心材料（陶瓷基復(fù)合材料），進(jìn)行聯(lián)合制造。旨在研制一種新型低密度耐燒蝕防護(hù)外層，涂覆在一種先進(jìn)的陶瓷基復(fù)合熱結(jié)構(gòu)層之上，可用于返回式飛行器上的新型燒蝕體/陶瓷基混合物超強(qiáng)輕質(zhì)熱防護(hù)層[31]。美國(guó)制備的添加SiO2空心微球的酚醛樹(shù)脂涂層密度現(xiàn)已降到0.5g/cm3以下。我國(guó)普遍使用的燒蝕防熱涂層密度依然保持在0.8～0.85g/cm3的范圍。鄭天亮等通過(guò)添加表面改性的Al2O3-SiO2空心微球、油層包裹的蛭石和酚醛微球等多種填料將涂層密度降到0.4～0.6g/cm3，其中環(huán)氧和酚醛兩種涂層體系在750℃保持殘?zhí)悸示哂?0%[32]。

通過(guò)對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行改性研究，石敏先[33]等人研制了一種由硼酚醛樹(shù)脂、改性空心酚醛微球、改性空心陶瓷微球、玻璃料、溶劑等組成的輕質(zhì)耐燒蝕復(fù)合材料，900℃殘重率大于70%，具有良好的耐燒蝕性能和力學(xué)性能。根據(jù)密度和燒蝕性能要求對(duì)配方進(jìn)行設(shè)計(jì)，可作為耐燒蝕復(fù)合材料用的聚合物基體，應(yīng)用于航空航天等耐燒蝕材料技術(shù)領(lǐng)域。哈爾濱工業(yè)大學(xué)[34]提出了一種新型超輕質(zhì)具有“霧凇結(jié)構(gòu)”的防熱復(fù)合材料用于極端環(huán)境再入防熱的構(gòu)想。通過(guò)自制特種改性酚醛樹(shù)脂的結(jié)構(gòu)改性，并進(jìn)一步浸漬和充填碳骨架，制備出的碳骨架增強(qiáng)酚醛樹(shù)脂是集燒蝕、防/隔熱于一體的新型超輕質(zhì)復(fù)合材料。燒蝕考核過(guò)程中未出現(xiàn)機(jī)械剝蝕和缺陷，質(zhì)量燒蝕率0.136g/s，線燒蝕率0.058mm/s，表明防熱材料具有優(yōu)越的隔熱耐燒蝕性能。

3.2 彈性體基材料

橡膠彈性體材料以其低密度、耐高低溫、抗燒蝕、防潮等特性是航空航天領(lǐng)域必不可少的高性能配套材料，目前使用較多的有三元乙丙橡膠、丁腈橡膠和有機(jī)硅橡膠等。通過(guò)與耐燒蝕填料的配合可達(dá)到提高絕熱效應(yīng)、抵抗氣流沖刷、降低燒蝕率、提高整體力學(xué)性能的要求，是富氧條件下絕熱層的首選材料，可廣泛用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)絕熱層以及再入熱防護(hù)系統(tǒng)[35]。

三元乙丙橡膠的綜合性能比其它橡膠好，向其中添加纖維、SiO2等填料可用作火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)絕熱層，也可用作噴管收斂段及火箭的外絕熱層，例如MAGE-Ⅲ、AntarsⅢ、三叉戟C4、MX等。丁腈橡膠與SiO2、各種纖維等混煉制成的絕熱層廣泛應(yīng)用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中[36]。硅橡膠是近年來(lái)應(yīng)用較多的絕熱層材料，具有優(yōu)異的性能，有望取代三元乙丙橡膠成為發(fā)動(dòng)機(jī)的主要絕熱層材料。美國(guó)DOWCoring公司研發(fā)的硅橡膠為基體，碳纖維、SiO2、SiC等為填料的復(fù)合材料（DC93-104）和以聚二甲基硅氧烷與聚甲基苯基硅氧烷為基體的材料，具有優(yōu)異的耐燒蝕性能，用于保護(hù)航天發(fā)動(dòng)機(jī)均具有良好的熱防護(hù)性能[37]。法國(guó)SNPE公司生產(chǎn)的添加碳纖維、玻璃纖維的硅橡膠（Si-11x系列）多用于固體推進(jìn)劑包覆層，內(nèi)蒙合成化工研究所研制的芳綸纖維增強(qiáng)硅橡膠（DTZ-1）主要用于小型燃?xì)獍l(fā)生器的絕熱包覆。在氣動(dòng)熱防護(hù)方面，波音公司研發(fā)的以硅樹(shù)脂為基體，二氧化硅空心微球、增強(qiáng)纖維等為填料的輕質(zhì)燒蝕材料BLA，密度約為0.32g/cm3，最高使用溫度達(dá)到1760℃，燒蝕率僅為0.0762mm/s，力學(xué)性能優(yōu)異，成功應(yīng)用于X-51A飛行器上，蜂窩增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的BLA-HD用于超燃發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)表面，可承受高溫高速?zèng)_刷[38]。NASAAmes研究中心以高孔隙率陶瓷纖維浸漬硅樹(shù)脂研發(fā)出可重復(fù)使用的耐燒蝕材料SIRCA，密度0.18～1.0g/cm3，成功用于火星探路者和火星探測(cè)漫游者飛船以及飛行器翼前緣、鼻錐和其他快速加熱部位的熱防護(hù)[39]。國(guó)外最具代表性的硅橡膠復(fù)合材料用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)的有德法合作的ANTS、法國(guó)ASMP和美國(guó)AAAM等。國(guó)內(nèi)西安近代化學(xué)研究所研制的硅橡膠絕熱層在某型號(hào)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行試用，綜合性能優(yōu)良，取得了很好的效果。

4 薄壁耐燒蝕材料

4.1 樹(shù)脂基材料

燒蝕防熱材料一般需要一定的厚度來(lái)滿足其使用性能，在滿足熱防護(hù)系統(tǒng)所需要的抗燒蝕性能、力學(xué)性能等指標(biāo)的前提下盡量把材料做薄，既可以滿足熱防護(hù)要求，又能減輕構(gòu)件質(zhì)量，現(xiàn)已成為宇航材料研制的重要發(fā)展方向。

三維編織結(jié)構(gòu)樹(shù)脂傳遞模塑成型（RTM）工藝是目前國(guó)際上最先進(jìn)的復(fù)合材料制作工藝技術(shù)之一，相比其它復(fù)合材料成型工藝，RTM成型的三維編織結(jié)構(gòu)產(chǎn)品纖維含量高、制品薄且均勻、層間強(qiáng)度高、耐燒蝕性能好，是制造輕質(zhì)、高強(qiáng)、低成本的樹(shù)脂基復(fù)合材料制品極具潛力的成型工藝。歐洲織女星Vega火箭Ⅰ級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管P80的擴(kuò)張段出口端和防熱環(huán)均采用了RTM成型纏繞/針刺2.5D碳/NAXECO酚醛結(jié)構(gòu)，與傳統(tǒng)的2D布帶纏繞成型相比具有良好的抗燒蝕性能和整體力學(xué)性能，且能有效減輕噴管質(zhì)量、提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。新一代織女星Ⅱ級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管Z40也采用了RTM成型技術(shù)，相比原來(lái)的Z23噴管具有更優(yōu)異的綜合性能[40，41]。

4.2 碳基材料

碳基體材料具有優(yōu)異的抗燒蝕性能、高模量、高強(qiáng)度、高溫下力學(xué)性能和尺寸穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)，具有不可替代的發(fā)展趨勢(shì)。采用樹(shù)脂基材料抵抗3000℃以上的高溫，其厚度至少10mm以上，而采用C/C材料只需3～4mm的厚度，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用C/C材料比樹(shù)脂基材料質(zhì)量可減輕50%左右。但C/C材料抗氧化性能差、熱導(dǎo)率高，國(guó)內(nèi)外經(jīng)過(guò)多年努力已經(jīng)研制出多種涂層和引入其他組分來(lái)提高C/C材料的高溫抗氧化性能和降低熱導(dǎo)率。

Novoltex和Naxeco Sepcarb C/C復(fù)合材料的密度低，高溫下具有較高的熱擴(kuò)散率和較低的熱膨脹率，主要用于成型大且輕的噴管出口錐，例如Delta Ⅳ運(yùn)載火箭的出口錐，厚度僅為2.3mm，經(jīng)過(guò)試驗(yàn)證明其具有安全可靠的性能[42]。美國(guó)RL10B-2液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口錐也采用Novoltex 3D增強(qiáng)C/C材料，最薄處厚度2.3mm。除3D材料外，2D薄壁材料也有廣泛的應(yīng)用，且有很好的性能，例如俄羅斯白楊-M三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)C/C出口錐出口厚度2.8mm，MAGE-Ⅱ遠(yuǎn)地點(diǎn)助推發(fā)動(dòng)機(jī)的C/C噴管擴(kuò)張段出口厚度僅為2mm，美國(guó)MX導(dǎo)彈三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的C/C噴管擴(kuò)張段出口厚度1.5mm，法國(guó)SEP與CSD合作研制的延伸噴管出口厚度1.5mm。增強(qiáng)型C/C薄殼結(jié)構(gòu)（RCC）也在發(fā)現(xiàn)號(hào)、奮進(jìn)號(hào)、前蘇聯(lián)暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)、法國(guó)Hemes（試驗(yàn)）等成功進(jìn)行了應(yīng)用與試驗(yàn)[22]。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文總結(jié)了輕質(zhì)多孔材料、本體低密度材料、薄壁耐燒蝕材料等作為輕質(zhì)熱防護(hù)材料的發(fā)展，表明了輕質(zhì)燒蝕防熱材料在宇航飛行器上有著廣闊的應(yīng)用前景，進(jìn)一步研發(fā)耐高溫、低密度、高殘?zhí)悸实男滦筒牧鲜墙窈笱芯抗ぷ鞯闹攸c(diǎn)。例如：功能梯度材料有著獨(dú)特的內(nèi)部結(jié)構(gòu)，耐燒蝕性能和機(jī)械性能優(yōu)異，可以有效減輕防熱材料的質(zhì)量[43]，它的發(fā)展與應(yīng)用必將成為新一代輕質(zhì)隔熱材料研究熱點(diǎn)。輕質(zhì)點(diǎn)陣材料秉承了材料、結(jié)構(gòu)和功能設(shè)計(jì)為一體的協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)理念，具有多孔特點(diǎn)可以進(jìn)行對(duì)流換熱達(dá)到溫度控制的要求，且具有良好的力學(xué)性能[44，45]，是未來(lái)航空航天隔熱材料的發(fā)展方向之一。國(guó)外輕質(zhì)燒蝕防熱材料無(wú)論是原材料的配方、成型工藝還是地面模擬試驗(yàn)都積累了大量的經(jīng)驗(yàn)，我國(guó)要充分借鑒國(guó)外輕質(zhì)耐燒蝕防熱技術(shù)的研究成果、設(shè)計(jì)理念和實(shí)用經(jīng)驗(yàn)，突破材料的研制和與之相關(guān)的工藝等關(guān)鍵技術(shù)，研發(fā)新型燒蝕防熱材料體系、探索新的熱防護(hù)機(jī)制，提升我國(guó)宇航飛行器熱防護(hù)水平，滿足未來(lái)發(fā)展需求。

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Progression of Lightweight Ablative Thermal Protection Materials

Ma Xiuping Guo Yalin Zhang Yi

(Xi’an Aerospace Composites Research Institus, Xi’an 710025)

The property of lightweight, high strength and anti-erosion are requied for spacecraft thermal protection system. Therefore, the development of aerospace materials should be low density, high performance and ablation resistance. The status, progression and future direction for lightweight ablative materials are introduced in this paper. Lightweight ceramic tile, honeycomb reinforced material, nano-porous airgel, phenolic based material, elastomer ablative material and thin-walled resin or carbon based material are included.

thermal protection；lightweight；high performance；ablative material

馬秀萍（1993），碩士，材料科學(xué)與工程專業(yè)；研究方向：功能材料與制造。

2018-01-22