薛華飛　姚秀榮　程海明　張幸紅　劉兆晶

摘要：針對我國航天器對熱防護(hù)系統(tǒng)輕量化的需求，系統(tǒng)總結(jié)了國內(nèi)外輕質(zhì)熱防護(hù)燒蝕材料的研究進(jìn)展及實際應(yīng)用現(xiàn)狀，主要包括蜂窩填充橡膠或樹脂、樹脂浸漬纖維化多孔基體兩類材料，重點介紹了玻璃纖維/酚醛或碳纖維/酚醛蜂窩填充硅橡膠、硅樹脂或酚醛樹脂和硅樹脂浸漬可重復(fù)使用陶瓷基體燒蝕材料和酚醛浸漬碳基體燒蝕材料，總結(jié)了輕質(zhì)燒蝕材料的發(fā)展趨勢和對我國在該領(lǐng)域發(fā)展的借鑒意義。

關(guān)鍵詞：熱防護(hù)；輕質(zhì)燒蝕材料；樹脂；蜂窩；纖維化基體

中圖分類號：V45 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號：1007-2683（2017）01-0123-06

0 引言

熱防護(hù)系統(tǒng)是保護(hù)服役在高溫?zé)岘h(huán)境中飛行器免遭燒毀或過熱的關(guān)鍵子系統(tǒng)?，F(xiàn)有的熱防護(hù)系統(tǒng)及材料主要包括非燒蝕（可重復(fù)使用）類和燒蝕類。燒蝕熱防護(hù)，是以消耗物質(zhì)來換取防熱效果的積極防熱方式，優(yōu)點是工作安全可靠，防熱效率高，適應(yīng)流場變化能力強(qiáng)。對服役在高熱流條件下或熱環(huán)境無法準(zhǔn)確預(yù)測的飛行器，燒蝕防熱是唯一可行的防熱方式，且系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，一般使用膠黏劑將其直接膠接在內(nèi)部承力主結(jié)構(gòu)上使用。對熱環(huán)境比較惡劣部位的處理更為簡便，只需將局部加厚或換裝抗燒蝕能力更強(qiáng)的單塊材料即可。燒蝕材料密度較低，使得整個熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊、質(zhì)量輕。其缺點是僅能一次性使用，并存在發(fā)生燒蝕后氣動外形變化的問題。

燒蝕熱防護(hù)材料按密度分為標(biāo)準(zhǔn)密度與輕質(zhì)燒蝕材料。以碳/碳、碳/酚醛、高硅氧/酚醛為代表的標(biāo)準(zhǔn)密度燒蝕材料主要應(yīng)用于高熱流、超高溫、高駐點壓力、高速粒子沖刷等極端惡劣環(huán)境短時間服役的遠(yuǎn)程火箭或?qū)?；輕質(zhì)燒蝕材料主要應(yīng)用于飛船返回艙或空間探測器等普遍采用半彈道-跳躍式或升力再入等氣流焓值高、短時間熱流密度大、駐點壓力低和再入時間長的再入環(huán)境，要求熱防護(hù)系統(tǒng)及其材料具有輕質(zhì)、耐高溫、低熱導(dǎo)率、低燒蝕量和高熱阻塞效應(yīng)的特點。

本文初步闡述了輕質(zhì)燒蝕材料的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀與進(jìn)展及實際應(yīng)用，并探討了輕質(zhì)燒蝕材料的發(fā)展方向。

1 返回艙燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)及材料的發(fā)展

早期的返回式衛(wèi)星或飛船返回艙的熱防護(hù)直接使用彈道導(dǎo)彈再入彈頭的燒蝕材料，如美國“水星”號飛船的防熱結(jié)構(gòu)中，熱流最大的鈍頭部分采用的是標(biāo)準(zhǔn)密度玻璃纖維增強(qiáng)酚醛作為燒蝕材料。通過研究飛船熱防護(hù)機(jī)理，發(fā)現(xiàn)質(zhì)量引射效應(yīng)可以擔(dān)負(fù)主要的防熱機(jī)制，當(dāng)燒蝕材料的氣化分?jǐn)?shù)很高時，它的熱解氣體質(zhì)量引射熱阻塞效應(yīng)系數(shù)Φ=q。（引射）/q。（無引射）可以達(dá)到0.2～0.3，即70%～80%的氣動加熱是由質(zhì)量引射帶走。在這一研究成果的指導(dǎo)下，美國研究了大量的輕質(zhì)碳化型燒蝕材料，如DC-325、AVCOAT、PhenCarb、SLA-561、SRAM、BLA、SRICA、PICA等。

目前普遍采用的輕質(zhì)燒蝕材料，密度大都在0.2～0.9g/cm³范圍之內(nèi)。在高熔點陶瓷纖維、碳纖維的長纖維氈、細(xì)針穿刺或短切纖維網(wǎng)絡(luò)骨架等纖維化基體內(nèi)部分浸漬多孔有機(jī)硅樹脂或酚醛樹脂，這種方法構(gòu)成的復(fù)合材料稱為纖維化基體浸漬輕質(zhì)燒蝕材料；在玻璃纖維/酚醛、高硅氧/酚醛或碳/酚醛蜂窩內(nèi)填充硅橡膠、有機(jī)硅樹脂或酚醛樹脂構(gòu)成的復(fù)合材料以及在填充相內(nèi)添加短切石英纖維或短切碳纖維、酚醛空心微球、玻璃空心微球和輻射劑等多種功能填料，稱為蜂窩增強(qiáng)輕質(zhì)燒蝕材料。

輕質(zhì)燒蝕材料選用的樹脂具有分解溫度和碳化溫度低的特點，可以在較低的溫度下產(chǎn)生質(zhì)量引射效應(yīng)和熱解碳層高輻射效應(yīng)來降低燒蝕材料表面對流熱流，并可以大量的向外輻射熱量，加之材料的熱導(dǎo)率較低，可以在較長的再入時間里起到隔熱效果。

2 橡膠或樹脂填充蜂窩結(jié)構(gòu)基體復(fù)合材料

該類材料普遍采用玻璃纖維/酚醛、高硅氧/酚醛或碳/酚醛蜂窩作為增強(qiáng)相，密度低、導(dǎo)熱系數(shù)小的彈性硅橡膠、硅樹脂或酚醛樹脂等作為基體相，并在基體內(nèi)加入短切石英纖維或碳纖維、玻璃空心微球、酚醛微球、二氧化鈦等功能填料來降低材料密度，提高隔熱性能并改善燒蝕材料表面的抗輻射能力。除了作為承載結(jié)構(gòu)提高強(qiáng)度之外，蜂窩結(jié)構(gòu)還可提高材料的抗氣流剪切能力，在再入過程穩(wěn)定燒蝕層，阻止表面燒蝕層脫落。

2.1 酚醛玻璃纖維蜂窩填充硅橡膠DC-325

20世紀(jì)60年代初，美國為實現(xiàn)“雙子星座”號載人飛船的輕量化，在飛船座艙鈍頭防熱大底采用了密度大約為0.87 g/cm³的玻璃纖維/酚醛蜂窩填充雙組份甲基硅橡膠DC-325防熱材料，在雙組份硅橡膠內(nèi)還添加二氧化鈦和質(zhì)量比為5%的空心玻璃微球來提高耐熱性，玻璃空心微球同時也可以減少材料的密度和降低熱導(dǎo)率。

我國的神舟飛船上也采用這種體系的防熱材料，即在玻璃纖維/酚醛蜂窩內(nèi)加入增強(qiáng)纖維、玻璃空心微球、酚醛空心微球填料的苯基硅橡膠。為了提高熱防護(hù)系統(tǒng)的效率采用了變密度設(shè)計，在熱流、駐點壓力較大的飛船返回艙防熱大底和側(cè)壁迎風(fēng)面采用了密度為0.71g/cm³的H96輕質(zhì)燒蝕材料，在側(cè)壁的背風(fēng)面采用密度為0.54 g/cm³的H88。

2.2 酚醛玻璃纖維蜂窩填充酚醛樹脂AVCOAT5026-39/HC-GP

經(jīng)過“雙子星座”飛船計劃技術(shù)儲備后，美國開展了載人登月的“阿波羅”計劃，“阿波羅”飛船指令艙采用的AVCOAT 5026-39/HC-GP輕質(zhì)燒蝕材料，是在玻璃纖維/酚醛蜂窩中填充環(huán)氧-酚醛樹脂及酚醛空心微球、短切石英纖維填料制成平均密度為0.55 g/cm³的復(fù)合材料。

相比于硅橡膠，酚醛樹脂能承受更高的熱流和表面溫度，燒蝕率低，燒蝕表面碳化層的強(qiáng)度更大，能夠通過反向輻射耗散掉大量的再入加熱等優(yōu)點，使得酚醛樹脂成為高加熱環(huán)境的優(yōu)良防熱材料。

“阿波羅”號飛船指令艙采用的是在不同的熱環(huán)境區(qū)域改變材料厚度的方法來提高熱防護(hù)系統(tǒng)的效率，最終方案是防熱材料厚度從大底迎風(fēng)面的2.7英寸漸變?yōu)閭?cè)壁背風(fēng)面的0.70英寸。AVCOAT5026-39/HC-GP材料強(qiáng)度高，但存在低溫模量較高和斷裂延伸率低的問題，為了能夠承受太空和月面低溫的考驗，熱防護(hù)系統(tǒng)內(nèi)的不銹鋼蜂窩支撐結(jié)構(gòu)板與鋁合金蜂窩主結(jié)構(gòu)之間增加了輔助滑動桁條隔離系統(tǒng)，導(dǎo)致熱防護(hù)結(jié)構(gòu)復(fù)雜化。

2.3 碳/酚醛蜂窩填充酚醛樹脂PhenCarb

20世紀(jì)90年代以后，針對玻璃纖維蜂窩填充酚醛樹脂燒蝕材料AVCOAT 5026-39/HC-GP密度和熱導(dǎo)率高的不足，美國應(yīng)用研究協(xié)會ARA（ap-plied research associates）研制了密度為0.32～0.58 g/cm³的蜂窩填充酚醛樹脂燒蝕材料-PhenCarb系列輕質(zhì)燒蝕材料。

除了密度比AVCOAT 5026-39/HC-GP低之外，PhenCarb采用有較大變形能力的大孔 Flex Core蜂窩替換AVCOAT 5026-39/HC-GP的六邊形蜂窩，F(xiàn)lex Core蜂窩格子尺寸接近25.4 mm，單孔面積和一枚郵票相當(dāng)，并且可根據(jù)不同熱環(huán)境選用碳/酚醛或高硅氧/酚醛成分的Flex Core蜂窩。在酚醛樹脂內(nèi)，PhenCarb添加了彈性共聚物用于降低酚醛樹脂的脆性，還新增了輻射劑（opacifies）來降低輻射向內(nèi)傳導(dǎo)，這些填料在燒蝕時熔化還賦予PhenCarb極好的損傷愈合能力。

NASA對PhenCarb的風(fēng)洞考核認(rèn)為PhenCarb主要用于熱流密度為225～575 W/cm²的熱環(huán)境。在722 W/cm²的短時間（～25sec）測試也有較好的結(jié)果，甚至有報道其可以承受1 000 W/cm²的熱環(huán)境。

2.4 酚醛玻璃纖維蜂窩填充硅樹脂

2.4.1 SLA-561V

20世紀(jì)70年代初，洛克希德·馬丁公司開發(fā)了超輕質(zhì)燒蝕材料SLA（super light ablator）。SLA是在Flex Core玻璃纖維/酚醛蜂窩中填充硅樹脂、短切石英纖維和短切碳纖維，并在硅樹脂內(nèi)增加軟木、酚醛微球和二氧化硅微球填料構(gòu)成的燒蝕材料，密度可降低到0.256 g/cm³左右。

SLA系列材料在1976年成功應(yīng)用于Viking火星探測項目Viking Ⅰ和Viking Ⅱ著陸器熱防護(hù)系統(tǒng)的防熱大底。20世紀(jì)90年代后，隨著以火星探測為代表的深空探測再次啟動，洛克希德·馬丁公司針對之前任務(wù)中SLA暴露出的問題，改進(jìn)了SLA與承力結(jié)構(gòu)材料之間的連接方式，將SLA直接連接在蜂窩夾心結(jié)構(gòu)板的碳纖維面板上，比較典型的是SLA-561V。

SLA-561V分別作為火星探測器進(jìn)入艙的前端防熱大底應(yīng)用在1997年發(fā)射的火星探路者M(jìn)PF（Mars Pathfinder probe）、2003年發(fā)射的火星探測漫游者M(jìn)ER（mars exploration rover）的MER-A勇氣號（Spirit）和MER-B機(jī)遇號（Opportunity）、2007年發(fā)射的鳳凰號（Phoenix），SLA-561V還被應(yīng)用于火星科學(xué)實驗室MSL（mars science laboratory）好奇號（Curiosity）探測器的背部防熱罩以及用于采集“Wild-2”彗星慧發(fā)成分的“星辰”號（Stardust）試樣返回艙背部防熱。此外，SLA也用于航天飛機(jī)燃料外儲箱的保溫。

2.4.2 SRAM

進(jìn)入21世紀(jì)以后，為了滿足星際探測飛行器的需要，美國發(fā)展了大量碳化型輕質(zhì)燒蝕材料，這些材料在燒蝕表面形成堅固的碳化層，能夠抵抗沖刷并具有輻射散熱能力。美國應(yīng)用研究協(xié)會ARA研制了密度為0.22～0.38 g/cm³的硅樹脂增強(qiáng)燒蝕材料SRAM（silicone reinforced ablative material）。SRAM采用HCPA或SCBA成型工藝將含有硅樹脂和填料的混合物填充Flex Core大孔蜂窩，相比于SLA-561V制備過程更簡單且成本更低。

NASA對SRAM的燒蝕考核結(jié)果表明在熱流密度小于120 W/cm²以內(nèi)SRAM僅有很小或不出現(xiàn)燒蝕后退，在120 W/cm²以上熱流密度環(huán)境燒蝕有明顯的表面后退。

2.4.3 BLA

輕質(zhì)燒蝕材料BLA（Boeing lightweight ablator）是由美國波音公司研發(fā)的低成本熱防護(hù)材料，在基體硅樹脂內(nèi)添加二氧化硅空心微球、固化劑和稀釋劑混合物，構(gòu)成的最終密度約0.32g/cm³的輕質(zhì)燒蝕材料。BLA輕質(zhì)燒蝕材料具有高強(qiáng)度（拉伸強(qiáng)度超過1001b/in²）、高抵抗剝蝕能力、耐久性，低導(dǎo)熱系數(shù)，還具有射頻透過性（超過50%的射頻透過率）、抗潮濕性與低成本等特點，在高馬赫數(shù)條件下承受1760℃時只發(fā)生緩慢燒蝕，后退率接近率約0.0762 mm/s。

BLA的樹脂、催化劑、空心微球和稀釋劑等原材料均可以直接采用商用原料，所以相比于其他輕質(zhì)燒蝕材料價格更低廉。BLA制備簡單方便，因此充裕時間內(nèi)可以采用真空導(dǎo)入、真空袋壓、模壓等成熟復(fù)合材料成型工藝方法制備BLA輕質(zhì)燒蝕。

BLA在NASA的多個項目上進(jìn)行了飛行驗證和實際應(yīng)用，超然沖壓發(fā)動機(jī)發(fā)動機(jī)飛行演示項目（scramjet engine flight demonstrate program）X-51A的彈體大量采用了BLA燒蝕材料，巡航段上表面采用的是可重復(fù)使用柔性表面隔熱瓦FRSI（flexible re-usable surface insulation）表面噴涂按照熱環(huán)境設(shè)計的變厚度BLA-S，除此之外，檢查窗四周的縫隙和間隙在發(fā)射前可以使用BLA-S快速填充并固化成型。增加蜂窩增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的BLA-HD，被用于飛行器噴口，承受發(fā)動機(jī)燃燒產(chǎn)物的沖刷。

3 樹脂浸漬纖維化多孔基體燒蝕材料

20世紀(jì)90年代NASA Ames研究中心開展了多種纖維化多孔基體燒蝕材料的研究來提高材料防熱性能并降低系統(tǒng)質(zhì)量，即新型輕質(zhì)陶瓷燒蝕體LCAs（new light weight ceramic ablators，LCAs）。LCAS是在高孔隙率，低密度（0.0965～0.357g/cm³）纖維化陶瓷或碳基體內(nèi)部分浸漬有機(jī)硅樹脂或酚醛樹脂所得到的燒蝕材料，該材料基體內(nèi)浸漬的樹脂含量可控，且能相對均勻的分布在基體內(nèi)部，一般最終密度在0.220～0.330g/cm³之間。LCAS的主要代表是NASA Ames研究中心研發(fā)的硅樹脂浸漬可重復(fù)使用陶瓷燒蝕材料SIRCA（silicone impreg-nated reusable ceramic ablator）和酚醛樹脂浸漬碳基體燒蝕材料PICA（phenolic impregnated carbon abla-tor）。

3.1 硅樹脂浸漬可重復(fù)使用陶瓷基體燒蝕材料SIRCA

即在纖維化高孔隙率陶瓷纖維基體中部分浸漬硅樹脂形成的燒蝕材料。典型的陶瓷纖維基體包括NASA Ames研究中心的熱絕緣材料AIM（Ames in-sulation material）和耐火纖維復(fù)合材料絕緣瓦FRCI（fibrous refractory composite insulation，F(xiàn)RCI），其中AIM由直徑3μm的氧化硅纖維組成，密度在0.165～0.190 g/cm³之間，而FRCI就是航天飛機(jī)大面積熱防護(hù)系統(tǒng)使用的第二代陶瓷隔熱材料，密度比AIM略高在0.170～0.220 g/cm³之間，由80%二氧化硅纖維（直徑3μm）、20%的Nextel纖維（直徑8 μm）和少量的SiC粉組成。SIRCA的填充劑聚硅氧烷，是硅原子和氧原子交替連接形成的具有高度交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)的有機(jī)硅氧烷，分子鏈上既有“有機(jī)基團(tuán)”又含有“無機(jī)基團(tuán)”的結(jié)構(gòu)特性，決定了硅樹脂具有有機(jī)材料和無機(jī)材料的雙重性能。

NASA研究結(jié)果表明SIRCA的應(yīng)用環(huán)境熱流密度最好在200 W/cm²以內(nèi)，目前SIRCA被應(yīng)用于NASA X-34飛行器的翼前緣和鼻錐，也被應(yīng)用于火星探測漫游者M(jìn)ER的降落傘減速系統(tǒng)和背面接口面板以及反推沖量系統(tǒng)發(fā)動機(jī)的熱防護(hù)。德國Kistler公司則選擇SIRCA作為K-1型可重復(fù)使用運(yùn)載器的鼻錐及其他快速加熱部位的熱防護(hù)。

3.2 酚醛樹脂浸漬碳基體燒蝕材料PICA

PICA是將纖維化多孔碳基體浸漬部分酚醛樹脂得到的燒蝕材料，通過NASA Ames研究中心的熱防護(hù)系統(tǒng)與材料團(tuán)隊獨創(chuàng)的浸漬技術(shù)控制酚醛樹脂浸漬量來調(diào)控PICA的密度在0.224～0.321g/cm³之間，并可以保證酚醛樹脂在碳基體內(nèi)分布均勻。碳基體FiberForm由Fiber Materials Inc。（FMI）提供，這種剛性、低密度（0.152～0.176g/cm³）、碳纖維為主的碳/碳復(fù)合材料之前主要用于真空或惰性氣氛爐的熱絕緣。通過成型過程的控制使得FiberForm短切纖維在平行于加壓面內(nèi)呈現(xiàn)隨機(jī)分布，而在垂直于加壓面內(nèi)纖維層狀分布，這種結(jié)構(gòu)上的各向異性使得其力學(xué)、熱物理性能同樣具備各向異性的特點，而在垂直于加壓面方向隔熱性能更好，所以PICA在服役中可以將FiberForm隔熱性能更好的方向朝向熱流方向使用。

NASA Ames研究中心在熱流密度425～3360 W/cm2、表面壓力0.1～0.43 atm、焓值6245～33600 J/cm²范圍內(nèi)對PICA的燒蝕特性進(jìn)行了測試，結(jié)果表明PICA材料燒蝕表面光滑完整，沒有觀察到任何機(jī)械剝蝕的跡象，甚至在熱流密度和剪切力比穩(wěn)定區(qū)高出一倍的平頭試樣邊緣也沒有剝蝕現(xiàn)象發(fā)生。PT-CA同樣具有極佳的熱絕緣性能，對熱流密度570 W/cm²、駐點壓力0.42 atm、焓值14 520 J/cm²的燒蝕試樣，當(dāng)表面溫度接近2 760℃，距離表面1.22 cm處的溫度最高峰才達(dá)到983℃。經(jīng)過270 s后，距離表面2.96 cm處的溫度峰值僅為371℃，距離表面4.04 cm處的溫度峰值僅為149℃，這一燒蝕特性使得PICA可以不需要多余的熱絕緣材料直接連接到航天器主體結(jié)構(gòu)表面使用，作為結(jié)構(gòu)材料亦可簡化隔熱機(jī)構(gòu)，因此PICA可以作為防/隔熱一體化超輕質(zhì)燒蝕材料使用。

PICA具有低密度、耐高溫、低熱導(dǎo)率、低燒蝕量和高熱阻塞效應(yīng)的特點，使得PICA不僅能為從低地軌道再入大氣層的飛行器提供熱防護(hù)，還滿足從月球或其他星球直接再入大氣層的返回艙的熱防護(hù)需求。

PICA已應(yīng)用于火星科學(xué)實驗室登陸艙的防熱大底，該登陸艙的直徑達(dá)到4.5 m，重量接近3 500 kg，將960kg的有效載荷火星車及附屬裝置運(yùn)送到火星表面，該登陸艙2012年8月以5.6 km/s的速度成功進(jìn)入火星大氣層，并將火星車投放到預(yù)定位置。

經(jīng)過NASA Ames研究中心與太空技術(shù)探索Space-X公司合作通過優(yōu)化制備工藝和材料成分得到的PICA-X輕質(zhì)燒蝕材料，在不損失PICA的燒蝕性能的同時將降低了成本并提高了材料的耐久性。PICA-X作為“天龍?zhí)枴盌ragon飛船的防熱大底，從2012年10月至今已經(jīng)完成了三次對國際空間站ISS的物資補(bǔ)給和材料運(yùn)回地球工作。

經(jīng)過“星塵號”、“好奇號”和天龍飛船的技術(shù)驗證后，在“獵戶座”O(jiān)rion（nASA erew vehicle，CEV）熱防護(hù)系統(tǒng)Block2階段任務(wù)——研制直接從月球返回地球再入大氣層“獵戶座”乘員艙的熱防護(hù)系統(tǒng)前端的防熱大底的競標(biāo)中，波音與FMI公司聯(lián)合提供的PICA在與應(yīng)用研究協(xié)會ARA的Phen-Carb、洛克希德·馬丁公司的碳/碳復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的cal-carb及德事隆公司的3D-Q/P-HD/LD和AV-COAT5026-39/HC-GP材料的對比測試中，PICA成功中標(biāo)Block2階段，成為直徑5m的燒蝕防熱屏的baseline備選材料。

4 結(jié)論

綜上所訴，國外關(guān)于航天器輕質(zhì)燒蝕材料的研究已經(jīng)取得了豐碩的成果并且有豐富的飛行經(jīng)歷，主要體現(xiàn)在：

1）材料多樣且形成完整體系，形成硅橡膠、硅樹脂、酚醛樹脂填充玻璃纖維/酚醛、高硅氧/酚醛、碳/酚醛等多種蜂窩構(gòu)成的蜂窩填充輕質(zhì)燒蝕材料體系和硅樹脂、酚醛樹脂浸漬陶瓷纖維或碳纖維纖維化多孔基體輕質(zhì)燒蝕材料體系，而且每種材料通過控制密度、調(diào)整成分以滿足不同的熱環(huán)境需求；

2）輕質(zhì)燒蝕材料已經(jīng)覆蓋了彈道式和升力式或彈道一跳躍式多種彈道、從近地軌道和月球接返回地球及進(jìn)入火星大氣層等多種熱環(huán)境的熱防護(hù)要求；

3）能夠滿足從直徑不足1 m到高達(dá)5 m、有效載荷高達(dá)數(shù)噸的無人和載人飛行器對輕量化熱防護(hù)系統(tǒng)的要求。

通過對比國內(nèi)的輕質(zhì)燒蝕材料的研究現(xiàn)狀可以發(fā)現(xiàn)，目前國內(nèi)公開報道的成熟的輕質(zhì)燒蝕材料僅有神舟飛船的H系列玻璃纖維/酚醛蜂窩填充硅橡膠輕質(zhì)燒蝕材料，存在材料體系不完備、結(jié)構(gòu)單一等問題，值得進(jìn)行投入研究。

（編輯：關(guān)毅）