解維華，韓國凱，孟松鶴，楊強，金華

哈爾濱工業(yè)大學 特種環(huán)境復合材料技術國家級重點實驗室，哈爾濱 150080

飛船返回艙再入地球大氣層和空間探測器進入有大氣天體的過程中，將受到嚴酷的氣動力、熱作用。為保持返回艙和探測器內(nèi)部正常工作溫度，保證設備和人員安全，熱防護系統(tǒng)穩(wěn)定、可靠是該類航天器順利完成任務的關鍵。同時，作為返回艙和探測器3%～50%的重量來源，熱防護結構效率對于航天器整體性能具有極其重要的影響[1]。

由于燒蝕材料具有高效、可靠、對流場變化適應性強的優(yōu)點，從20世紀60年代的Apollo飛船，到21世紀的火星科學實驗室(Mars Science Laboratory,MSL)、“龍”飛船(Dragon)，近乎所有經(jīng)歷飛行驗證的返回艙和探測器熱防護系統(tǒng)均采用燒蝕材料作為主要防熱材料[2-3]。在氣動熱載荷的作用下，燒蝕材料自身發(fā)生熔化、蒸發(fā)、升華、熱解、氧化等一系列復雜的物理化學變化，并伴隨熱阻塞效應和表面再輻射作用，阻擋、消耗大量熱量[4-5]。

自Apollo計劃結束至20世紀90年代中期，燒蝕防熱材料發(fā)展緩慢。進入21世紀以后，國際天地往返運輸領域進入更新?lián)Q代的高潮期，加之深空探測任務的需求，促使了返回艙和探測器熱防護材料/結構的快速發(fā)展。近年來，美國在商業(yè)乘員和貨物項目以及改變游戲規(guī)則發(fā)展計劃(Game Changing Development Program,GCDP)支持下，發(fā)展了包括PICA-X、C-PICA、纖維編織體增強熱防護材料、展開式熱防護結構等多種新型熱防護材料/結構[6-8]。日本、歐洲航天局等也圍繞各自需求，開展了相關研究[9-12]。

可以預見，隨著空間站的建立，未來中國近地軌道天地往返運輸將更加頻繁，近地軌道返回式航天器運營成本問題變得更加突出[13]。輕量化、可重復設計成為降低航天器運營成本的有效手段[14]。登月返回等深空探測任務對航天器熱防護系統(tǒng)輕量化要求往往更高，熱防護結構設計面臨更為苛刻的約束[15]。熱防護結構設計方案對航天器總體設計具有重要影響，需要提前開展攻關、分析。本文重點介紹了近年來國內(nèi)外發(fā)展的代表性熱防護材料/結構的設計理念和性能特征，分析了熱防護結構的發(fā)展趨勢和設計中存在的關鍵問題，以期為中國返回艙和空間探測器熱防護結構設計和相關研究提供參考。

1 蜂窩增強熱防護材料

根據(jù)增強體的不同，燒蝕熱防護材料大致可以分為蜂窩增強熱防護材料和纖維增強熱防護材料[3]。對于蜂窩增強熱防護材料，往往以尼龍/酚醛、石英/酚醛、碳/酚醛等作為蜂窩增強體，起到固定基體，抵抗氣流剪切力的作用，并以硅橡膠、硅樹脂、酚醛樹脂等作為基體相，輔之以短切石英纖維、玻璃微球、酚醛微球等，進一步降低材料密度，提高材料強度和隔熱性能。

作為Apollo飛船大底熱防護材料，Avcoat是目前唯一經(jīng)歷載人登月返回驗證的熱防護材料。該材料通過在玻璃纖維增強酚醛樹脂蜂窩內(nèi)注入酚醛環(huán)氧樹脂、酚醛微球、玻璃微球、短切二氧化硅纖維等制成，如圖1所示，密度約為0.512 g/cm3，常溫熱導率約為0.24 W/(m·K)[16-17]。在Apollo飛船熱防護結構制作過程中，首先將蜂窩結構加工成設計要求的輪廓，利用高溫膠粘貼在底部不銹鋼結構上，并通過灌注槍將基體注入蜂窩中。由于難以保證基體在蜂窩內(nèi)完全填充，使得蜂窩內(nèi)不可避免地存在一些孔洞。因此，基體固化后，需要對存在缺陷的蜂窩進行修補。最后，通過表面打磨，去除溢出蜂窩的多余基體材料，并進行表面密封處理，完成整個制作過程[18-19]?？梢钥吹?，盡管Avcoat熱防護結構制作方法簡單，但制作過程十分繁瑣。Apollo任務結束后，Avcoat材料被束之高閣，直至“獵戶座”飛船(Orion)設計中，Avcoat再次啟用，并于2014年完成Orion第1次無人探索飛行[17,20]。

圖1 Avcoat熱防護材料[17]Fig.1 Thermal protection material of Avcoat[17]

中國“神舟”系列載人飛船使用的H96和H88[21-22]，采用玻璃鋼蜂窩內(nèi)填充硅橡膠、石英纖維、玻璃微球和酚醛微球等制成，密度分別為0.71 g/cm3和0.54 g/cm3。相較于Apollo飛船熱防護結構的制作過程，H96和H88采用了預制體成型和熱壓罐袋壓等技術，提高了熱防護結構制作效率。探月三期月地高速再入返回飛行器在大底背風面和迎風面分別采用了HC5和FG7等新型碳硅復合蜂窩增強低密度燒蝕熱防護材料，密度分別為0.5 g/cm3和0.7 g/cm3[15,23]。在高溫環(huán)境下，碳基起到抗燒蝕和增加碳層強度的作用，硅基發(fā)生熔融，吸收部分熱量，并減少碳基與氧氣的接觸，起到降低碳基氧化后退和收縮的作用。2014年11月，飛行器采用跳躍式彈道再入，安全著陸，再入速度為11 km/s，峰值熱流為5.2 MW/m2，新型蜂窩增強熱防護材料的可靠性得到飛行驗證。

作為Mars Viking、Mars Pathfinder、Mars Exploration Rover等火星探測器大底以及Stardust樣本返回艙側壁熱防護材料，SLA-561V同樣為蜂窩增強熱防護材料，通過在玻璃纖維增酚醛樹脂蜂窩結構中填充軟木顆粒、硅樹脂、短切高硅氧纖維、二氧化硅微球以及酚醛樹脂微球等材料制成，密度約為0.256 g/cm3[24]。熱流載荷較小，表面溫度不足以使材料中玻璃相熔化時，材料表面形成黑色碳化層，隨熱流載荷增加，表面溫度上升，致使玻璃相熔化，材料表面將被熔融玻璃層所覆蓋。在表面剪切力較低的環(huán)境中，材料表面液態(tài)層蒸發(fā)吸收大量熱量，材料出現(xiàn)燒蝕后退。當剪切力逐漸強，液態(tài)層發(fā)生流動，以致大量流失時，原本隔絕于表面氣動力作用的材料將直接暴露在環(huán)境之中，可能導致材料被快速侵蝕，甚至發(fā)生失效[25]。在MSL大底熱防護材料性能考核試驗中，在冷壁熱流為1.65 MW/m2、氣動壓力為0.39 atm(1 atm=101 325 Pa)、剪切力為280 Pa條件下，由于Goertler旋渦作用，蜂窩中填充材料被完全抽空，SLA-561V材料發(fā)生失效，促使MSL改由酚醛樹脂浸漬碳纖維骨架材料(Phenolic Impregnate Carbon Ablator,PICA)制作大底熱防護結構[26]。

2 纖維增強熱防護材料

2.1 短切纖維骨架浸漬樹脂材料

盡管在防隔熱方面，蜂窩增強熱防護材料表現(xiàn)出了優(yōu)異的性能，但材料密度仍然較高。20世紀90年代，美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)Ames實驗室利用短切纖維骨架浸漬有機樹脂的方法，研制了系列低密度燒蝕材料[27]。通過特定的浸漬工藝控制樹脂含量以及樹脂在纖維骨架中的分布，獲得的低密度燒蝕材料仍然保有多孔、低密度、低熱導率的特點。

以PICA作為代表，其由酚醛樹脂浸漬碳纖維骨架制作而成，如圖2所示，密度在0.224～0.321 g/cm3之間[28-29]，相較于Avcoat，密度降低了近50%。由于材料孔隙率較高(85%)，比熱容較小，投射到材料表面的熱量，更多的以表面再輻射、酚醛樹脂熱解吸熱以及熱解氣體向邊界層引射等方式耗散，僅有較少部分儲存在材料內(nèi)部。通過向碳纖維骨架中浸漬酚醛樹脂，除使材料強度提高外，由于孔隙尺寸減小，減弱了細觀熱傳導中的輻射作用，材料表觀熱導率相較于碳纖維骨架反而降低，在1 090 ℃時，約0.4 W/(m·K)，當溫度升高到2 654 ℃時，增加至1.7 W/(m·K)，且受材料內(nèi)部氣體壓力影響較小。

圖2 PICA微觀形貌[29]Fig.2 Micrographs of PICA[29]

圖3 “星塵號”樣本返回艙[31]Fig.3 Stardust sample return capsule[31]

用于收集Wild-2彗星周圍粉塵和氣體樣本的Stardust，其大底熱防護結構如圖3所示[30-31]，由于直徑較小(約0.78 m)，采用單塊PICA制造，并在設計過程中盡可能地保持了材料纖維方向與艙體外表面的平行，以減小沿大底厚度方向的熱傳導。2006年1月，Stardust以12.6 km/s的速度成功再入，駐點峰值熱流達到12 MW/m2，是迄今為止返回艙熱防護材料經(jīng)歷的最高熱流。

由于PICA尺寸有限，強度較低，直徑4.5 m的MSL大底采用了PICA瓦片拼接設計，并由多達113塊瓦片組成，如圖4所示[26]，瓦片通過HT424環(huán)氧膠粘接在底部承力結構上，瓦片縫隙由RTV-560硅橡膠填充。PICA瓦片與縫隙填充材料之間的相容性，包括在熱流載荷作用下，表面燒蝕后退一致性，以及材料熱匹配性能，成為拼接設計的關鍵之一。電弧風洞試驗表明，當結構縫隙與流場流線之間夾角較小，且熱流載荷較低(<1.3 MW/m2)時，PICA與縫隙填充材料燒蝕后退量相差較大，突出的填充材料將使局部區(qū)域熱流載荷顯著升高。由于MSL大底PICA厚度由飛船可承受的最大熱防護結構重量所決定，高于設計值約30%，且危險區(qū)域熱流較高，邊界層較厚，縫隙與流線夾角較大，緩解了縫隙填充材料與PICA燒蝕不一致問題。2012年8月，MSL成功進入火星。PICA曾作為Orion熱防護結構設計的首選材料，但由于飛船再入地球大氣層氣動熱環(huán)境相較于MSL進入火星更加嚴酷，且兩者大底承力結構不同，Orion采用金屬主結構，MSL采用剛度更大的復合結構，因此最終由于結構設計問題，PICA轉為備選材料，并被Avcoat所取代[17,32]。

圖4 MSL大底[26]Fig.4 Heat shield of MSL[26]

在商業(yè)乘員和貨物項目的支持下，Space-X與NASA Ames實驗室合作，在PICA的基礎上，研發(fā)了PICA-X[7]，成功用于Dargon貨運飛船近地軌道返回。與PICA相比，PICA-X密度同樣維持在0.27 g/cm3左右，但生產(chǎn)成本僅為前者的1/10，且經(jīng)歷再入返回后，通過移除材料表面較薄的碳化層，PICA-X仍可用于飛船下一次近地軌道返回。與PICA相似，使用PICA-X作為Dargon熱防護材料仍需采用拼接設計，如圖5所示。

PICA斷裂延伸率較低，力學性能較差，主要與硬質(zhì)的碳纖維骨架和酚醛樹脂高度交聯(lián)有關。為了提高材料韌性，NASA Ames實驗室發(fā)展了采用柔性碳纖維氈作為增強體的Conformal PICA(C-PICA)[33-34]和Flexible PICA[35]。

C-PICA通過將纖維氈鋪設在近凈形模具上，并將裝配好的模具放置在反應容器中添加、浸漬樹脂基體制成，如圖6所示[33]。相較于PICA，C-PICA斷裂延伸率更高，甚至可以直接粘接在返回艙或空間探測器承力結構上，同時材料尺寸更大，可以大幅減少熱防護結構設計中的縫隙數(shù)量，緩解縫隙設計問題[34]。由于可以控制纖維氈鋪設方向與形狀，使得C-PICA中纖維方向與材料表面基本保持平行，有效地減小了整體材料沿厚度方向的熱傳導，對于航天器外形高曲率區(qū)域，如肩部位置等，有利于減小該區(qū)域的材料厚度，減輕熱防護結構重量。與之相比，由PICA通過后期機械加工獲得的曲面材料，其只在某一點厚度方向熱導率最小，無疑增加了其他位置材料厚度。

圖5 Dargon大底[7]Fig.5 Heat shield of Dargon[7]

圖6 C-PICA制作過程[33]Fig.6 Manufacturing process of C-PICA[33]

Flexible PICA通過向纖維氈中浸漬含有酚醛顆粒的溶液或?qū)⑻祭w維與酚醛纖維在溶液中混合，干燥或通過向纖維氈中浸漬酚醛樹脂，并利用輥軋機打斷交聯(lián)固化的酚醛樹脂等方式制成[35]。在單軸拉伸載荷作用下，材料具有明顯的頸縮現(xiàn)象，如圖7所示(圖中1 psi=6 894.757 Pa)，斷裂延伸率遠高于PICA[36]。

受益于碳纖維氈疏松結構以及酚醛樹脂顆粒特性等，在材料密度相同的情況下，C-PICA和Flexible PICA熱導率均低于PICA[33-36]。由于熱防護結構中，防熱材料厚度一般由其背壁最高溫度決定，采用C-PICA或Flexible PICA，相較于PICA，可以使熱防護結構中防熱材料厚度更薄，熱防護結構重量更小。

在Orion熱防護系統(tǒng)設計中，Ames實驗室提出了一種將PICA和蜂窩結構相結合的熱防護結構設想，如圖8所示[37]。通過將PICA置于大尺寸蜂窩格子之中，實現(xiàn)PICA的連接設計，不僅利用蜂窩提高了整體結構強度，還可以根據(jù)氣動熱環(huán)境沿蜂窩厚度方向靈活采用不同材料，減輕熱防護結構重量。分析表明，在蜂窩中采用PICA和LI900隔熱瓦相組合的形式相較于僅由PICA構成的熱防護結構，重量可以減輕24%[38]。

圖7 Flexible PICA應力-應變曲線[36]Fig.7 Stress-strain curves of flexible PICA[36]

圖8 PICA和蜂窩相結合的熱防護結構示意圖[37]Fig.8 Schematic diagram of thermal protection structure using PICA and honeycomb structure[37]

鑒于酚醛樹脂浸漬碳纖維骨架燒蝕材料優(yōu)異的防隔熱性能和較低的密度，成為當前各國學者研究的重點。歐洲Astrium Space Transportation公司通過酚醛樹脂浸漬石墨氈制備的ASTERM[39]，密度約為0.24～0.55 g/cm3，在10 MW/m2熱流載荷作用下，材料性能良好，15 s時燒蝕后退僅約6.1 mm。

哈爾濱工業(yè)大學[40-43]分別采用針刺碳纖維氈、碳粘結碳纖維骨架作為增強體，通過浸漬酚醛樹脂、酚醛樹脂凝膠、間苯二酚-糠醛凝膠等，制備了多種輕質(zhì)燒蝕材料，材料最低密度約為0.26 g/cm3，室溫下最小熱導率約為0.093 W/(m·K)。

華東理工大學[44-46]制備了系列碳纖維骨架浸漬酚醛氣凝膠材料和莫來石纖維骨架浸漬酚醛氣凝膠材料，并分析了固化劑含量對酚醛氣凝膠微觀結構的影響以及酚醛樹脂溶液濃度對浸漬材料微觀結構和性能的影響。由于纖維孔隙被氣凝膠所填充，一方面抑制了材料中氣體分子的熱傳導和對流傳熱，另一方面也降低了纖維之間的接觸傳熱，獲得的材料室溫下最小熱導率僅為0.036 W/(m·K)。

2.2 纖維編織體增強熱防護材料

金星、土星等行星的地面探測任務氣動環(huán)境極為嚴苛，諸如PICA、Avcoat等中低密度燒蝕材料難以為繼。盡管使用2D碳酚醛材料的Galileo探測器和Pioneer探測器實現(xiàn)了對金星和木星的地面探測，但受限于熱防護材料密度和熱導率較高，為控制熱防護結構重量，使得探測器進入軌道變得極為陡峭，以減小進入時間和總加熱量，造成作用于探測器的峰值熱流和氣動壓力極高，對地面試驗能力和探測器搭載的科學儀器提出了巨大挑戰(zhàn)和限制[47]。

受益于3D紡織技術的發(fā)展，NASA可以采用不同組分，不同細度的纖維，以不同的編織結構和編織密度，設計、定制滿足特定需求的預制體，并在此基礎上，按照使用目的浸漬不同組分、不同程度的樹脂，獲得3D編織熱防護材料(Woven Thermal Protection System,WTPS)[48]。2010年NASA空間技術任務委員會資助Ames實驗室對WTPS的可行性進行分析。在為時一年的工作中，Ames實驗室采用不同纖維、樹脂以及編織結構制備了系列3D編織熱防護材料，材料密度覆蓋0.38～1.5 g/cm3區(qū)間范圍，相關電弧風洞試驗、力學性能和熱性能測試初步表明了材料優(yōu)異的性能。

在WTPS工作的基礎上，NASA空間技術任務委員會和科學任務委員會共同資助了極端進入環(huán)境防熱罩技術(Heat-shield for Extreme Entry Environment Technology,HEEET)[49]，旨在發(fā)展一種新型燒蝕熱防護結構，支持對金星和土星的非載人著陸探測。該熱防護結構的主體為具有雙層結構的3D編織熱防護材料，如圖9所示。其中，材料外層為使用碳纖維的高密度燒蝕后退層，用于承受極端進入環(huán)境氣動載荷，密度約為1.09 g/cm3，厚度方向熱導率約為0.42 W/(m·K)，材料內(nèi)層為使用混紡紗的低密度隔熱層，用于降低進入結構內(nèi)部的熱量，密度約為0.82 g/cm3，厚度方向熱導率約為0.23 W/(m·K)[50]。材料不同層之間采用分層編織，以降低材料整體沿厚度方向的熱導率。分析表明，相較于傳統(tǒng)2D碳酚醛材料，針對金星和土星進入氣動熱環(huán)境，采用該材料可以使熱防護結構重量降低約40%，并使進入軌道更加平緩，峰值熱流、氣動壓力大幅減小。根據(jù)不同任務氣動熱環(huán)境，通過優(yōu)化材料不同層的厚度，材料效率有望進一步提升。

圖9 HEEET熱防護材料[49]Fig.9 Thermal protection material of HEEET[49]

受限于編織能力，NASA 3D編織熱防護材料寬度局限于0.6 m，相應熱防護結構仍需要采用拼接設計，如圖10(a)所示[51]。在HEEET結構中，縫隙材料采用與主體熱防護材料相似的原材料，以及相同的編織結構，但材料剛度更低，并通過高溫膠與主體熱防護材料和底部結構粘接在一起，如圖10(b)所示[49]。在16 MW/m2熱流載荷和1.6 atm氣動壓力以及70 MW/m2熱流載荷和5 atm氣動壓力作用下，HEEET主體熱防護材料與縫隙材料燒蝕后退基本一致，但加熱過程中，仍存在縫隙材料燒蝕后退量略高于主體熱防護材料的問題[49,51-52]。

圖10 HEEET縫隙設計和熱防護結構Fig.10 Seam design and thermal protection structure of HEEET

針對月球返回跳躍式再入氣動熱環(huán)境，中國發(fā)展的新型混雜連續(xù)纖維增強輕質(zhì)燒蝕材料[15,23]，其增強相由石英纖維、玻璃纖維和可分解纖維3種長纖維組成，材料密度約為0.9 g/cm3(SPQ9)和1.0 g/cm3(SPQ10)，被應用于探月三期月地高速再入返回飛行器的大底拐角環(huán)、側壁艙蓋與邊緣防熱環(huán)等部位，材料性能得到飛行驗證。

3 組合式熱防護結構

3.1 多功能熱防護結構

通常，返回艙和空間探測器熱防護結構設計采用燒蝕材料，旨在通過材料的熔化、升華、熱解、熱阻塞作用等，阻擋、消耗部分氣動熱，減小向材料內(nèi)部的熱傳導。由于輕質(zhì)燒蝕材料強度和斷裂延伸率較低，在熱防護結構設計中，一般通過應變隔離墊等將燒蝕材料粘接在底部承力結構上，將結構防隔熱與承載功能相分離。

NASA Langley實驗室提出了一種多功能熱結構大底(Multifunctional Hot Structure Heat Shield,簡稱MHSHS或HOST)[53-55]，將具有高溫承載能力的陶瓷基復合材料置于熱防護結構外層，承擔氣動力作用，將柔性隔熱材料置于結構內(nèi)部，承擔隔熱作用，如圖11所示，進而將結構承載和防隔熱設計集于一體。盡管該結構主要通過表面再輻射和內(nèi)部材料熱容吸熱來耗散投射到結構表面的熱量，致使結構厚度可能高于傳統(tǒng)熱防護結構設計中的燒蝕材料厚度，但由于消除了底部承力結構，結構整體厚度相較于傳統(tǒng)熱防護結構反而減小，有效提升了結構體積效率。同時，對于陶瓷基復合材料，在氣動熱載荷作用下，材料燒蝕后退速率往往更低，從而使航天器再入或進入過程中氣動外形更加穩(wěn)定，有利于航天器控制，提高落地精度。在結構重量方面，針對不同再入氣動熱環(huán)境，以及不同航天器氣動外形，熱結構設計方案和傳統(tǒng)熱防護結構優(yōu)劣性可能存在不同。就空間站返回和火星登陸，采用HOST結構方案，相較于傳統(tǒng)熱防護結構，數(shù)值模擬結果顯示，熱防護結構厚度分別降低52%和67%，重量分別降低8.4%和29.2%，初步表明了HOST的高效性。

圖11 HOST示意圖[54]Fig.11 Schematic diagram of HOST[54]

為了避免探測器穿越火星大氣層收集氣體樣本過程中，探測器表面熱防護材料的燒蝕對樣本造成污染，日本宇宙航空研究開發(fā)機構(Japan Aerospace Exploration Agency,JAXA)設計了一種輕質(zhì)非燒蝕熱防護結構(Non Ablative Lightweight Thermal protection system,NALT)[9]，如圖12所示。涂覆SiC抗氧化涂層的C/C面板用于承受氣動壓力以及大氣中灰塵粒子撞擊作用，并可重復使用，內(nèi)側隔熱材料用于阻止熱量進入結構內(nèi)部，并與C/C面板之間通過高溫膠粘接，底部蜂窩結構提高了結構強度，并對C/C面板和隔熱材料提供支撐作用。為了驗證NALT可行性，JAXA通過系列試驗對圖12(a)所示的NALT結構進行了評估，并制作了直徑約0.6 m，如圖12(b)所示的驗證模型，結構技術成熟度達到4以上。

圖12 NALT結構[9]Fig.12 Structure of NALT[9]

3.2 混雜型熱防護結構

返回艙和空間探測器熱防護系統(tǒng)設計中，燒蝕材料仍然有著巨大發(fā)展前景。但自20世紀80年代以來，歐洲對燒蝕材料的發(fā)展投入較少。為了減少對其他國家的依賴，在歐洲航天局(European Space Agency,ESA)的資助下，2012年，涉及10家研究機構共同啟動了一項關于混雜型燒蝕熱防護結構(HYbrid ablative Development for Re-entry in planetary Atmospheric thermal protection,HYDRA)[10-11]的項目，重點發(fā)展由燒蝕材料和陶瓷基復合材料相結合的熱防護結構，如圖13所示。置于結構外層的燒蝕材料可以應對較高水平的氣動熱載荷，提高了結構的防熱性能，陶瓷基復合材料提供了支撐、維形的作用，兩者通過無機膠進行連接。根據(jù)需要，在陶瓷基復合材料內(nèi)側還包括隔熱材料，進一步阻止熱量進入結構內(nèi)部。由于陶瓷基復合材料在高溫下仍然具有優(yōu)異的性能，因此相較于僅由燒蝕材料承擔防隔熱功能的傳統(tǒng)熱防護結構，在相同熱流載荷作用下，混雜型熱防護結構中燒蝕材料的厚度明顯減薄，僅保證膠層最高溫度低于使用溫度即可，從而結構重量相較于后者往往更輕。數(shù)值模擬結果顯示，就近地軌道返回，相較于僅由ASTERM構成的熱防護結構，采用HYDRA，結構重量可以降低約43%。當外層燒蝕材料失效或厚度設計不足時，由于陶瓷基復合材料可以提供一定的熱防護功能，結構的可靠性也將有所提升。

在強調(diào)原材料需由歐洲供應商提供的基礎上，針對返回艙大底及側壁，HYDRA最終分別選用石墨纖維增強酚醛樹脂材料ASTERM和軟木顆粒增強酚醛樹脂材料NORCOATFI作為結構外層燒蝕材料，Cf/SiC(商用名稱SICARBON)和C/C-SiC作為陶瓷基復合材料面板。不同材料之間連接的可靠性成為HYDRA混雜型熱防護結構發(fā)展的關鍵。因此，研究人員開展了大量包括低溫環(huán)境以及高溫環(huán)境下，材料連接性能試驗，對6種無機膠進行了評價與篩選[56-60]。在此基礎上，制作了長、寬均為100 mm，厚度約為50 mm 的驗證結構[61]，如圖14所示，由上至下依次為ASTERM、膠層、SICARBON、Ti6Al4V支架、柔性隔熱材料以及鋁板。其中，ASTERM與SICARBON之間通過高溫膠進行連接，SICARBON與Ti6Al4V支架之間以TiCuAg作為釬料，采用釬焊連接，并在釬焊前，預先對SICARBON板焊接位置進行了穿孔處理，以提高連接位置剪切強度。在0.6 MW/m2熱流載荷、100 s作用下，結構運行正常，底部鋁板溫度不超過100 ℃。

圖13 HYDRA示意圖[10]Fig.13 Schematic diagram of HYDRA[10]

圖14 HYDRA熱防護結構[61]Fig.14 Thermal protection structure of HYDRA[61]

除HYDRA項目外，ESA還資助了一項關于可重復使用熱防護結構的項目(SMARTEES)[12]，以開發(fā)一種新型可重復使用熱防護結構，用于近地軌道返回任務，降低航天器運營成本。該結構外層采用SiC、SiC-ZrB2多層陶瓷，內(nèi)側采用Cf/SiC-SiSiC泡沫-Cf/SiC夾層結構，底部采用Ti6Al4V金屬支架，如圖15(a)所示。其中，結構外側陶瓷層與Cf/SiC以及Cf/SiC與Ti6Al4V金屬支架之間分別以Ti3SiC2和TiCuAg作為釬料，通過釬焊進行連接。為了提高SiSiC泡沫結構隔熱性能，在泡沫孔隙中可進一步填充短切陶瓷纖維隔熱材料，如圖15(b)所示。除高溫條件下(2 053 ℃)，纖維隔熱材料及局部SiSiC泡沫結構分解、熔化外，結構未表現(xiàn)出其他失效模式。

圖15 SMARTEES熱防護結構[12]Fig.15 Thermal protection structure of SMARTEES[12]

3.3 氣凝膠隔熱材料

在組合式熱防護結構中，除利用燒蝕材料、陶瓷基復合材料承受氣動力以及高熱流載荷直接作用外，往往還需要內(nèi)部隔熱材料，如柔性隔熱氈[62]、陶瓷隔熱瓦[63-64]等，進一步阻止熱量向結構內(nèi)部流動。其中，氣凝膠材料作為一種具有高孔隙率、低熱導率、超低密度的納米多孔材料[65]，對于提升組合式熱防護結構效率有著重要作用。

SiO2氣凝膠作為較早開始研究的氣凝膠之一，材料強度低、脆性大，以及高溫環(huán)境下遮擋紅外輻射能力差等問題限制了其在高溫隔熱領域的應用[66]。

Parale等[67]以正硅酸四乙酯(TEOS)作為前驅(qū)體，通過常壓干燥制備了Y2O3顆粒摻雜SiO2氣凝膠，并研究了Y2O3含量對氣凝膠比消光系數(shù)、高溫隔熱性能等的影響。當Y2O3與TEOS的摩爾比由0.11增加至0.37時，材料比消光系數(shù)逐漸提高。其中，當Y2O3與TEOS的摩爾比為0.37時，材料密度為0.076 g/cm3，726.85 ℃真空環(huán)境下熱導率為0.08 W/(m·K)。

由于粉末遮光劑在氣凝膠中存在分散不均問題，Xu等[68]以仲丁醇鋁(ASB)和TEOS作為前驅(qū)體獲得Al2O3/SiO2溶膠，并浸漬SiC涂層莫來石纖維氈，通過超臨界干燥制備了SiC涂層莫來石纖維增強Al2O3/SiO2氣凝膠，在1 000 ℃空氣環(huán)境中，材料熱導率為0.049 W/(m·K)。

Liu等[69]以不同Al2O3、SiO2摩爾比的靜電紡絲納米纖維作為基體，以SiO2溶膠作為高溫粘結劑，通過凝膠注模成型、冷凍干燥以及空氣環(huán)境下1 400 ℃高溫燒結，制備了莫來石納米纖維氣凝膠。當Al2O3、SiO2摩爾比為3∶1時，獲得的氣凝膠密度僅為47.41 mg/cm3，室溫以及1 000 ℃環(huán)境下，熱導率分別為0.042 6 W/(m·K)和0.073 41 W/(m·K)。

為改善SiO2氣凝膠脆性和高溫燒結，Ma等[70]利用勃姆石溶液浸漬SiOC氣凝膠，經(jīng)高溫煅燒制備了Al2O3/SiO2氣凝膠，材料壓縮強度達到2.17 MPa。由于Al2O3限制了SiO2顆粒的接觸，阻礙了SiO2黏性流動和“縮頸”結構的形成，以及SiO2表面陽離子空位被Al原子所占據(jù)，阻止了新相的成核，SiO2燒結相變被顯著抑制。在空氣環(huán)境為1 000℃、加熱2 h條件下，材料比表面積由278 m2/g縮減至183 m2/g，尺寸僅收縮6.93%。且在1 200 ℃加熱2 h條件下，材料仍保持著非晶SiO2和γ-Al2O3形態(tài)。

除SiO2、Al2O3氣凝膠外，氧化物氣凝膠還包括ZrO2氣凝膠[71]、TiO2氣凝膠[72]等，在1 000 ℃甚至1 200 ℃以下表現(xiàn)出了優(yōu)異的性能，但在更高的環(huán)境溫度中，孔結構易發(fā)生破壞，造成材料隔熱性能下降[73]。

Feng等[74]在以間苯二酚、甲醛縮聚作用獲得有機水凝膠的基礎上，以乙醇、石油醚作為干燥介質(zhì)，通過超臨界干燥以及1 000 ℃下的碳化，制備了密度為0.052 g/cm3的碳氣凝膠，在1 000 ℃真空環(huán)境下熱導率為0.108 W/(m·K)。除納米孔結構限制了材料內(nèi)部氣體相熱傳導外，由于材料較高的比表面積和珍珠鏈狀納米結構抑制了沿固體相的熱傳導，加上高于碳泡沫材料的比消光系數(shù)，在2 000 ℃、0.15 MPa氬氣環(huán)境下的熱導率(0.601 W/(m·K))僅約相似密度碳泡沫材料(0.054 g/cm3,1.745 W/(m·K))的1/3。

Sun等[75]通過堿性碳酸鈉催化劑作用下，間苯二酚、甲醛在氧化石墨烯(GO)水分散液中的溶膠、凝膠以及超臨界干燥和1 000 ℃氮氣環(huán)境下的熱解制備了石墨烯增強碳氣凝膠。其中，石墨烯納米片(GNS)作為軟性抗收縮添加劑有效抑制了碳化過程中納米孔結構的破壞和材料的收縮。通過優(yōu)化水分散液中GO含量，獲得的碳氣凝膠比表面積達到3 214 m2/g，密度以及室溫熱導率低至23.5 mg/cm3和0.027 W/(m·K)。

盡管碳氣凝膠在真空或惰性氣體環(huán)境使用溫度達到2 000 ℃，卻受限于空氣環(huán)境下高溫氧化問題。Xu等[76]通過結構設計和石墨烯氣凝膠模板輔助化學氣相沉積方法合成了具有負泊松比、負熱膨脹特性的h-BN氣凝膠(hBNAGs)和β-SiC氣凝膠(βSiCAGs)。材料由具有雙曲結構形態(tài)的納米層狀雙壁孔結構組成，如圖16所示。其中，NPR表示負泊松比，NTEC表示負熱膨脹，T為溫度。獨特的結構特征使得材料表現(xiàn)出了超輕、超彈、高熱穩(wěn)定性和優(yōu)異的隔熱性能。hBNAGs最小密度僅約0.1 mg/cm3，可恢復應變高達95%，且在真空和空氣環(huán)境下的熱導率僅約0.002 4 W/(m·K)和0.02 W/(m·K)。在275 ℃/s的熱沖擊載荷作用下，材料形態(tài)和力學性能未發(fā)生任何變化。

4 展開式熱防護結構

4.1 充氣展開熱防護結構

傳統(tǒng)采用剛性熱防護材料的鈍頭體航天器外形尺寸受到運載火箭整流罩的限制，搭載的有效載荷重量受限，最高約1 t，難以滿足未來火星探測任務[77]。NASA提出了一種高超聲速充氣氣動減速器(Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerators,HIAD)[77-80]設計，如圖17所示，有望將搭載的有效載荷重量提升至40 t。其中，圖17(a)為HIAD第3次充氣再入飛行試驗(Inflatable Reentry Vehicle Experiment-3，IRVE-3)結構示意圖。其使用的充氣展開結構主要由堆疊的充氣環(huán)和柔性熱防護層組成，在運載火箭發(fā)射過程中，呈折疊包裹狀態(tài)，提高了航天器利用火箭內(nèi)部空間的效率，增加了航天器有效載荷重量。在與運載火箭分離，進入大氣層前，HIAD充氣展開，結構直徑遠大于運載火箭整流罩尺寸，顯著降低了結構彈道系數(shù)以及進入或再入過程中受到的氣動熱載荷，有利于航天器高空減速，使航天器可以在高海拔地區(qū)著陸，這對于火星南部高地的探測尤為重要。同時，由于背壁熱流載荷往往遠小于迎風面，使得HIAD可以取消背壁熱防護，減輕了熱防護結構重量，提高了有效載荷質(zhì)量分數(shù)。

盡管HIAD充氣展開熱防護結構面臨的氣動熱載荷較小，但除防隔熱性能要求外，結構還需具有足夠的強度，滿足嚴苛的折疊、展開要求，并可承受進入或再入過程中的氣動載荷作用，對熱防護材料仍然有著較為嚴苛的要求[81]。HIAD熱防護結構由多層材料組成，如圖18(a)所示[82]。其中，外層編織材料主要承受高溫環(huán)境下氣動剪切力作用，內(nèi)層隔熱材料阻止熱量向底部傳導，最內(nèi)層密封材料隔絕熱氣浸入，并充當了熱防護層與充氣環(huán)之間連接層。在第3次充氣再入飛行試驗IRVE-3中，采用了Nextel、Pyrogel和Kapton/Kevlar/Kapton材料組合，如圖18(b)所示[80]。2012年7月，展開直徑約3 m的IRVE-3由469 m 高空再入，再入速度為2.7 km/s，峰值熱流為0.144 MW/m2，重點驗證了利用質(zhì)心偏移產(chǎn)生升力的技術，試驗獲得成功[79,83-84]。

NASA發(fā)展的第2代充氣展開熱防護結構采用SiC編織布和碳纖維氈，通過了1.03 MW/m2冷壁熱流220 s的考核，結構充氣展開直徑達到6 m[79,84]。

北京空間機電研究所[85-86]設計了多種由多層材料組成的柔性熱防護結構，開展了環(huán)境溫度1 200 ℃條件下的加熱試驗。其中，由Nextel氧化鋁織物、氧化鋁耐火棉、氣凝膠和Kevlar織物組成的熱防護結構達到耐溫100 s的防隔熱要求。并設計了充氣展開外徑為1.884 m，由3個直徑為0.29 m充氣圓環(huán)等部件構成的飛行試驗器，開展了60 km高度再入飛行試驗，對剛柔耦合結構設計技術、折疊包裝和有序展開技術、快速充氣展開技術、柔性氣動減速技術等多項關鍵技術進行了驗證。2018年4月26日，飛行試驗取得成功。

圖18 HIAD熱防護結構Fig.18 Thermal protection structure of HIAD

總的來看，除火星探測，在空間站返回[87]、運載火箭發(fā)動機回收[88]等方面，充氣展開熱防護結構也表現(xiàn)出了良好的應用前景，但受現(xiàn)有材料性能限制，對HIAD展開直徑提出了較高要求[89]，材料成型工藝等仍有待進一步發(fā)展。

4.2 機械展開熱防護結構

在NASA提出HIAD的同時，還提出了一種自適應展開進入安置技術(Adaptive Deployable Entry and Placement Technology,ADEPT)[90]，如圖19所示，其外形以及展開方式與雨傘極為相似。

對于火星探測等任務，由于迎風面熱流載荷和氣動壓力相對較小，ADEPT采用了3D編織碳纖維布作為主要熱防護材料，鋪設在肋拱上，承受進入減速過程中的氣動熱作用，并將氣動力載荷經(jīng)肋拱、支架傳遞至結構中心體。進入過程中，碳纖維布背壁向中心體的熱輻射受視覺系數(shù)影響而減小，同時中心體表面高反射率涂層等也將對中心體內(nèi)有效載荷起到有效的防護作用。與HIAD相似，ADEPT同樣取消了背壁熱防護，減輕了熱防護系統(tǒng)重量。

在ADEPT熱防護材料篩選中，由Bally Ribbon Mills制備的Weave SA經(jīng)受了2.46 MW/m2熱流考核以及1.36 MW/m2熱流條件下，經(jīng)向131 kN/m，緯向65 kN/m的雙軸拉伸載荷作用[91]。在原理樣件氣動熱試驗中，展開直徑約0.35 m 的樣件分別采用C-PICA和6層碳纖維布作為頭部和展開結構熱防護材料，在駐點熱流1.2 MW/m2和0.6 MW/m2分別作用40 s條件下，試驗前后樣件形貌如圖20所示，驗證了不同材料連接界面的可靠性[92]。展開直徑約0.7 m的原理樣件目前已完成組裝，其展開結構如圖21所示，將由100 km高空實現(xiàn)展開再入，重點驗證大氣層外展開技術以及再入過程結構的穩(wěn)定性[93-94]。

圖19 ADEPT示意圖[90]Fig.19 Schematic diagram of ADEPT[90]

圖20 ADEPT氣動熱試驗原理樣件[92]Fig.20 Article of aerothermal testing for ADEPT[92]

圖21 ADEPT飛行試驗原理樣機[93]Fig.21 Prototype of ADEPT flight test[93]

5 發(fā)展趨勢展望

綜合返回艙和空間探測器熱防護結構的發(fā)展，在20世紀90年代以前，主要以采用Avcoat、SLA-561V等蜂窩增強熱防護材料為主，進入21世紀，尤其是近年來，該領域熱防護材料/結構得到快速發(fā)展，新型熱防護材料/結構不斷涌現(xiàn)?？偨Y熱防護結構的發(fā)展趨勢，可以發(fā)現(xiàn)：

1)輕量化始終是返回艙和空間探測器熱防護結構先進性最重要的衡量指標。在熱防護材料方面，纖維增強熱防護材料由于優(yōu)異的燒蝕性能，較低的密度和熱導率，在結構重量方面代表了當前材料發(fā)展的最高水平。受材料制備能力和力學性能等限制，相應熱防護結構多需采用拼接設計，縫隙填充材料與主體材料之間的燒蝕一致性和熱匹配性成為結構發(fā)展的關鍵問題和重要阻礙。

2)組合式熱防護結構設計成為提高返回艙和空間探測器熱防護結構效率的有力途徑。傳統(tǒng)熱防護結構設計，通常根據(jù)峰值熱流等選取防熱材料，根據(jù)總加熱量獲得材料厚度，并結合再入/進入軌道設計，力圖達到材料抗燒蝕性能和隔熱性能的平衡，實現(xiàn)結構輕量化的目的，航天器對熱防護結構的新需求往往成為材料研制的新挑戰(zhàn)。組合式熱防護結構通過不同材料相結合，充分發(fā)揮不同材料的性能優(yōu)勢，有望實現(xiàn)結構可重復使用等特定目的，并在現(xiàn)有材料發(fā)展水平的基礎上，使熱防護結構效率得到進一步提升。

3)展開式熱防護結構對航天器運載能力的提升有望起到巨大的推動作用。纖維編織體增強熱防護材料和組合式熱防護結構提高了航天器熱防護結構可設計性和有效載荷重量比，但受限于運載火箭尺寸，相應航天器運載能力受到限制。展開式熱防護結構在利用運載火箭空間方面更加高效，有望使航天器運載能力得到顯著提高，但受到現(xiàn)有柔性熱防護材料性能以及結構工藝等限制，仍有待進一步發(fā)展。

總的來看，未來中國天地往返運輸必將更加頻繁，加之深空探測項目的開展，對熱防護結構效率提出更高要求的同時，也必將對熱防護結構的發(fā)展產(chǎn)生巨大的推動。