周印佳 張志賢

航天器可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展與應(yīng)用

周印佳 張志賢

（中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

新一代可重復(fù)使用飛行器對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)提出了更高的要求，對(duì)于發(fā)展高超聲速技術(shù)而言，可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)至關(guān)重要，同時(shí)也面臨著最困難的技術(shù)挑戰(zhàn)。文章總結(jié)了可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)可用的新型防熱機(jī)制，綜述了可重復(fù)使用航天器所采用的熱防護(hù)系統(tǒng)的發(fā)展?fàn)顟B(tài)及典型飛行器應(yīng)用現(xiàn)狀，并闡述了新一代可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)在設(shè)計(jì)與分析方法、驗(yàn)證與評(píng)價(jià)手段以及新型熱防護(hù)材料等幾個(gè)方面所面臨的挑戰(zhàn)。文章有助于更好的理解未來的高超聲速飛行器發(fā)展中可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)的發(fā)展方向。

可重復(fù)使用 熱防護(hù) 防熱機(jī)制 航天器 再入返回

0 引言

航天器返回技術(shù)是以再入防熱技術(shù)、火箭回收技術(shù)和某些航空器回收技術(shù)為基礎(chǔ)逐步發(fā)展形成的。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，航天器飛行速度越來越高，氣動(dòng)加熱問題日益嚴(yán)重。再入彈頭類的返回式飛行器大約以20°返回角飛行，其表面的駐點(diǎn)峰值熱流密度可以高達(dá)幾十兆瓦[1-2]，而表面壓力能夠達(dá)到1.013×107Pa左右，在這樣的高溫高壓下，沒有防熱措施，返回體的結(jié)構(gòu)將遭破壞，必須對(duì)飛行器從外形到防熱材料進(jìn)行系統(tǒng)的研究。1959年，美國(guó)用降落傘完整地回收了洲際導(dǎo)彈的試驗(yàn)彈頭，顯示了燒蝕防熱的有效性和應(yīng)用氣動(dòng)減速原理的可能性。對(duì)于傳統(tǒng)的如再入彈頭、再入飛船、再入衛(wèi)星等一次性高超聲速航天器，由于再入時(shí)間短、熱流高，其熱防護(hù)系統(tǒng)選取的是燒蝕熱防護(hù)。

航天飛機(jī)的研制第一次對(duì)可重復(fù)使用熱防護(hù)提出了明確的需求[3]。熱防護(hù)系統(tǒng)是NASA空間運(yùn)輸系統(tǒng)（space transportation system，STS）最偉大的成就之一，盡管從外觀上大家看到的是覆蓋在航天飛機(jī)大部分區(qū)域的黑色或白色防熱瓦，但實(shí)際上很復(fù)雜，涉及到材料的制備、設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)、實(shí)驗(yàn)技術(shù)以及安裝、維護(hù)和修補(bǔ)等技術(shù)。20世紀(jì)80年代中期，為了尋求一種經(jīng)濟(jì)的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)，美、英、德、法、日等國(guó)紛紛推出了可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)方案[4-5]。20世紀(jì)90年代，美、歐、日等國(guó)加大了可重復(fù)使用運(yùn)載器的研制，相繼策劃了一系列大型計(jì)劃，認(rèn)為這是降低航天成本、提高安全可靠性、縮短轉(zhuǎn)場(chǎng)準(zhǔn)備時(shí)間的理想運(yùn)輸工具，是未來天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的重要組成部分。其推進(jìn)技術(shù)主要是利用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)組合動(dòng)力。進(jìn)入空間的空天飛行器由長(zhǎng)時(shí)間準(zhǔn)備、一次性使用或部分可重復(fù)使用向快速、機(jī)動(dòng)、可靠、廉價(jià)和完全可重復(fù)使用的方向發(fā)展。雖然許多基礎(chǔ)問題和關(guān)鍵技術(shù)未能全部解決，但2010—2011年X-37B的兩次成功發(fā)射和飛行，為新世紀(jì)人類發(fā)展可重復(fù)使用空天飛行器增強(qiáng)了信心。

圖1給出了可重復(fù)往返飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的大致發(fā)展歷程，圖中英文縮寫部分說明如下，RCC：reinforced carbon-carbon，碳纖維增強(qiáng)化碳復(fù)合材料；LI900/RCG：高純硅玻璃纖維隔熱材料；HRSI：可重復(fù)使用高溫絕熱材料；AFRSI：先進(jìn)柔性重復(fù)使用表面隔熱氈；FRSI：柔性隔熱氈；ACC：先進(jìn)碳/碳復(fù)合材料；AETB：氧化鋁增強(qiáng)防熱瓦；TUFI：增韌單體纖維隔熱層；TABI：可裁剪先進(jìn)柔性隔熱氈；CFBI：復(fù)合柔性隔熱氈；PBI：聚苯并咪唑特種工程塑料；TUFROC：toughened uni-piece fibrous reinforced oxidization-resistant composite，增韌型單片纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料；UHTC：超高溫陶瓷材料；RLV：reusable launch vehicle，可重復(fù)使用飛行器。

圖1 可重復(fù)往返飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的發(fā)展歷程

由于長(zhǎng)時(shí)間在大氣層中作高超聲速飛行，可重復(fù)使用航天器對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)提出了長(zhǎng)時(shí)間非燒蝕、高效隔熱、高可靠性以及輕質(zhì)化等一系列更高的要求。通過分析國(guó)外航天技術(shù)的發(fā)展路線，不難發(fā)現(xiàn)熱防護(hù)技術(shù)是其首先解決的技術(shù)難題之一[6]。比如：在X-37研制和后續(xù)X-37B開發(fā)中，發(fā)展了許多新技術(shù)，實(shí)施了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，并在X-37階段，就指出可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)是其最為重要的驗(yàn)證目標(biāo)?？紤]到入軌和可重復(fù)使用以及再入方式，X-37B的熱防護(hù)技術(shù)與美國(guó)目前開發(fā)的同樣具有高超聲速飛行技術(shù)特征的HTV-2、X-51A等計(jì)劃的熱防護(hù)體系并不相同。其中，HTV-2熱防護(hù)以C/C復(fù)合材料防熱外殼和高溫多層隔熱材料為主，X-51A熱防護(hù)以鎢、鉻鎳鐵、鈦和鋁等多種合金以及波音的輕質(zhì)燒蝕材料為主。而X-37主要在航天飛機(jī)熱防護(hù)體系的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)和提高，如最為關(guān)鍵的增韌型單片纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料（TUFROC）和共形可重復(fù)使用防熱氈（conformal reusable insulation，CRI）材料技術(shù)，均在航天飛機(jī)的基礎(chǔ)上有了革命性的突破，在耐溫能力、強(qiáng)韌化性能和制備尺寸上基本解決了航天飛機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)。性能優(yōu)良的熱防護(hù)系統(tǒng)和材料技術(shù)不僅能可靠保護(hù)飛行器再入時(shí)抵抗惡劣的熱/力學(xué)環(huán)境，也為其氣動(dòng)變軌能力提供了物質(zhì)保障。熱防護(hù)和輕質(zhì)結(jié)構(gòu)技術(shù)在X-37B中獲得了應(yīng)用并得到了飛行試驗(yàn)考核和驗(yàn)證。輕質(zhì)高效低燒蝕或不燒蝕是可重復(fù)往返飛行器防熱結(jié)構(gòu)的重要目標(biāo)，可重復(fù)使用航天器的結(jié)構(gòu)和防熱技術(shù)是該類飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一。

1 可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)防熱機(jī)制

新型可重復(fù)使用熱防護(hù)是區(qū)別于燒蝕熱防護(hù)和熱沉式熱防護(hù)的一種熱防護(hù)技術(shù)，是在燒蝕型熱防護(hù)基礎(chǔ)上，結(jié)合了吸熱、散熱和隔熱機(jī)理、材料與熱環(huán)境耦合作用機(jī)理以及多相復(fù)合隔熱機(jī)理而發(fā)展的一種多渠道、多機(jī)制優(yōu)化的耦合熱防護(hù)技術(shù)[7-8]。熱防護(hù)技術(shù)有多種機(jī)制[9]，如圖2所示。對(duì)圖中多種熱防護(hù)機(jī)制進(jìn)行合理的結(jié)合和耦合，并通過設(shè)計(jì)和優(yōu)化，可能發(fā)展出新型可重復(fù)使用熱防護(hù)機(jī)制。有望應(yīng)用于可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)的防熱機(jī)制主要有多相復(fù)合防熱機(jī)制、材料/環(huán)境耦合散熱機(jī)制和主動(dòng)防熱機(jī)制等幾種。

圖2 基礎(chǔ)熱防護(hù)機(jī)制分析

多相復(fù)合防熱機(jī)制[10-12]是針對(duì)傳統(tǒng)低導(dǎo)熱系數(shù)材料防/隔熱性能的局限性而發(fā)展起來的一種新型防熱機(jī)制，是對(duì)傳統(tǒng)單向隔熱機(jī)理的進(jìn)化。從單純依靠材料的吸熱進(jìn)化為多渠道、多種機(jī)制的熱防護(hù)的新模式，通過對(duì)各種傳熱、吸熱和散熱行為進(jìn)行熱管理以達(dá)到最好的防熱效果。因此，多相復(fù)合防熱機(jī)制通過固—?dú)庀嗷蚬獭骸獨(dú)庀噢D(zhuǎn)變以傳導(dǎo)、輻射和對(duì)流混合傳熱方式達(dá)到防/隔熱目的。

材料/環(huán)境耦合散熱機(jī)制[13]是指通過調(diào)整防熱材料本身的熱物理性能，使得防熱材料表面的總加熱量通過輻射和熱沉的方式逐步耗散，從而實(shí)現(xiàn)減少到達(dá)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的熱量，提高防熱材料防、隔熱效率的目的。高超聲速飛行器端頭和翼前緣等部位在飛行中會(huì)承受嚴(yán)峻的氣動(dòng)加熱，其熱耗散過程主要包含如下機(jī)制：材料表面向外部的輻射熱、材料表面物理化學(xué)熱以及向材料內(nèi)部的熱傳導(dǎo)（包含材料熱容吸熱、向連接部件的傳熱等）。熱耗散主要受材料的熱導(dǎo)率、比熱及輻射吸收因素的影響，降低材料熱導(dǎo)率、減小比熱容以及增加輻射系數(shù)均能一定程度上提高輻射熱耗散的效率，達(dá)到防熱的效果。

主動(dòng)防熱機(jī)制[14-15]是通過表面或結(jié)構(gòu)內(nèi)部的冷卻劑，使得表面冷確或吸收表面熱量來阻止熱量向航天器內(nèi)部傳遞，并減小表面各部分之間溫度梯度來達(dá)到防熱的目的，主要分為蒸發(fā)冷卻、薄膜冷卻以及對(duì)流冷卻。蒸發(fā)冷卻防熱除了有蒸發(fā)吸熱外，主要靠熱阻塞效應(yīng)來防熱，具體機(jī)制可分為被動(dòng)冷卻（次表面燒蝕）和主動(dòng)冷卻（通過多孔結(jié)構(gòu)向表面注入流體）。飛行器使用蒸發(fā)冷卻防熱在飛行中沒有氣動(dòng)外形的變化，其顯著的優(yōu)點(diǎn)在于可以通過控制流體的滲出量來適應(yīng)不同大小熱流的防熱需求。盡管主動(dòng)防熱在飛行器熱流密度較高的環(huán)境下的應(yīng)用前景十分廣闊，但復(fù)雜結(jié)構(gòu)和工藝系統(tǒng)極大的缺點(diǎn)限制了其在飛行器上的應(yīng)用。

2 可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的發(fā)展及應(yīng)用

2.1 第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)發(fā)展概況

第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)主要以剛性陶瓷瓦、柔性熱防護(hù)系統(tǒng)和各種金屬熱防護(hù)系統(tǒng)為主，同時(shí)在局部高溫區(qū)域采用C/C復(fù)合材料。表1給出了典型的第一代可重復(fù)使用航天器所使用的熱防護(hù)方案。

表1 第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)方案

Tab.1 The first generation reusable thermal protection scheme

柔性熱防護(hù)系統(tǒng)具有輕質(zhì)、柔性、可折疊、耐高溫等特點(diǎn)。柔性隔熱材料主要有柔性復(fù)合使用表面隔熱氈、先進(jìn)柔性重復(fù)使用表面隔熱氈、可裁剪先進(jìn)柔性隔熱氈以及復(fù)合柔性隔熱氈等。用連續(xù)的高強(qiáng)度纖維編織的航天用編織物能夠在1 100℃的持續(xù)高溫下依然保持其強(qiáng)度和柔韌性，而且基本不發(fā)生收縮變形。

剛性陶瓷防熱瓦體系[16-17]由陶瓷瓦、柔性應(yīng)變隔離墊和室溫固化硅膠組成。陶瓷防熱瓦主要應(yīng)用于機(jī)身機(jī)翼下表面溫度為600℃~l 260℃的較高溫區(qū)。剛性陶瓷瓦到目前已經(jīng)發(fā)展了三代，如表2所示。第一代陶瓷纖維剛性隔熱瓦（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，主要包括可重復(fù)使用的高溫絕熱材料和可重復(fù)使用的低溫絕熱材料。第二代陶瓷剛性隔熱瓦（fibrous refractory composite insulation，F(xiàn)RCI）由NASA艾姆斯研究中心研制。FRCI是一種強(qiáng)度更高、密度小、能經(jīng)受多次熱沖擊破壞的防熱材料，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SiC粉末作為反紅外輻射遮光劑。第三代陶瓷剛性隔熱瓦主要包括AETB（alumina enhanced themal barrier）、HTP（high thermal property materials）、BRI（boro-containing rigid insulation）等。

表2 美國(guó)三代剛性隔熱瓦

金屬熱防護(hù)系統(tǒng)幾經(jīng)改進(jìn)，從早期的金屬支架結(jié)構(gòu)、金屬多層壁結(jié)構(gòu)、高溫合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)發(fā)展到新型ARMOR熱防護(hù)結(jié)構(gòu)[18-21]。金屬熱防護(hù)系統(tǒng)由耐高溫合金防熱板拼接形成。外層面板和側(cè)面板都采用可以承受1 000℃高溫的鎳基合金或鈦合金制成，并在內(nèi)部填充隔熱材料作為隔熱層。

在飛行器的高溫區(qū)一般采用當(dāng)時(shí)較為先進(jìn)的C/C復(fù)合材料，在較高溫區(qū)主要采用剛性陶瓷瓦和各種金屬熱防護(hù)系統(tǒng)，而在低溫區(qū)則大量采用柔性熱防護(hù)系統(tǒng)和以鈦合金為主的金屬多層壁防熱結(jié)構(gòu)。

從第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的材料發(fā)展過程來看，材料有由柔性材料向剛性材料為主轉(zhuǎn)化的趨勢(shì)，這也符合當(dāng)前熱防護(hù)設(shè)計(jì)向承載/防隔熱一體化設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)變的大趨勢(shì)。

2.2 第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)典型應(yīng)用

2.2.1 航天飛機(jī)

航天飛機(jī)是人類航天史上第一架可重復(fù)使用的航天器，不同于傳統(tǒng)的以金屬為主體的冷結(jié)構(gòu)，航天飛機(jī)首次使用了以非金屬為主體的剛性陶瓷防隔熱結(jié)構(gòu)[22-23]，將防熱和隔熱問題分離出來[24]。它解決了當(dāng)時(shí)金屬防熱瓦尚未解決的質(zhì)量、熱膨脹、連接和密封方面的矛盾。

為保證在發(fā)射和回收返回大氣層時(shí)航天飛機(jī)的安全，航天飛機(jī)表面采用的防熱材料主要分為兩類[25-26]：可重復(fù)使用氈制表面絕熱材料和陶瓷瓦防隔熱系統(tǒng)。航天飛機(jī)表面不同部位安裝、涂覆的不同材料的示意圖如圖3所示。

圖3 航天飛機(jī)表面材料示意圖

航天飛機(jī)各區(qū)域所用材料如表3所示。

表3 航天飛機(jī)各區(qū)域防熱材料[27]

Tab.3 The thermal insulation materials for different areas of space shuttle

2.2.2 X-33飛行器

X-33飛行器作為一個(gè)試驗(yàn)平臺(tái)，主要針對(duì)可重復(fù)使用的低溫燃料箱系統(tǒng)、低溫絕緣以及一體化的熱防護(hù)系統(tǒng)。X-33飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)與航天飛機(jī)類似，如圖4所示，X-33在背風(fēng)面采用了柔性熱防護(hù)系統(tǒng)，而在迎風(fēng)面采用了金屬熱防護(hù)系統(tǒng)，并且在翼前緣、鼻錐采用C/C復(fù)合材料。

X-33用來支撐金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的子結(jié)構(gòu)如圖5所示，熱防護(hù)系統(tǒng)面板如圖6所示，安裝在托腳支架上，構(gòu)成所需的熱防護(hù)罩。這種方案的關(guān)鍵難點(diǎn)在于將氣動(dòng)壓力載荷傳遞給結(jié)構(gòu)的同時(shí)要將熱載荷隔絕在外。面板像隔熱瓦一樣是分塊式設(shè)計(jì)，但是比隔熱瓦尺寸更大，約為0.457m×0.457m。金屬TPS僅限于應(yīng)用于使用溫度約為980℃范圍內(nèi)的區(qū)域，具體取決于所使用的合金。

圖4 X-33飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)

圖5 X-33的結(jié)構(gòu)示意圖

圖6 X-33的金屬熱防護(hù)及其與托腳支架的安裝示意圖

2.2.3 HOPE和Hemes航天飛機(jī)

日本的HOPE航天飛機(jī)在高溫區(qū)采用C/C材料，中溫區(qū)用陶瓷隔熱瓦、高溫合金蜂窩結(jié)構(gòu)和柔性隔熱材料等多種防熱材料。日本已將C/C復(fù)合材料成功地用于軌道試驗(yàn)飛行器頭錐和防熱面板，其頭錐是目前世界上最大的固化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。

歐洲的Hemes小型航天飛機(jī)在機(jī)頭和前緣等高溫區(qū)采用C/C或C/SiC薄殼熱結(jié)構(gòu)，在機(jī)身和機(jī)翼下表面以及機(jī)身前部上表面等較高溫區(qū)采用C/SiC蓋板+隔熱層結(jié)構(gòu)，在低溫區(qū)采用了新型陶瓷柔性外部隔熱氈或鈦合金多層壁結(jié)構(gòu)。

2.3 第二代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)發(fā)展概況

第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)使航天飛機(jī)在再入過程中得到了有效的熱防護(hù)，但是傳統(tǒng)的陶瓷瓦具有脆性大、抗損傷能力差、維護(hù)成本高、更換周期長(zhǎng)的缺點(diǎn)。隨著20世紀(jì)80年代后期一系列可重復(fù)使用運(yùn)載計(jì)劃的實(shí)施，結(jié)構(gòu)效率不高、維護(hù)成本高、可靠性不盡如人意的第一代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)已不能滿足需求。同時(shí)具有防熱和承載能力的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)逐漸成為研究重點(diǎn)，然而由于金屬材料的耐溫性能限制，一般只能應(yīng)用于大面積中低熱流區(qū)域，因此發(fā)展了如表4所示的以TUFROC、UHTC、C/SiC等為代表的第二代可重復(fù)使用熱防護(hù)材料。

表4 第二代可重復(fù)使用熱防護(hù)材料[28-32]

Tab.4 The second generation of reusable thermal protection materials

高超聲速飛行器頭錐、翼緣等極高溫區(qū)域的防隔熱問題已經(jīng)成為新一代熱防護(hù)系統(tǒng)的研究重點(diǎn)。新一代巡航飛行器對(duì)氣動(dòng)外形有嚴(yán)格的要求，因此，這些區(qū)域必須選擇微燒蝕或非燒蝕材料。有望在超高溫環(huán)境下實(shí)現(xiàn)非燒蝕的防熱材料主要有：難熔金屬、陶瓷基復(fù)合材料、改性C/C復(fù)合材料與超高溫陶瓷材料等。從目前的技術(shù)發(fā)展來看，陶瓷及其復(fù)合材料體系（含碳基）[33]熱防護(hù)和熱結(jié)構(gòu)材料有望成為解決新型熱障問題的有效技術(shù)途徑[34]，超高溫陶瓷（UHTC）[35-37]、抗氧化C/C[38-42]、C/SiC復(fù)合材料[43]及以超細(xì)纖維氈/氣凝膠輕質(zhì)高效隔熱材料是最有希望的材料體系。例如：X-37B就在飛行試驗(yàn)中首次使用了整體增韌型單片纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料（TUFROC）和陶瓷基復(fù)合材料（ceramic matrix composite，CMC），在氣動(dòng)舵面防熱系統(tǒng)使用了復(fù)雜C/C組件。表5給出了采用第二代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的典型航天器及其材料應(yīng)用情況。

表5 第二代可重復(fù)使用航天器熱防護(hù)系統(tǒng)

Tab.5 The second generation reusable spacecraft thermal protection system

另外，新一代高超聲速巡航飛行器的高熱/高載聯(lián)合作用問題，使得對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)的耐高溫、承載和一體化功能提出了更高要求。因此，可重復(fù)使用飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)方案由第一代的“單一防熱方案”逐漸向“承載/防隔熱一體化”方向發(fā)展。新型的陶瓷基復(fù)合材料（CMC）蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)，通過相關(guān)試驗(yàn)和驗(yàn)證，在技術(shù)上已日趨成熟。與傳統(tǒng)的陶瓷防熱瓦相比，CMC蓋板式熱防護(hù)系統(tǒng)具有抗沖擊性能強(qiáng)、易于安裝和拆卸、連接件易于監(jiān)測(cè)等優(yōu)點(diǎn)。同時(shí)，與金屬熱防護(hù)系統(tǒng)相比，其承載能力和耐溫性能都有大幅提高，并且維護(hù)費(fèi)用更低[50]。

2.4 第二代可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)典型應(yīng)用

2.4.1 X-37B空天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)

X-37B主體結(jié)構(gòu)使用輕質(zhì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)[51]，機(jī)翼前緣采用了新一代耐高溫材料——增韌型單片纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料（TUFROC），能夠承受再入大氣層時(shí)1 700℃以上的高溫，其性能超過航天飛機(jī)機(jī)翼前緣使用的C/C材料。X-37B還采用了增韌單體纖維隔熱（TUFI）瓦、先進(jìn)的共形可重復(fù)使用防熱氈（CRI）等新型防熱材料。

X-37B的機(jī)身采用如圖7所示的一體化的石墨/聚酰胺構(gòu)架[52]，且減少了防熱瓦和防熱氈的使用量，相對(duì)于傳統(tǒng)的金屬（鋼、鈦、鋁）構(gòu)架，石墨構(gòu)架大大降低了飛行器的質(zhì)量，也提高了飛行器結(jié)構(gòu)構(gòu)架的整體防熱能力。

與傳統(tǒng)的高超飛行器相比[53]，X-37B飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)最顯著的特點(diǎn)是使用了薄層輕質(zhì)的TUFROC，所能承受的最高溫度可達(dá)1 700℃，但密度只是增強(qiáng)C/C材料的1/4[54]。TUFROC由兩層輕質(zhì)材料（密度為400kg/m3）組成，如圖8所示，外層為經(jīng)過處理的含碳耐高溫抗氧化陶瓷隔熱蓋帽，內(nèi)層為纖維隔熱基體。含碳蓋帽用高效鉭基復(fù)合材料滲漬，形成一個(gè)堅(jiān)固的梯度表面。這樣，外層蓋帽保證了外層輪廓線的空間尺寸穩(wěn)定，而內(nèi)層低導(dǎo)熱率的隔熱基體保護(hù)飛行器的結(jié)構(gòu)。目前，TUFROC翼前緣可承受的最高溫度比表面覆有增韌單體纖維隔熱層（TUFI）的氧化鋁增強(qiáng)型隔熱層（AETB）可承受的最高溫度高出182℃。

圖7 一體化的石墨/聚酰胺構(gòu)架

圖8 電弧風(fēng)洞中的TUFROC模型

在高動(dòng)壓、高溫迎風(fēng)面上采用的是波音公司負(fù)責(zé)研制的可重復(fù)使用絕熱氈（CRI），其表面覆以增韌單體纖維隔熱層（TUFI）。共形可重復(fù)使用絕熱氈的最大可使用溫度高達(dá)1 320℃；增韌單體纖維隔熱層的材料組成中99.8%與高溫重復(fù)使用表面隔熱層的相同，密度僅為128kg/m3。

X-37B軌道飛行器控制面不同部位采用的熱結(jié)構(gòu)不同，如圖9所示，體襟翼結(jié)構(gòu)采用的是C/SiC陶瓷基結(jié)構(gòu)，而襟副翼則采用C/SiC和C/C陶瓷基結(jié)構(gòu)，方向舵采用C/C陶瓷基結(jié)構(gòu)。

圖9 X-37B控制面結(jié)構(gòu)

2.4.2 USV飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)

意大利的無人航天器USV項(xiàng)目的戰(zhàn)略目標(biāo)是開發(fā)一種可以從200 km近地軌道再入大氣層的先進(jìn)、多用途飛行試驗(yàn)平臺(tái)[55]。USV項(xiàng)目是一項(xiàng)技術(shù)驅(qū)動(dòng)的研究項(xiàng)目，促進(jìn)研究和發(fā)展一系列有助于未來空間進(jìn)入和返回的高超聲速技術(shù)。

USV項(xiàng)目中很重要的一個(gè)技術(shù)項(xiàng)目就是對(duì)新式尖銳前緣熱結(jié)構(gòu)（SHS）的研究[56]，促進(jìn)開發(fā)軌道再入飛行器尖銳熱結(jié)構(gòu)端頭。為了得到新的氣動(dòng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則并提高試驗(yàn)平臺(tái)的操縱能力，SHS項(xiàng)目重點(diǎn)評(píng)估超高溫陶瓷（UHTC）材料在可重復(fù)使用飛行器上高性能、細(xì)長(zhǎng)形狀熱結(jié)構(gòu)的適用性。

再入過程的熱載荷非常高，超出了傳統(tǒng)的C/C和C/SiC等陶瓷基復(fù)合材料的耐溫范圍。SHS項(xiàng)目中，將傳統(tǒng)的聚合物滲透和熱解法制造的C/SiC材料與硼化物材料結(jié)合，創(chuàng)造出能夠承受極端環(huán)境的多材料結(jié)構(gòu)。為了使力學(xué)性能、抗氧化性和輻射性能最大化，同時(shí)減小材料密度，經(jīng)過大量研究，最終選擇了硼化鋯-碳化硅（ZrB2-SiC）材料。ZrB2-SiC暴露于高溫氧化環(huán)境下，表面能夠生成SiO2玻璃相，阻止材料的進(jìn)一步氧化。

圖10給出了USV飛行器鼻錐端頭帽的硼化物鼻錐實(shí)物。鼻錐包括：聚合物滲透法和熱解處理制造的C/SiC骨架的截錐、大塊的石墨芯、采用等離子噴霧沉積技術(shù)在C/SiC骨架表面噴涂的ZrB2-SiC涂層，以及采用熱壓燒結(jié)技術(shù)制備的ZrB2-SiC實(shí)體端頭帽，其截面示意圖如圖11（a）所示。

圖10 USV飛行器的硼化物端頭帽實(shí)物

為了測(cè)試C/SiC骨架和ZrB2涂層間的粘接性能，還做了由石墨內(nèi)核、C/SiC骨架和ZrB2涂層構(gòu)成的驗(yàn)證試驗(yàn)件，如圖11（b）所示。另外也做了翼前緣結(jié)構(gòu)件，與鼻錐一并在70MW的Scirocco等離子風(fēng)洞進(jìn)行了試驗(yàn)，如圖12所示。在3MW/m2的高熱流條件下進(jìn)行了試驗(yàn)，駐點(diǎn)表面溫度達(dá)到1 800℃。

圖11 USV飛行器的UHTC鼻錐截面及風(fēng)洞試驗(yàn)

圖12 涂覆超高溫陶瓷涂層的陶瓷基復(fù)合材料翼前緣

此外，USV項(xiàng)目在熱防護(hù)系統(tǒng)方面還進(jìn)行了以下研究[57]：

1）采用了陶瓷螺栓和螺母，能夠承受2 300℃高溫的再入環(huán)境，且剩余強(qiáng)度足夠保證連接效能；

2）將先進(jìn)陶瓷與碳納米管混合，解決陶瓷基體內(nèi)的匹配性問題；

3）使用主動(dòng)熱防護(hù)，前緣應(yīng)用的金屬單元通過艙內(nèi)液體進(jìn)行主動(dòng)冷卻，實(shí)現(xiàn)能夠面對(duì)所有飛行環(huán)境的輕質(zhì)的、穩(wěn)健的設(shè)計(jì)；

4）采用新一代Ni基合金，將薄片通過激光焊接構(gòu)成外形面，內(nèi)部冷卻通道分布能夠覆蓋所有外露表面；

5）采用Ni基超級(jí)合金和Ni基金屬間化合物材料等金屬基復(fù)合材料，承受1 000~1 100℃的溫度尖峰。機(jī)身面板采用長(zhǎng)陶瓷纖維增強(qiáng)的金屬材料，并嵌入主動(dòng)健康監(jiān)測(cè)系統(tǒng)。

3 可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)

3.1 設(shè)計(jì)與分析方法面臨的挑戰(zhàn)

可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和分析方法需要科學(xué)的理論指導(dǎo)，包括：1）熱力學(xué)環(huán)境的精確預(yù)測(cè)；2）極端環(huán)境/載荷和結(jié)構(gòu)響應(yīng)、漸變的材料屬性和定義結(jié)構(gòu)極限狀態(tài)的相互作用失效模型之間的耦合非線性；3）支撐未來模型向結(jié)構(gòu)尺寸仿真轉(zhuǎn)換的計(jì)算框架結(jié)構(gòu)；4）熱防護(hù)系統(tǒng)的承載/防隔熱/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)方法。分析方法需要在熱/力載荷和聲/力/熱載荷結(jié)合的關(guān)鍵設(shè)計(jì)載荷確定、有限元分析中考慮內(nèi)部載荷、詳細(xì)熱防護(hù)分析中熱力邊界條件的定義、高溫環(huán)境引起的累積損傷和衰退建模、通過分析精確預(yù)報(bào)性能衰減等方面加強(qiáng)研究。

3.2 驗(yàn)證與評(píng)價(jià)手段面臨的挑戰(zhàn)

設(shè)計(jì)方法需要真實(shí)環(huán)境試驗(yàn)的驗(yàn)證，地面模擬試驗(yàn)成為發(fā)展熱防護(hù)與熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要手段，比如：采用熱流、壓力、焓值三參數(shù)模擬方法能夠很好地評(píng)價(jià)燒蝕型防熱材料使用性能，建立了成熟的模擬理論和技術(shù)，并經(jīng)過了各種飛行試驗(yàn)的考核。但該方法對(duì)于評(píng)價(jià)新型非燒蝕型熱防護(hù)材料存在局限性，需要發(fā)展新的試驗(yàn)?zāi)M理論，加強(qiáng)對(duì)極端環(huán)境下熱防護(hù)材料性能測(cè)試和評(píng)價(jià)方法的研究。

3.3 新型熱防護(hù)材料面臨的挑戰(zhàn)

未來高超聲速飛行器的速度會(huì)越來越高，現(xiàn)有熱防護(hù)材料難以滿足更高要求，尤其是在極端高溫氧化環(huán)境條件下能夠長(zhǎng)時(shí)間應(yīng)用的熱防護(hù)材料還有待研究。新型熱防護(hù)材料應(yīng)同時(shí)具備耐高溫、韌性好、強(qiáng)度高、密度小、抗燒蝕、抗氧化、高可靠性等特點(diǎn)，終極目標(biāo)是開發(fā)一種可重復(fù)使用的耐高溫的高比強(qiáng)度且成本不高的新型熱防護(hù)材料。陶瓷基復(fù)合材料和超高溫陶瓷材料等先進(jìn)的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料應(yīng)著重發(fā)展，研制性能更好的熱結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)系統(tǒng)。

4 結(jié)束語(yǔ)

可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)是未來可重復(fù)使用航天器必須解決的技術(shù)難題之一。新一代可重復(fù)使用航天器的特點(diǎn)要求熱防護(hù)系統(tǒng)滿足耐高溫更高、抗燒蝕、可重復(fù)使用、高效隔熱、高可靠性以及低成本等要求。經(jīng)過長(zhǎng)時(shí)間發(fā)展和積累，高超聲速飛行器熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)取得了很大進(jìn)展，但現(xiàn)有的熱防護(hù)技術(shù)仍面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。未來針對(duì)可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)的研究，表現(xiàn)出以下趨勢(shì)：

首先，可重復(fù)使用熱防護(hù)方案正從單一防熱方案向承載/防隔熱一體化方案發(fā)展，材料由柔性材料向剛性材料轉(zhuǎn)化，由傳統(tǒng)的陶瓷瓦向超高溫陶瓷和陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)化，防熱方式由全部被動(dòng)式熱防護(hù)方案發(fā)展到局部高溫區(qū)采用半被動(dòng)甚至主動(dòng)熱防護(hù)方案。

其次，新一代可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)還需要綜合應(yīng)用新型防熱機(jī)制、新的設(shè)計(jì)與分析方法、驗(yàn)證與評(píng)價(jià)方法以及新型防熱材料，最終實(shí)現(xiàn)承載/防隔熱一體、高效可靠、經(jīng)濟(jì)的可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)。

最后，對(duì)可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)演示驗(yàn)證試驗(yàn)應(yīng)給予足夠的重視，以緩解和驗(yàn)證新型熱防護(hù)系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)突破的風(fēng)險(xiǎn)。

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Research Progress and Applications of Reusable Thermal Protection Technology for Spacecraft

ZHOU Yinjia ZHANG Zhixian

（Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China）

The new generation of reusable aircraft has put forward higher requirements for thermal protection system. For the development of hypersonic technology, the design of reusable thermal protection system is crucial and also faces the most difficult scientific challenges. This paper summarizes some new types of thermal protection mechanism which are available for reusable thermal protection system. The development of reusable thermal protection systems and application status of typical aircraft for spacecraft are also reviewed. The challenges faced by the new generation of reusable thermal protection technology in several aspects are expounded, including design and analysis methods, verification and evaluation methods and new thermal protection materials. These works are contributed to a better understanding of the future development direction of reusable thermal protection technique for hypersonic flight vehicle development.

reusable; thermal protection; thermal protection mechanism; spacecraft; reentry

V19

A

1009-8518(2019)05-0027-14

周印佳, 張志賢. 航天器可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展與應(yīng)用[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(5): 27-40.

ZHOU Yinjia, ZHANG Zhixian. Research Progress and Applications of Reusable Thermal Protection Technology for Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(5): 27-40. [DOI: 10.3969/j.issn.1009-8518.2019.05.003]

周印佳，男，1985年生，2016年獲哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程力學(xué)專業(yè)博士學(xué)位，工程師。研究方向?yàn)槌休d與防隔熱一體化設(shè)計(jì)。E-mail：zhouyinjia@126.com。

2019-04-02

（編輯：龐冰）