敬林江 馮軍宗 姜勇剛 李良軍 王 鑫 馮 堅

（國防科技大學空天科學學院陶瓷纖維及其復合材料重點實驗室，長沙 410073）

0 引言

近年來，隨著高馬赫數(shù)導彈、飛機和可重復使用天地往返飛行器（RLV）等新型高速飛行器的發(fā)展，飛行器在大氣層內(nèi)飛行速度不斷提高、時間不斷加長，面臨的“氣動加熱”問題也越來越嚴峻。相關研究指出，當導彈在大氣層內(nèi)以27.43 km高度、6馬赫以上速度飛行時，其頭錐部位的溫度將超過1 400 ℃，機身外表面的溫度也將達到600 ℃以上［1］。如此高溫已經(jīng)超出飛行器傳統(tǒng)金屬結構材料和內(nèi)部設備的承受極限，若熱量直接進入飛行器內(nèi)部，勢必導致飛行器材料和結構破壞、甚至完全燒毀。因此需要采用熱防護系統(tǒng)（TPS）對飛行器進行防隔熱保護。目前，高速飛行器主要采用的熱防護系統(tǒng)可分為非燒蝕（可重復使用）熱防護系統(tǒng)和燒蝕熱防護系統(tǒng)兩類［2］，主要應用的熱防護材料包括剛性陶瓷瓦、陶瓷蓋板式熱防護材料、柔性熱防護材料、金屬熱防護材料和微燒蝕材料等。通常熱防護系統(tǒng)的質(zhì)量占飛行器結構總體質(zhì)量的20%左右［3］，厚度也較大［4］，導致飛行器結構效率較低，如表1所示。因此，熱防護系統(tǒng)的輕量化、薄壁化設計是未來增加飛行器有效載荷、提升飛行器的結構效率和經(jīng)濟性的有效途徑。

表1 典型熱防護材料及性能Tab.1 Properties of typical thermal protection materials

氣凝膠是由氣態(tài)分散介質(zhì)填充在納米多孔網(wǎng)絡骨架中而形成的超輕質(zhì)材料，被稱作“世界上最輕的固體材料”。由于曲折復雜的骨架結構大大延長了固態(tài)熱傳導的路徑，氣凝膠擁有極低的固態(tài)熱導率；同時氣凝膠的孔徑呈介孔分布，小于氣體分子的平均自由程，氣體分子難以通過相互碰撞實現(xiàn)熱交換，從而限制了氣體的傳熱，降低了氣態(tài)熱導率，因此，氣凝膠具備超強的隔熱能力，是一種理想的隔熱材料。

目前研究和應用較多的氣凝膠包括無機氧化物氣凝膠，如SiO2、TiO2、ZrO2和Al2O3氣凝膠［27］等；有機氣凝膠，如間苯二酚-甲醛（RF）、三聚氰胺-甲醛（MF）、苯酚-甲醛（PF）、聚異氰酸酯（PUR）、聚酰亞胺（PI）［28］和纖維素［29］氣凝膠等，以及炭氣凝膠［30］、石墨烯氣凝膠［31］和TiC［32］、SiC［33］、B4C［34］等碳化物氣凝膠。目前應用于高溫熱防護領域的主要有氧化物氣凝膠和炭氣凝膠，為提升氣凝膠的使用性能，常將其與耐高溫纖維制成復合材料以增強其機械強度，并在復合材料中添加炭黑等紅外吸收劑提升高溫隔熱性能。氣凝膠孔隙率高、密度低的特點決定了其存在強度低、抗沖刷能力弱等問題，即使通過纖維等進行增強也難以承受飛行器表面的惡劣環(huán)境，必須與熱防護材料相結合，制成基于氣凝膠的防隔熱一體化材料，才能直接應用于高速飛行器外表面。防隔熱一體化的材料組合能夠解決氣凝膠強度不足的問題，是基于氣凝膠的熱防護系統(tǒng)研究的重要方向之一，具有重要研究價值和應用意義。本文主要以防護層材料的種類為區(qū)分，介紹基于氣凝膠的防隔熱一體化材料的研究進展。

1 基于氣凝膠的防隔熱一體化材料

當前，已經(jīng)開發(fā)的基于氣凝膠的防隔熱一體化材料按照防熱層的不同，可分為基于氣凝膠的剛性陶瓷瓦、柔性隔熱氈、陶瓷蓋板、金屬材料和燒蝕材料等五種類型的防隔熱一體化材料，各類型材料的基本結構及性能情況如表2所示。

表2 基于氣凝膠的防隔熱一體化材料結構及性能Tab.2 Structures and properties of aerogel-based integrated thermal protection materials

1.1 基于氣凝膠的剛性陶瓷瓦防隔熱一體化材料

剛性陶瓷隔熱瓦曾是美國航天飛機上應用最廣、覆蓋面積最大的熱防護材料，在覆蓋面積可達航天飛機表面的68%［35］。其以耐高溫、低導熱的陶瓷纖維為骨架，添加黏結劑和抗輻射劑經(jīng)高溫燒結制成，具有疏松多孔、輕質(zhì)隔熱的特點，但纖維之間較大的孔隙（微米級以上）導致其熱導率相對較高，同時陶瓷瓦脆性較大，高溫收縮嚴重的特性導致其在飛行器運行條件下容易破壞和失效，對飛行器安全造成威脅。通過將陶瓷瓦與氣凝膠結合，以介孔分布的氣凝膠取代陶瓷瓦孔隙中的空氣，雖會使陶瓷瓦密度有所增加，但能在一定程度上改善其熱防護性能和機械強度。目前一體化材料的制備一般包括：（1）制備剛性陶瓷瓦坯體；（2）坯體熱處理；（3）配置溶膠；（4）真空浸漬；（5）凝膠、老化、干燥等過程，如圖1 所示。在制備過程中可通過改變陶瓷纖維種類和復合氣凝膠的種類來實現(xiàn)防隔熱性能和機械性能的提升。

國內(nèi)外學者對基于氣凝膠的剛性陶瓷瓦防隔熱一體化材料研究較多，HONG Changqing等［36］通過基于莰烯的冷凍鑄造法制備了多孔的ZrO2多孔陶瓷生坯，室溫升華去除莰烯后，經(jīng)高溫燒結制成高孔隙率的ZrO2陶瓷，再以真空浸漬SiO2溶膠并經(jīng)凝膠、老化、干燥后得到防隔熱一體化材料（圖2）。浸漬氣凝膠后，多孔ZrO2陶瓷的常溫熱導率由0.085～0.22 W/（m·K）下降至0.041～0.098 W/（m·K），降幅達50%以上，且由于氣凝膠的浸漬增強了陶瓷的網(wǎng)絡結構，復合材料壓縮強度由9.2～25.5 MPa增加到15.4～36.8 MPa，增幅為44%～67%；劉瑞祥［37］通過抽濾—干燥—高溫燒結的步驟制備了SiO2-Al2O3二元高溫隔熱瓦，并利用真空負壓工藝復合Al2O3氣凝膠對其性能進行優(yōu)化。測試發(fā)現(xiàn)密度為0.15～0.3 g/cm3的隔熱瓦復合氣凝膠后密度增加到0.23～0.38 g/cm3，壓縮強度從0.31～1.2 MPa增加到0.62～1.7 MPa，室溫熱導率下降30%，1 000 ℃下的高溫熱導率下降22%，材料強度和隔熱能力得到較大提升；紅外輻射傳熱是高溫下材料熱傳導的重要途徑，為降低材料高溫輻射熱導率，需要在制備過程中引入具有遮光作用的組分。吳文軍等［38］為解決固體遮光劑顆粒在溶膠中均勻分散困難，遮光效果不理想的問題，以莫來石纖維和具備高溫紅外輻射抑制能力的玄武巖纖維為增強體，真空浸漬復合SiO2氣凝膠制成防隔熱一體化材料，隨玄武巖纖維質(zhì)量分數(shù)從0增加到100%，材料室溫熱導率由0.063下降至0.047 W/（m·K），600 ℃下經(jīng)15 min考核后，材料冷面溫度下降41.5%，高溫隔熱性能大幅提升，但由于玄武巖纖維耐熱性能較差，材料在高溫下發(fā)生較大收縮；李勇等［39］制備了基于SiO2氣凝膠和剛性隔熱瓦的防隔熱一體化材料，并在氣凝膠老化后加入三甲基氯硅烷的正己烷溶液處理，使材料具備自疏水性能。該材料密度為0.26～0.35 g/cm3，300 ℃下熱導率為0.03～0.04 W/（m·K），壓縮強度為1.9～2.5 MPa，使用該材料制備的罩體在500 ℃使用環(huán)境下能夠保持較好隔熱性能，且透波率大于90%，綜合性優(yōu)異，但有機疏水成分的存在限制了其使用溫度；H.Y Ren 等［40］改變了通常使用剛性陶瓷瓦坯體浸漬氣凝膠制備防隔熱一體化材料的方法，通過將20 mm的Al2O3-SiO2多孔陶瓷瓦和10 mm的SiO2纖維增強SiO2-SiC氣凝膠貼合起來制成組合式的防隔熱一體化材料，如圖3所示。在600～1 200 ℃下經(jīng)1 800 s測試發(fā)現(xiàn)冷面溫度均較熱面下降85%左右，且由于陶瓷瓦的存在，氣凝膠高溫下易產(chǎn)生形變而失效的問題得到了較好解決。

1.2 基于氣凝膠的柔性防隔熱一體化材料

高速飛行器用柔性隔熱材料由耐高溫的有機或無機纖維編織或縫制而成，可用于飛行器大面積的熱防護，具備制造成本低、安裝工藝簡單的優(yōu)勢，且具備疏松、多孔、密度小的特征。但其使用溫度較低、抗沖刷能力欠佳、熱導率仍較高，只能在飛行器背風面的低溫低熱流區(qū)域使用［5］。將氣凝膠與柔性隔熱氈結合，可在隔熱氈的纖維孔隙中形成連續(xù)的氣凝膠相，一方面隔熱氈的纖維骨架可以對氣凝膠起到增強作用，另一方面氣凝膠對纖維間孔隙的填充也能提升材料的隔熱能力和機械強度。

基于氣凝膠的柔性防隔熱一體化材料在國外飛行器上已經(jīng)有所應用，NASA Langlay研究中心在其高超聲速充氣氣動減速器（HIAD）中就使用了由陶瓷纖維織物制成的外部防熱層、氣凝膠制成的隔熱層和聚酰亞胺薄膜/凱夫拉纖維制成的內(nèi)部氣密層組成的柔性氈進行熱防護［41］。姚鴻俊等［42］以有機硅溶膠浸漬低密度莫來石纖維氈，通過改變前驅(qū)體比例，經(jīng)溶膠-凝膠、常壓干燥等工藝（圖4）制備了密度為0.25 g/cm3、常溫熱導率在0.03 W/（m·K）以內(nèi)的柔性防隔熱一體化材料。材料拉伸強度為0.5～2 MPa、伸長率為1.8%～3.6%，在最高冷壁熱流496 kW/m2、熱壁熱流322 kW/m2，總加熱量14.9 MJ/m2的模擬彈道環(huán)境下考核500 s后，材料表面平整、厚度方向無收縮，背面溫升僅為81 ℃，防隔熱性能突出；沈曉冬等［43］以耐高溫的柔性纖維氈為骨架，通過內(nèi)部填充Al2O3-SiO2氣凝膠、表面噴涂MoSi2-玻璃雜化的高發(fā)射率涂層后制成防隔熱一體化材料，材料密度為0.35～0.40 g/cm3，內(nèi)部隔熱材料的熱導率為0.025～0.030 W/（m·K），表面高發(fā)射率涂層的存在使其高溫防隔熱能力得到改善，在1 200 ℃有氧環(huán)境下經(jīng)20次循環(huán)后，材料表面無裂紋、內(nèi)部無收縮等情況出現(xiàn)，且材料失重率小于1%；高巖［44］制備了SiOC氣凝膠，并通過噴涂和浸漬的工藝將氣凝膠引入柔性陶瓷纖維上，經(jīng)老化、干燥和熱處理后制備了防隔熱一體化材料。對比發(fā)現(xiàn)通過浸漬法獲得的材料基本已失去柔性，但可以通過控制浸膠量制備具備梯度功能的隔熱氈。通過噴涂獲得的防隔熱一體化材料如圖5所示，材料密度為0.141 8～0.1718 g/cm3，常溫熱導率為0.035～0.085 W/（m·K），高溫熱處理后材料失重率在2.2%以下，熱導率增大約20%，且材料具有較好的柔韌性和疏水性能；孫現(xiàn)凱等［45］將SiO2氣凝膠、逐層間隔粘合后的氧化鋁纖維紙/石墨紙和碳纖維布縫合，并在表面涂覆ZrO2漿料進行抗氧化處理后得到柔性隔熱材料。對厚度為21 mm的材料進行隔熱考核，在熱面溫度為1 600 ℃情況下，經(jīng)540 s加熱后，試樣冷面溫度在80 ℃左右，試樣在考核后無開裂分層現(xiàn)象，仍保持較好的結構整體性。

1.3 基于氣凝膠的陶瓷蓋板式防隔熱一體化材料

陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)以耐高溫的陶瓷蓋板構成氣動外形并承擔防熱功能，在蓋板內(nèi)部填充耐高溫、低熱導率的隔熱材料以實現(xiàn)高效隔熱，并通過高溫黏結劑和螺栓等實現(xiàn)與機體的結合，其結構如圖6［46］所示。陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)在高溫使用環(huán)境下具有較好的穩(wěn)定性，但存在制備工藝復雜和連接螺栓熱短路等問題，所采用的材料主要為增強碳/碳材料（RCC）、先進碳/碳材料（ACC）、碳纖維增強碳化硅（Cf/SiC）、碳化硅纖維增強碳化硅（SiCf/SiC）及纖維增強氧化物陶瓷等耐高溫復合陶瓷材料制成，為提升高溫使用性能，陶瓷蓋板表面還可設置抗氧化涂層。當前，陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)可重復使用溫度已超過1 500 ℃，主要用于高速飛行器頭部鼻錐區(qū)域和機翼前沿等迎風面高溫區(qū)域。

歐洲航天局（ESA）資助研究的過渡試驗飛行器（IXV）大氣再入驗證機項目中，迎風面和鼻錐組件使用了陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)［47］（圖7），其靠近熱端和冷端部分分別使用耐高溫的Al2O3纖維隔熱氈和SiO2氣凝膠作為隔熱層。李廣德等［48］以Cf/SiC 為陶瓷蓋板，Al2O3氣凝膠復合材料為隔熱材料，鋁合金為機身結構材料，并引入相變層建立了防隔熱一體化材料的瞬態(tài)傳熱模型，以熱面溫度1 200 ℃、初始溫度20 ℃、工作時長1 000 s、冷面溫度低于80 ℃的條件對模型進行優(yōu)化，發(fā)現(xiàn)一體化材料的隔熱性能隨隔熱層厚度和相變層的位置變化而改變，優(yōu)化后隔熱層厚度只需18 mm 即可滿足材料性能要求；姚棟嘉等［49］以Cf/SiC 復合材料為蓋板、以SiO2氣凝膠氈為隔熱層、以玻璃纖維增強樹脂基復合材料為內(nèi)面板制備了防隔熱一體化材料，其中蓋板表面設置SiC 抗氧化涂層，隔熱層與內(nèi)面板之間用耐溫不低于1 000 ℃的高溫黏結劑粘接，蓋板、隔熱層和內(nèi)面板之間貫穿設置Cf/SiC 螺栓進行連接。該材料能夠在飛行器表面溫度達900 ℃的條件下使用；LI Ying 等［50］采用熱壓縮成型與前驅(qū)體浸漬裂解法（PIP）制備了波紋夾芯結構的C/SiC 復合材料，并對相同質(zhì)量的塊狀C/SiC 復合材料、未填充隔熱材料的波紋夾芯材料、只在腹板孔隙中填充氣凝膠的波紋夾芯材料和在腹板孔隙填充氣凝膠、并在底面板粘接氣凝膠的波紋夾芯材料進行隔熱性能測試，發(fā)現(xiàn)僅當波紋夾芯材料孔隙中填充、并在底面板粘接氣凝膠隔熱材料后，材料才能具備較好的熱防護能力；湯素芳等［51］制備了以高強度炭氣凝膠為本體，材料結構依次為炭氣凝膠—SiC 梯度層、超高溫陶瓷層和SiC 阻擋層的防隔熱一體化材料，材料密度為0.35～0.65 g/cm3，常溫熱導率為0.08～0.12 W/（m·K），壓縮強度為15～70 MPa，經(jīng)1 630 ℃氧乙炔焰考核800 s 后，材料表面完好，質(zhì)量損失率為0.5 mg/s，具備很好的抗燒蝕性能。

為解決陶瓷蓋板式熱防護系統(tǒng)存在的熱短路效應等問題，降低熱防護材料的制作成本，提升熱防護系統(tǒng)的結構效率和隔熱性能，曹峰等提出了以氣凝膠復合材料為隔熱層、以耐高溫的纖維增強陶瓷基復合材料為防熱層，經(jīng)耐高溫纖維縫合制成基于氣凝膠的表面陶瓷化防隔熱一體化材料的方案。其典型例子［52］為以莫來石短纖維增強SiO2氣凝膠為隔熱的芯層，在上下表面平鋪石英纖維布，用石英紗線縫合后再反復真空浸漬SiO2溶膠并凝膠化，熱處理后得到三明治結構的防隔熱一體化材料。材料總厚度為21.5 mm，芯層密度為0.3 g/cm3、熱導率為0.03 W/（m·K），上下表面陶瓷層的密度為1.6 和1.5 g/cm3，熱導率為0.9 和0.8 W/（m·K），具有較小的綜合密度和較低的熱導率。材料的上表面板在1 400 ℃下拉伸強度可達90 MPa，具有高強度、高耐溫和耐燒蝕的特點，且耐高溫紗線縫合后能夠防止因熱膨脹系數(shù)不同而導致的層間剝離，提升了材料的穩(wěn)定性；向陽等［53］以耐高溫硅酸鋁纖維增強SiO2氣凝膠為隔熱芯層材料，在上下表面平鋪高硅氧纖維布，使用莫來石纖維整體縫合后，反復常壓浸漬SiO2溶膠并凝膠，經(jīng)熱處理制備了兼具隔熱、承載和透波等功能的表面陶瓷化防隔熱一體化材料，如圖8 所示。該材料同時具備陶瓷基復合材料高強度、高韌性、抗燒蝕和氣凝膠的耐高溫、低熱導率的特點，能夠?qū)崿F(xiàn)高溫有氧環(huán)境下的低（零）燒蝕；李健等［54］以纖維增強SiO2氣凝膠為隔熱材料，經(jīng)莫來石纖維縫合，以含MoSi2質(zhì)量分數(shù)為10%～20%的前驅(qū)體溶膠反復浸漬—干燥—燒結后制成耐高溫面板，制備了防隔熱一體化材料，當材料面板厚度為8 mm、氣凝膠厚度為12 mm 時，在1 600 ℃、600 s加熱環(huán)境下，材料冷面溫度僅118 ℃，而經(jīng)石英燈1 200 ℃、800 s加熱8次后，材料的常溫熱導率仍僅為0.035 W/（m·K），耐溫性能、隔熱性能和抗熱震性能均較為突出。

1.4 基于氣凝膠的金屬防隔熱一體化材料

金屬熱防護系統(tǒng)以耐高溫金屬或合金材料作為防熱層，由于金屬的韌性好，抗沖擊能力強，且可以和機身的主體結構進行一體設計和成型，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器的輕量化，并能多次重復使用以降低使用和維護成本，是飛行器大面積熱防護系統(tǒng)研究的重要內(nèi)容。金屬熱防護系統(tǒng)在1957年前蘇聯(lián)發(fā)射的第一顆人造地球衛(wèi)星上就已經(jīng)開始使用，美國在20 世紀50年代末、60年代初開展的X-20 計劃中也使用了Mo 和Nb 等高熔點金屬作為飛行器的熱防護屏［55］，1967年NASA Langlay 中心研制了多層金屬防熱瓦（圖9）［56］。

目前金屬熱防護系統(tǒng)主要使用耐高溫的陶瓷纖維棉等材料作為隔熱層，由于纖維之間存在較大的孔隙，隔熱能力有限，因此以氣凝膠替代隔熱纖維制備防隔熱一體化材料將有利于增強金屬熱防護系統(tǒng)的防隔熱性能。

GUO Qi 等［57］對金屬熱防護系統(tǒng)進行了優(yōu)化設計，以GH536超級合金制備了金屬蜂窩夾芯結構板，并在底面板上粘貼SiO2氣凝膠制成防隔熱一體化材料（圖10），通過有限元計算、貝葉斯正則化神經(jīng)網(wǎng)絡和遺傳算法相結合的方法，得到了最優(yōu)化的氣凝膠層厚度、金屬上面板厚度和蜂窩高度、厚度、直徑等參數(shù)，并使優(yōu)化后的質(zhì)量相較初始設計降低41.2%；CAO Chenyu 等［58］采用了S304 不銹鋼作為承載結構材料，以氣凝膠纖維作為隔熱材料，并引入相變材料制備了防隔熱一體化材料，通過隔熱實驗對材料的熱防護性能進行研究，并建立優(yōu)化程序?qū)Σ牧辖Y構進行優(yōu)化，使材料的熱短路現(xiàn)象得以緩解，提升了熱防護性能，并使材料質(zhì)量和厚度得到大幅減?。粍⑽牡t等［59］將SiC纖維布和鈦合金箔交替排布制成上板，以鈦合金為芯板和下板經(jīng)超塑成型制成微桁架的夾層結構，并在空腔中填入摻TiO2的SiO2氣凝膠制成防隔熱一體化材料，該材料耐高溫、抗氧化性能較好，且填充氣凝膠提升了隔熱效果，使其能夠滿足高速飛行器的運行環(huán)境需求；劉海涌等［60］制備了其上層為高溫耐熱合金、中間隔熱層為耐高溫氣凝膠、耐低溫氣凝膠和空腔的組合、底層為航空鋁合金的防隔熱一體化材料，對不同的隔熱層組合方式的防隔熱性能進行測試和對比，發(fā)現(xiàn)當隔熱層為14 mm 厚的氣凝膠時，熱面溫度為500 ℃的情況下，底面溫度僅在80 ℃左右，當隔熱層厚度減小或換為空腔時，底面溫度迅速升高。

1.5 基于氣凝膠的燒蝕防隔熱一體化材料

燒蝕材料在高溫下通過材料本身產(chǎn)生物理化學變化、熱解氣體的質(zhì)量引射效應、熱解碳層的高孔隙和高紅外輻射能力等方式帶走大量熱量，獲得熱防護能力，其具有密度低、效率高、適應環(huán)境能力強等優(yōu)點［21］，但材料密度和熱導率較高。通過將燒蝕材料與氣凝膠結合，制成基于氣凝膠和燒蝕材料的防隔熱一體化材料，能夠簡化制備工藝、降低材料密度，并充分利用氣凝膠低密度、高孔隙率、低熱導率的特征和燒蝕材料自身特性，更進一步增強材料熱防護能力。

基于氣凝膠的燒蝕防隔熱一體化材料有兩種實現(xiàn)方式：一是以溶膠-凝膠工藝獲得強度較高的耐燒蝕氣凝膠材料。朱召賢等［61］以酚醛樹脂浸漬碳纖維，經(jīng)溶膠-凝膠的過程制備了碳纖維增強耐燒蝕的酚醛氣凝膠材料，如圖11所示。

材料的密度為0.27～0.4 g/cm3，熱導率為0.056～0.068 W/（m·K），兼具輕質(zhì)和低熱導率的特點。當材料強度為0.4 g/cm3時，彎曲強度達35.9 MPa，經(jīng)3 000 ℃、15 s 氧乙炔火焰測試，材料質(zhì)量燒蝕率為29 mg/s、線燒蝕率為242 μm/s；而在2 000 ℃中等熱流環(huán)境下，60 s 測試中材料質(zhì)量燒蝕率僅為4.3 mg/s、線燒蝕率為14.7 μm/s，同時具備密度低、強度高和耐燒蝕性能好的優(yōu)點；WANG Chonghai 等［62］采用溶膠-凝膠聚合法制備了碳纖維增強的Si/PR（硅/酚醛樹脂）雜化氣凝膠，得到具有較好力學性能和較低熱導率的低密度耐燒蝕氣凝膠復合材料。該材料密度為0.402～0.463 g/cm3，厚度方向熱導率為0.089～0.119 W/（m·K），在1 800 ℃的氧乙炔火焰考核下，線燒蝕率為117 μm/s，距表面38 mm 處峰值溫度僅為100 ℃左右。二是以燒蝕材料為防熱層材料，以氣凝膠為隔熱材料制成防隔熱一體化材料，如圖12 所示。王瑞杰等［63］以沉積碳的2.5 D 碳纖維穿刺編織體為上下面板，與碳基增強纖維體芯材縫合后制成預制體，經(jīng)預制體沉積碳化硅層、上下面板涂覆耐高溫硼酚醛樹脂后制成耐燒蝕的熱防護材料基體，再真空浸漬酚醛氣凝膠前驅(qū)體，老化、溶劑置換和干燥制成了基于燒蝕材料和酚醛氣凝膠的防隔熱一體化材料，該材料密度為0.53 g/cm3，室溫熱導率為0.051 W/（m·K），3 000 ℃、15 s 氧乙炔焰測試條件下質(zhì)量燒蝕率為6.2 mg/s，線燒蝕率為13.4 μm/s；蘇力軍等［64］以石英纖維和氧化鋁纖維、硼硅黏結劑及鈦酸鉀晶須抗輻射劑共混后制得剛性纖維基體，真空浸漬SiO2氣凝膠前驅(qū)體、溶膠凝膠、溶劑置換、干燥后制成剛性隔熱材料，再浸漬鋇酚醛樹脂溶液，經(jīng)固化后得到耐燒蝕性好、隔熱能力強的防隔熱一體化材料（圖12）。材料密度為0.75 g/cm3，室溫熱導率為0.163 W/（m·K），在熱面溫度為1 600 ℃、60 s 考核條件下，材料表面狀態(tài)完整，背面溫度僅為207 ℃。

2 結語

隨著新型高速飛行器技術的發(fā)展，飛行器在成本控制、結構效率、系統(tǒng)可靠性及生產(chǎn)周期等方面的要求愈加嚴格，熱防護系統(tǒng)在實現(xiàn)輕、薄化的同時，也需要滿足更高工作溫度、更高可靠性、更高重復使用性及更好的安裝維護性能等要求?；跉饽z的柔性防隔熱一體化材料密度小、成本低、具備一定的耐溫性能，隔熱性能較好，適用于飛行器背風面低溫區(qū)的大面積熱防護；基于氣凝膠的剛性陶瓷瓦和陶瓷蓋板式防隔熱一體化材料兼具較好的力學性能和耐超高溫、抗強沖刷、低熱導率的優(yōu)點，適用于飛行器面臨強氣流沖刷的高溫區(qū)域，其中基于氣凝膠的陶瓷蓋板式防隔熱一體化材料力學性能和抗沖刷性能最優(yōu)；基于氣凝膠的金屬防隔熱一體化材料通過與機身結構一體設計成型，能夠減輕飛行器整體質(zhì)量、降低維護和使用成本；基于氣凝膠的燒蝕防隔熱一體化材料具有超高的耐溫性能和較好的強度，但存在高溫燒蝕的情況，不能維持氣動外形，須經(jīng)特殊設計方可滿足一定熱流范圍和有限時間條件下飛行器熱防護要求?？傮w而言，基于氣凝膠的防隔熱一體化材料結構效率高、耐溫性能好、綜合性能優(yōu)良，是解決未來高速飛行器熱防護難題的有效方案。但仍需解決以下三個問題。

（1）解決防隔熱材料與機身主體結構的連接問題。基于氣凝膠的剛性陶瓷瓦、柔性隔熱氈等防隔熱一體化材料主要采用膠接的方式固定在機體表面，在高溫環(huán)境下可靠性不高；而基于氣凝膠的陶瓷蓋板式和金屬防隔熱一體化材料采用螺栓緊固的方式與機身連接，需要在材料表面進行打孔處理，這些孔將成為飛行器的應力集中點，同時連接螺栓在高溫下將造成嚴重的熱短路效應，將導致隔熱效果降低。與此同時，在高溫環(huán)境下，防隔熱一體化材料與機體結構材料之間存在熱膨脹失配問題，可能導致熱防護系統(tǒng)產(chǎn)生缺陷，甚至與機體剝離，將威脅飛行器安全。因此，需要在梯度功能材料、一體成型技術和結構優(yōu)化設計方面進行探索，提升熱防護系統(tǒng)的穩(wěn)定性和隔熱性能。

（2）縮短制備時間、降低材料成本。當前，面向中高溫度應用環(huán)境的防隔熱一體化材料主要采用高溫合金、耐高溫陶瓷等材料作為防熱層，制備周期長、工藝復雜、制備成本高；耐高溫、低密度、低熱導率的氣凝膠需要在高壓釜中進行超臨界干燥，單次制備氣凝膠數(shù)量有限，難以滿足飛行器大規(guī)模、高頻次使用要求。需要探索制備周期短、制備工藝簡單且能滿足適應超高溫度環(huán)境下穩(wěn)定使用的新型防熱層材料和常壓干燥的高性能氣凝膠材料。

（3）提升防隔熱材料性能、豐富隔熱材料功能。隨著飛行器熱防護系統(tǒng)將面臨更高的溫度和更復雜的條件，超高溫陶瓷（UHTC）逐步發(fā)展并在飛行器上應用，需要相應的耐超高溫氣凝膠隔熱材料。炭氣凝膠隔熱材料可以耐溫超過2 000 ℃，但其在空氣氣氛下易受氧化，環(huán)境要求較為苛刻。目前SiCOB 等氣凝膠的最高耐熱溫度可以超過1 500 ℃，且具備較好的高溫抗氧化性能和較好的使用性能，但使用溫度仍需提升。同時，隨著新型高速飛行器導航、隱身等功能的發(fā)展，針對特定波長的透波/吸波隔熱材料也是發(fā)展的重要方向。