黃紅巖，蘇力軍，雷朝帥，李健，張恩爽，李文靜，楊潔穎，趙英民，裴雨辰，張昊

航天特種材料及工藝技術(shù)研究所，北京 100074

隨著未來重復(fù)使用飛行器飛行速度的不斷提升，服役環(huán)境趨于惡劣，飛行器的熱防護(hù)問題已成為制約其發(fā)展的瓶頸問題之一[1-3]。各國在大力開展重復(fù)使用高馬赫數(shù)飛行器(Ma≥4)研究的同時(shí)，也積極開展熱防護(hù)材料及技術(shù)的相關(guān)研究[4-8]。如美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)針對第三代空天飛機(jī)應(yīng)用的選材研究計(jì)劃[4]；20世紀(jì)90年代，美國開展用于驗(yàn)證超高溫陶瓷(Ultra High Temperature Ceramics, UHTC)材料在真實(shí)再入環(huán)境中性能的SHARP飛行試驗(yàn)[5]；為了評估用于高速運(yùn)輸機(jī)(Supersonic Transport, SST)持續(xù)超聲速和高超聲速飛行的機(jī)身材料和燃燒室材料，歐洲多國聯(lián)合開展的高速飛行輕質(zhì)先進(jìn)材料的氣動(dòng)與熱載荷相互作用計(jì)劃(ATLLAS)[6]；為了支持超聲速/高超聲速運(yùn)輸推進(jìn)系統(tǒng)項(xiàng)目(HYPR)，日本工商部制定了長達(dá)8年的研究計(jì)劃用來研究高超聲速飛機(jī)用的耐高溫材料等[7]。

高馬赫速重復(fù)使用飛行器表面溫度極高，要求熱防護(hù)材料滿足輕質(zhì)、高效、耐高溫、抗氧化、可重復(fù)使用等需求[8]，對材料的綜合使用性能要求高，研制難度很大。

本文將主要對國外典型高馬赫數(shù)飛行器熱防護(hù)材料技術(shù)的應(yīng)用現(xiàn)狀以及研究進(jìn)展進(jìn)行介紹，并對未來可重復(fù)使用熱防護(hù)材料的發(fā)展方向及需要解決的問題進(jìn)行探討。

1 熱防護(hù)方式分類

如表1所示，目前用于高馬赫數(shù)飛行器的熱防護(hù)方式主要分為3類：主動(dòng)式、半主動(dòng)式及被動(dòng)式[9-18]。

1.1 主動(dòng)式熱防護(hù)

主動(dòng)式熱防護(hù)是通過泵驅(qū)動(dòng)的方式，利用冷卻劑來阻隔或帶走氣動(dòng)熱，控制進(jìn)入結(jié)構(gòu)的熱流量，從而保證內(nèi)部結(jié)構(gòu)不超溫運(yùn)行的防熱方式，適用于高熱流長時(shí)工作環(huán)境。主動(dòng)式熱防護(hù)按冷卻形式可以分為：氣膜冷卻、發(fā)汗冷卻、對流冷卻等形式[9-11]。

主動(dòng)冷卻的特點(diǎn)是冷卻能力強(qiáng)，具體表現(xiàn)在2個(gè)方面：一方面，在相同的熱流作用下，降低對熱防護(hù)材料的最高耐溫要求；另一方面，對于相同的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，如果有主動(dòng)冷卻參與，則會(huì)提高熱防護(hù)系統(tǒng)的熱載荷承載能力。但是，主動(dòng)冷卻往往需要攜帶大量的冷卻劑及較為復(fù)雜的泵送控制系統(tǒng)，會(huì)減小飛行器的有效載荷。

表1 熱防護(hù)系統(tǒng)及典型材料[9-18]Table 1 Thermal protection systems and typical materials[9-18]

1.2 被動(dòng)式熱防護(hù)

被動(dòng)熱防護(hù)主要是依靠防熱結(jié)構(gòu)和材料本身將熱量吸收或輻射出去，不需要工質(zhì)，這種方案簡單可靠，目前被廣泛采用。被動(dòng)熱防護(hù)主要分為隔熱式、熱沉式和熱結(jié)構(gòu)式[12-14]。

對于被動(dòng)式熱防護(hù)方案，材料在非燒蝕使用邊界內(nèi)使用過程中結(jié)構(gòu)及性質(zhì)基本不發(fā)生變化，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，可重復(fù)使用性好，是目前技術(shù)屬成熟度及可靠性較高的熱防護(hù)方案。但對于高熱流、長時(shí)熱防護(hù)環(huán)境來說，則存在熱防護(hù)性能不足的問題。

1.3 半主動(dòng)式熱防護(hù)

半動(dòng)式熱防護(hù)是一種介于主動(dòng)熱防護(hù)與被動(dòng)熱防護(hù)之間的熱防護(hù)方案，主要采用熱管結(jié)構(gòu)和燒蝕結(jié)構(gòu)兩種形式[15-16]。

半動(dòng)式熱防護(hù)具有較高的熱防護(hù)效率，但存在結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜(熱管)、重復(fù)使用性不理想(燒蝕)等問題

2 高馬赫數(shù)飛行器可重復(fù)使用熱防護(hù)材料應(yīng)用研究進(jìn)展

對于目前的高馬赫數(shù)可重復(fù)使用飛行器而言，針對不同的飛行環(huán)境、時(shí)間、任務(wù)要求以及同一飛行器的不同區(qū)域，相應(yīng)的熱/力載荷均大不相同，因此，適用的可重復(fù)熱防護(hù)模式及材料方案也有所區(qū)別。本節(jié)將結(jié)合典型高馬赫數(shù)可重復(fù)使用飛行器熱防護(hù)方案，對相關(guān)可重復(fù)使用熱防護(hù)材料及研究進(jìn)展進(jìn)行介紹。

2.1 X-15

X-15飛行器是1958年由北美航空公司制造的早期火箭動(dòng)力高超聲速(Ma≥5)驗(yàn)證機(jī)，并在此后數(shù)十年的約177次飛行試驗(yàn)中涉及了幾乎所有高超聲速研究領(lǐng)域，為后續(xù)“阿波羅”登月等載人太空計(jì)劃及航天飛機(jī)的發(fā)展提供了大量數(shù)據(jù)[19]。如圖1所示，飛行器最高飛行馬赫數(shù)最高達(dá)到6.72，飛機(jī)長15.4 m，高4.7 m，翼展6.7 m，機(jī)身大面積溫度在500～650 ℃之間，因而采用在室溫至650 ℃(1200 ℉)范圍內(nèi)具有良好抗拉強(qiáng)度的Inconel X合金作為熱結(jié)構(gòu)來滿足氣動(dòng)熱/力載荷需求，并通過調(diào)整蒙皮的厚度(2.54 mm)來獲得熱沉，使其在飛行過程中機(jī)身溫度維持在安全溫度之下。其中，飛行器翼前緣部位氣動(dòng)加熱較為嚴(yán)重(將近700 ℃)，但通過實(shí)心Inconel X合金前緣結(jié)構(gòu)的采用，獲得了足夠大的熱沉，從而保證了飛行器的穩(wěn)定運(yùn)行[20]，X-15項(xiàng)目的順利實(shí)施，加速了非燒蝕熱防護(hù)材料的發(fā)展，以及可重復(fù)使用熱防護(hù)材料方案在航天飛機(jī)項(xiàng)目中的推進(jìn)。

圖1 X-15火箭動(dòng)力飛行器[19]Fig.1 Rocket-powered vehicle: X-15[19]

2.2 SR-71

SR-71即“黑鳥”高空察機(jī)，是由洛克希德公司研制并于1964年完成首飛的第一款突破熱障的實(shí)用型噴氣式飛機(jī)。該款飛行器可在30 km以上的高空以馬赫數(shù)3.3的速度進(jìn)行超音速巡航，該機(jī)長32.7 m，高度5.64 m，翼展16.9 m，機(jī)身大面積溫度在280～330 ℃之間(華氏500～650 ℉，見圖2)[21]。飛行器采用了典型的熱結(jié)構(gòu)方案，起飛約30分鐘左右即達(dá)到熱平衡狀態(tài)，飛行時(shí)間大于1小時(shí)，由于傳統(tǒng)鋁合金已無法承受該溫度量級(jí)，飛行器采用了耐高溫性能更好的B120鈦合金作為機(jī)身主要結(jié)構(gòu)，其重量占飛行器結(jié)構(gòu)總重的93%以兼顧熱防護(hù)及減重的目的，而機(jī)身采用的黑色涂裝則可將大量的氣動(dòng)熱以輻射的形式發(fā)射至背景環(huán)境中。與此同時(shí)，蒙皮內(nèi)部采用柔性纖維氈作為內(nèi)隔熱層，以保持內(nèi)部相對低的溫度。值得一提的是，機(jī)載燃油容積占到了整個(gè)機(jī)身容積的2/3及機(jī)翼內(nèi)部容積的1/2，在進(jìn)入燃燒室之前均被用來對于重點(diǎn)高溫區(qū)域(如起落架，座艙等位置)進(jìn)行冷卻[22]。

圖2 SR-71其黑色涂裝的鈦合金熱結(jié)構(gòu)[21]Fig.2 Black coated titanium alloy thermal structure of SR-71[21]

2.3 航天飛機(jī)

1969年繼“阿波羅”登月之后，NASA提出了建造一種可重復(fù)使用航天運(yùn)載工具的需求，并于1972年確立了包含可回收火箭推進(jìn)器、不可回收外掛燃料儲(chǔ)箱以及可多次重復(fù)使用軌道器的航天飛機(jī)方案，以實(shí)現(xiàn)可重復(fù)空天往返。如圖3[23]所示，軌道器長度37.2 m，高度17.3 m，翼展23.8 m。軌道器在完成任務(wù)后經(jīng)過大氣層返回地面的過程中，最大馬赫數(shù)將達(dá)到23，會(huì)經(jīng)歷嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱，如表2所示，其加熱區(qū)域可大致分為前緣、迎風(fēng)面及背風(fēng)面三類區(qū)域[23-24]。

圖3 航天飛機(jī)[23]Fig.3 Space shuttle [23]

表2 航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)[23-24]Table 2 Thermal protection system of shuttle[23-24]

2.3.1 鼻錐及翼前緣-增強(qiáng)C/C材料(Reinforced Carbon-Carbon, RCC)[25]

RCC為碳纖維增強(qiáng)碳基體材料，由酚醛樹脂多次浸漬碳纖維織物并裂解形成。在實(shí)際使用過程中為了增強(qiáng)材料的抗氧化性，使材料多次可重復(fù)使用，會(huì)在其外層通過高溫固相溶滲的方式形成一層灰白色的SiC層。成型后的材料表面呈灰白色，密度約1.65 g/cm3，彎曲強(qiáng)度約620 bar，抗拉強(qiáng)度約310 bar，可在-156～1 648 ℃范圍內(nèi)正常使用[26]。

該材料為優(yōu)良的熱結(jié)構(gòu)材料，可同時(shí)承受前緣嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱/力載荷。但材料本身并不具備隔熱功能，導(dǎo)熱系數(shù)大，在使用過程中會(huì)迅速達(dá)到熱平衡狀態(tài)使內(nèi)外兩面溫度幾乎一致，所以往往需要在中空RCC翼前緣結(jié)構(gòu)與鉚接金屬板之間填充內(nèi)隔熱層，如耐溫及隔熱性能良好的剛性陶瓷瓦或由鎳基合金層包裹的氈類材料，以滿足該區(qū)域的熱防護(hù)需求。

值得一提的是，雖然RCC材料具有良好的熱/力性能，但材料脆性大，本身的抗沖擊問題一直未得到有效解決，雖然在哥倫比亞號(hào)事故之前，團(tuán)隊(duì)工程師就開始注意到該項(xiàng)問題，并通過針對性增加內(nèi)隔熱層強(qiáng)度及耐溫性等方式來消除可能出現(xiàn)的翼前緣小型擊穿孔洞所帶來的影響，但是，由外掛燃料箱脫落的保溫泡沫對左翼前緣形成的擊穿，還是導(dǎo)致了飛行器在再入過程中因高溫氣流的涌入而發(fā)生的飛行器解體。而隨后的試驗(yàn)也進(jìn)一步證明了RCC材料在應(yīng)對直接撞擊過程中的性能不足(如圖4所示)[27]。

圖4 RCC翼前緣沖擊試驗(yàn)[27]Fig.4 Impact test of RCC leading edge[27]

盡管如此，RCC材料仍然是為數(shù)不多可供選擇的翼前緣熱防護(hù)材料，因而在后續(xù)的航天飛機(jī)運(yùn)輸任務(wù)中，該類材料仍被用于翼前緣熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中。但NASA在后續(xù)的任務(wù)中逐步發(fā)展了在軌飛行器裂紋及孔洞修復(fù)的相關(guān)技術(shù)，以應(yīng)對可能產(chǎn)生的安全隱患[28]。

2.3.2 迎風(fēng)面-剛性陶瓷瓦

剛性陶瓷瓦是航天飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)中隔熱材料的典型代表，主要在飛行器迎風(fēng)面熱防護(hù)系統(tǒng)中大量使用。1981年4月，世界上第一架航天飛機(jī) “哥倫比亞”號(hào)試飛成功，其表面裝配的兩萬四千余塊剛性陶瓷瓦，標(biāo)志著其作為航天飛機(jī)主體熱防護(hù)系統(tǒng)的巨大成功。隨后數(shù)十年，航天飛機(jī)迎風(fēng)面的大面積隔熱均采用了這種材料，并隨航天飛機(jī)完成了130余次飛行任務(wù)。美國對剛性陶瓷瓦的研制工作始于20世紀(jì)60年代，并始終處于世界領(lǐng)先水平[29]。

剛性陶瓷瓦熱防護(hù)系統(tǒng)的主體功能主要通過兩個(gè)部分實(shí)現(xiàn)，即表面高發(fā)射率涂層和多孔剛性基體。前者為致密的高發(fā)射率表面，可將熱面大部分熱量發(fā)射回背景環(huán)境，同時(shí)抵抗氣流沖刷。后者為耐高溫短纖維搭接形成的微米多孔結(jié)構(gòu)，孔隙率達(dá)90%以上，具有輕質(zhì)、耐溫、低熱導(dǎo)率的特點(diǎn)，是優(yōu)良的隔熱材料。但隔熱瓦為剛性基體，脆性大，形變及碰撞均會(huì)導(dǎo)致其碎裂。因而該類材料不能直接粘貼于金屬蒙皮表面，需要使用應(yīng)變隔離墊進(jìn)行粘接[30]，并在瓦與瓦之間預(yù)留一定的縫隙來解決蒙皮與外防熱層變形匹配以及透氣的問題(如圖5所示)[31]。

圖5 典型隔熱瓦熱防護(hù)系統(tǒng)[31]Fig.5 Typical tile thermal protection system [31]

綜合來看，在整個(gè)航天飛機(jī)項(xiàng)目里共使用了五種剛性陶瓷瓦：LI-900、LI-2200、FRCI-12、AETB-8、BRI-18。

第一代陶瓷瓦LI-900、LI-2200為純石英纖維瓦[32]，由洛克希德公司于20世紀(jì)70年代研制，為1～3 μm的石英短切纖維經(jīng)高溫?zé)Y(jié)而成，采用硅溶膠作為無機(jī)粘接劑實(shí)現(xiàn)搭接，可根據(jù)工藝參數(shù)實(shí)現(xiàn)密度調(diào)控。其中LI-900因其質(zhì)輕、熱導(dǎo)率低等優(yōu)點(diǎn)成為了整個(gè)航天飛機(jī)項(xiàng)目中使用面積最大、用量最多的陶瓷瓦材料(見表3[33-37])，LI-2000組成與LI-900基本一致(含少量SiC粉末用于抗紅外輻射)，主要用于強(qiáng)度要求更高的前窗、艙門區(qū)域，但存在密度大的問題。與此同時(shí)，LI系列的純石英瓦基體與后續(xù)研制的TUFI抗沖擊涂層匹配性很差，使得其抗沖擊問題一直沒有得到有效解決，也是該類陶瓷瓦在后續(xù)可重復(fù)使用飛行器外部熱防護(hù)方案中較少使用的重要原因[29]。

FRCI-12[33]為石英纖維和硼酸硅鋁纖維組成的二元體系，由NASA埃姆斯中心于20世紀(jì)80年代 研制，主要用于解決LI-2200密度過大的問題，屬二代陶瓷瓦。第一代瓦由于采用硅溶膠做為粘接劑，成型后的纖維將穿插于粘接劑基體中，這種結(jié)合方式會(huì)使得纖維本身的強(qiáng)度變?nèi)?，并在高溫時(shí)變得更脆弱。而第二代陶瓷瓦FRCI則在石英纖維中摻入了平均直徑在11 μm左右的硼酸硅鋁纖維(Nextel fibers)，一方面，硼酸硅鋁纖維具有更高的軟化和燒結(jié)溫度，可提升材料的耐溫性；另一方面，硼酸硅鋁纖維中含有14%的氧化硼，可不依賴額外粘接劑而燒結(jié)，這種燒結(jié)方式能夠更好地保持纖維原有強(qiáng)度，與此同時(shí)，氧化硼相比于SiO2粘接劑還可以維持石英纖維的高溫穩(wěn)定性，最終使得材料在隔熱性能基本不變的基礎(chǔ)上，拉伸強(qiáng)度提升三倍(FRCI-12 VS LI-2200)，實(shí)現(xiàn)對LI-2200 的大量替換，且最高使用溫度提升近100 ℃。高硼酸硅鋁纖維含量的提升在提升耐溫性的同時(shí)，也會(huì)提升瓦的熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)，所以最佳比例一般在20%左右，但仍然使得FRCI-12的抗熱震性能不如純石英纖維的LI瓦，且其熱導(dǎo)率也高于LI-900(見表3)，在一定程度上限制了其大面積應(yīng)用[34]。

AETB-8[35]瓦屬于第三代剛性瓦，由美國Ames中心于20世紀(jì)90年代研制，是在FRCI瓦的基礎(chǔ)上改進(jìn)衍生而來。一方面，在AETB瓦的研制過程中發(fā)現(xiàn)，用直徑為2～4 μm的硼酸硅鋁纖維替代原有11 μm的硼酸硅鋁纖維，會(huì)使其與直徑為1～3 μm的石英纖維在制備過程中混合更為均勻，從而保證在相同硼酸硅鋁纖維摻混量的基礎(chǔ)上，瓦的強(qiáng)度及耐溫性均顯著提升。另一方面，AETB瓦還在基體中引入了2～4 μm氧化鋁纖維來對FRCI瓦中硼酸硅鋁纖維進(jìn)行部分替代，使體系內(nèi)氧化硼含量維持在一個(gè)相對較低的值，由于氧化鋁纖維具有更高的耐溫性，且氧化硼的含量得到進(jìn)一步減少，使得瓦的耐溫性得到進(jìn)一步提升，但這種提升在一定程度上犧牲了瓦的力學(xué)強(qiáng)度(如表3所示)。與此同時(shí)，纖維種類與直徑的調(diào)整雖然大幅提升了材料的耐溫性和耐久性，但相比于大直徑(11 μm)硼酸硅鋁纖維，小直徑(2～4 μm)纖維的使用對材料熱膨脹系數(shù)的影響更為顯著。因此需要結(jié)合實(shí)際使用需求對材料纖維種類及用量進(jìn)行綜合調(diào)整[36]。BRI-18[37]為波音公司于本世紀(jì)初研制，是由60%～80%的石英纖維與20%～40%的氧化鋁纖維組成的二元纖維體系，采用0.1%-1%的含硼粉末(碳化硼等)作為燒結(jié)劑，同時(shí)使用少量碳化硅粉末作為抗輻射劑。相比于Ames中心研制的AETB瓦，BRI瓦采用B4C粉末作為燒結(jié)劑(高溫產(chǎn)生氧化硼)來替代硅酸硼鋁纖維，可實(shí)現(xiàn)體系中氧化硼含量的大幅降低，并達(dá)到良好的燒結(jié)效果，避免了大直徑(11 μm)硼酸硅鋁纖維的使用。另外，通過優(yōu)化纖維取向使大量纖維沿平面方向排布，進(jìn)一步降低了厚度方向的固相傳熱，最終使得材料在具有與AETB瓦相似耐溫性的同時(shí)具有更低的導(dǎo)熱系數(shù)(見表3[33-37])。關(guān)于涂層的選擇，第一代陶瓷瓦主要采用的是RCG涂層[38]，第二代及第三代陶瓷瓦則逐漸采用增韌單層纖維隔熱涂層(Toughened Uni-piece Fibrous, TUFI)。如表4所示[38-40]，二者均具有高發(fā)射率組分，主要區(qū)別在于RCG涂層更為致密，但只在基體表面形成薄薄的一層(約0.3 mm)，而TUFI涂層的沉積質(zhì)量更高，顆粒尺寸更小，不同于RCG涂層附著于瓦體表面的沉積模式，TUFI涂層會(huì)滲入瓦基體內(nèi)部約3 mm厚，并由外及里形成密度逐漸減小的梯度分布結(jié)構(gòu)(如圖6[39]所示)，這種融合結(jié)構(gòu)會(huì)大幅提升瓦的強(qiáng)度和抗沖擊能力，當(dāng)受到破壞性沖擊時(shí)TUFI涂層處理后的瓦更傾向于形成凹坑而不是直接碎裂。如圖7[39]所示，圖中紅框區(qū)域?yàn)椴捎肨UFI涂層后的陶瓷瓦在軌道器飛行任務(wù)后的狀態(tài)，相比于紅框外的采用RCG涂層的陶瓷瓦，其表面狀態(tài)良好，而其他陶瓷瓦則均存在不同程度的微粒撞擊損傷[39]。但是，由于航天飛機(jī)大面積使用的LI瓦與TUFI涂層匹配性不好[39]，這種TUFI涂層+三代瓦的組合在航天飛機(jī)的應(yīng)用范圍較小。剛性陶瓷瓦具有輕質(zhì)、耐溫、隔熱性能良好、可重復(fù)使用等優(yōu)勢，但也存在易碎、裝配工作量大、檢修和維護(hù)周期長成本高、吸水后結(jié)冰易開裂脫落等問題。這些問題給后期航天飛機(jī)的使用帶來了不小的麻煩。其中，每次熱防護(hù)層維護(hù)檢修需要耗費(fèi)近4萬工時(shí)[41]，大大延長了航天飛機(jī)的發(fā)射間隔，降低了任務(wù)執(zhí)行效率[42]。涂層技術(shù)、自動(dòng)化裝配及加工技術(shù)的發(fā)展，在一定程度上緩解了這些矛盾，使得剛性隔熱瓦在后續(xù)一些高馬赫數(shù)型號(hào)發(fā)展中仍然被沿用，如X-43A(3.66 m×1.53 m單次飛行，見圖8[28,44])、X-51(7.26 m×0.58 m單次飛行，見圖8)、 X-38(7.3 m×3.8 m，項(xiàng)目終止)、X-37B(8.9 m×4.3 m 重復(fù)飛行，見3.4節(jié))等，但如表5所示，相關(guān)飛行器在尺寸上比航天飛機(jī)軌道器小很多，因而剛性隔熱瓦系統(tǒng)的裝配、維護(hù)問題并不如航天飛機(jī)突出[41,43-44]。

表3 航天飛機(jī)用隔熱瓦性能參數(shù)[33-37]Table 3 Performance parameters of insulating tiles for space shuttle[33-37]

圖6 RCG涂層與TUFI涂層對比[39]Fig.6 Comparison of RCG and TUFI coating[39]

圖7 3次任務(wù)后的TUFI涂層[39]Fig.7 TUFI coating after three missions [39]

表4 RCG及TUFI涂層性能參數(shù)[38-40]Table 4 Performance parameters of RCG and TUFI coatings[38-40]

圖8 X-43及X-51概念圖[28, 44]Fig.8 Concept figures of X-43 and X-51[28, 44]

表5 隔熱瓦在各飛行器中應(yīng)用情況[41,43-44]

2.3.3 背風(fēng)面-柔性隔熱氈

相比于剛性隔熱瓦，由有機(jī)或陶瓷纖維經(jīng)梳理、編織而成的高孔隙率柔性隔熱氈在成本、裝配、單元尺寸、應(yīng)變協(xié)調(diào)以及維護(hù)和更換方面具有顯著優(yōu)勢，可大幅減少后期維護(hù)時(shí)間及經(jīng)費(fèi)的投入。早期柔性隔熱氈(Advanced Flexible Resuable Surface Insulation, AFRSI)結(jié)構(gòu)如圖9所示，其表面層為石英織物，芯層為石英氈，底層為S-玻璃纖維織物。通過由石英線及E-玻璃線縫合成型，可形成夾層結(jié)構(gòu)；表面采用C-9涂層增強(qiáng)，涂層成分包括Ludox硅溶膠及SiC高發(fā)射率填料。AFRSI重復(fù)使用溫度為650 ℃，一次性使用溫度為760 ℃。后續(xù)又采用Nextel織物及纖維代替石英材料，將使用溫度提升至1 204 ℃，并被命名為高溫柔性可重復(fù)使用絕熱材料(AFRSI-HT)[45]。

圖9 AFRSI結(jié)構(gòu)圖[45]Fig.9 Structure figure of AFRSI[ 45]

然而，需要指出的是，由于AFRSI、AFRSI-HT的表面粗糙度較高及本身承載能力弱等問題，盡管材料耐溫隔熱性能優(yōu)異，但往往只限應(yīng)用于氣流沖刷相對緩和的飛行器背風(fēng)面。此外，從航天飛機(jī)歷次飛行任務(wù)中出現(xiàn)的情況來看，過于柔性的基體使得不同結(jié)構(gòu)單元間在不均勻氣流沖刷的過程中容易出現(xiàn)臺(tái)階，而臺(tái)階的出現(xiàn)所產(chǎn)生的湍流會(huì)使得局部氣流沖刷變得更為嚴(yán)酷，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致氈體脫落。因而，對于更為嚴(yán)酷的氣動(dòng)環(huán)境，如迎風(fēng)面，則需要對材料性能進(jìn)行進(jìn)一步的優(yōu)化[46]。后續(xù)，根據(jù)航天飛機(jī)背風(fēng)面隔熱氈的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，NASA又陸續(xù)發(fā)展了TABI (Tailorable Advanced Blanket Insulation)、CFBI (Composite Flexible Blanket Insulation)、CRI (Conformal Reusable Insulation)等維形及抗沖刷性更強(qiáng)，可用于飛行器背風(fēng)面、迎風(fēng)面?zhèn)让娴睦w維氈類隔熱材料，其中CRI在現(xiàn)役飛行器X-37B中得到了應(yīng)用驗(yàn)證(如表6所示)[47-49]。

表6 纖維氈隔熱材料參數(shù)[47-49]Table 6 Parameters of fiber felt insulation materials[47-49]

整個(gè)航天飛機(jī)項(xiàng)目持續(xù)數(shù)十年，為航天技術(shù)的發(fā)展做出了里程碑式的貢獻(xiàn)，其熱防護(hù)系統(tǒng)布局及材料體系對后續(xù)飛行器的發(fā)展產(chǎn)生了深遠(yuǎn)的影響。但以熱防護(hù)系統(tǒng)為代表，遠(yuǎn)超預(yù)期的飛行器維護(hù)周期與密集的設(shè)計(jì)發(fā)射任務(wù)之間形成了巨大的沖突，這也使得航天飛機(jī)在運(yùn)行過程中受任務(wù)壓力的影響，積累了大量安全隱患?？傊?，舉世矚目的航天飛機(jī)計(jì)劃給后續(xù)飛行器及相關(guān)技術(shù)的發(fā)展提供了良好的技術(shù)借鑒，同時(shí)也留下了大量需要研究和思考的地方。

2.4 X-33

X-33是1996年NASA在航天飛機(jī)基礎(chǔ)上著手研制下一代太空飛機(jī)背景下誕生的驗(yàn)證機(jī)，飛行器開創(chuàng)性地采用塞式發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)模式，可實(shí)現(xiàn)矢量動(dòng)力控制及單級(jí)入軌后再入返回，由于該種設(shè)計(jì)模式實(shí)現(xiàn)了完全可回收，將大幅降低衛(wèi)星發(fā)射成本。雖然最后受制于經(jīng)費(fèi)及燃料艙制造技術(shù)的限制，飛行器的飛行試驗(yàn)最終未能進(jìn)行，但NASA在機(jī)身熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及材料的研制上仍然做了大量開創(chuàng)性的工作[50]。

不同于航天飛機(jī)功能上的“兼顧性”，星球大戰(zhàn)計(jì)劃背景下誕生的X-33主要是對將更多的衛(wèi)星以更為廉價(jià)、快速的方式送入預(yù)定軌道的相關(guān)技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證，因而提出了在安裝和維護(hù)上都更為便捷快速的熱防護(hù)系統(tǒng)方案。如圖10[2]所示，X-33機(jī)身長度20.3 m，高5.9 m，翼展22.6 m，采用了不同于航天飛機(jī)的氣動(dòng)外形—更大的表面積使再入過程中各區(qū)域的氣動(dòng)熱更為溫和(最大飛行馬赫數(shù)約為13)，飛行器本身無載人需求，安全容限相對低，豐富了飛行器在熱防護(hù)材

圖10 X-33概念圖[2]Fig.10 Concept figure of X-33[2]

料選擇上的多樣性。其中，對于氣動(dòng)熱/力負(fù)載最為嚴(yán)酷的鼻錐、翼前緣區(qū)域，以及氣動(dòng)熱/力較為溫和的背風(fēng)面區(qū)域，X-33仍然沿用了與航天飛機(jī)軌道器相同的方案，即RCC和柔性隔熱氈方案。而對于氣動(dòng)熱/力較為嚴(yán)酷的迎風(fēng)面，則采用了全新的熱防護(hù)系統(tǒng)—金屬TPS(鉚接式熱防護(hù)系統(tǒng))[51]。

金屬TPS的研制由NASA Langley中心于20世紀(jì)70年代負(fù)責(zé)，并于90年代隨X-33的研制達(dá)到高潮，經(jīng)歷由金屬蓋板式TPS到金屬多層壁式TPS到最終的盒式金屬TPS結(jié)構(gòu)[52]。金屬TPS最大的特點(diǎn)是通過結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)將承力結(jié)構(gòu)和隔熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分工，利用面板承受力載荷并通過外壁或支架將之傳遞至機(jī)體，同時(shí)利用隔熱芯層實(shí)現(xiàn)隔熱作用。

如圖11[52, 53]所示，典型盒式金屬TPS結(jié)構(gòu)如下，外殼由上下兩層面板(①、②)及褶皺側(cè)面板(⑤)組成封閉結(jié)構(gòu)，其中上下面板為兩層金屬板與金屬蜂窩構(gòu)成的夾心結(jié)構(gòu)，內(nèi)置內(nèi)隔熱芯層(④)。其中，底部鈦蜂窩面板上打有小孔用于透氣，并用400目的隔板封住起防水作用。上下面板均有外延的唇緣(⑦)用于解決裝配過程中TPS單元之間的密封問題。面板的四角設(shè)有專門的鉚接通道，通過螺釘將底面板與飛行器骨架進(jìn)行連接(③)，隨后用纖維隔熱材料將通道填滿并用外蓋(⑧)封住上面板的通道孔，便于拆卸。(相關(guān)參數(shù)見表7[52])。

金屬TPS概念的提出相比于傳統(tǒng)隔熱瓦具有如下特點(diǎn)：(1)結(jié)構(gòu)上將承載與隔熱分離，這種通過結(jié)構(gòu)上“分工”的方式一定程度上實(shí)現(xiàn)了材料功能的集成，且增加了選材的豐富性；(2)飛行器無需額外氣動(dòng)外殼，且材料耐久性更好，無需防水，降低了維護(hù)成本；(3)抗沖擊性更好，可保護(hù)空間運(yùn)輸系統(tǒng)免受雨蝕、微流星體和空間碎片撞擊；(4)采用機(jī)械連接，相比于粘接在檢修、拆卸、裝配上更為可靠。(5)利用外延唇緣搭接和金屬熱膨脹實(shí)現(xiàn)平板間的縫隙密封，無需填充額外密封材料(見表8[12, 40, 52-55])。

該結(jié)構(gòu)具有良好的綜合使用特性，并在后續(xù)多平板陣列真空加熱、雨蝕、低速撞擊、高速撞擊、噪聲、電弧風(fēng)洞、超音速(F-15)帶飛等綜合試驗(yàn)中表現(xiàn)出了良好的使用性能[52]。

圖11 典型金屬TPS結(jié)構(gòu)及裝配圖[52, 53]Fig.11 Typical metallic TPS structure and assembly figure[52, 53]

表7 金屬TPS主要結(jié)構(gòu)相關(guān)參數(shù)[52]Table 7 Main structural parameters of metallic TPS[52]

隨后的發(fā)展中，Langley中心在此基礎(chǔ)上又提出了ARMOR TPS(Adapatble, Robust, Me-tallic, Operable, Reusable TPS)的概念[53]，對金屬TPS材料的底部連接方式、面板金屬種類、內(nèi)部支架、側(cè)壁結(jié)構(gòu)、密封方式及內(nèi)隔熱材料進(jìn)行了改進(jìn)，進(jìn)一步提升了該類TPS結(jié)構(gòu)的耐溫性、隔熱效率及裝配便利性(如圖12[53]所示)，并成為了20世紀(jì)初期高馬赫數(shù)飛行器(如X-33、X-37B)熱防護(hù)材料的主要備選方案[54]。由于纖維氈的耐溫性要優(yōu)于高溫合金面板，所以面板所采用的合金種類決定了該金屬TPS的耐溫性，一般在900～1200 ℃左右。雖然X-33最終并沒有進(jìn)行在軌飛行試驗(yàn)，但NASA在X-33項(xiàng)目中對金屬TPS的可重復(fù)使用性方面做了大量的考核試驗(yàn)，驗(yàn)證了材料良好的可重復(fù)使用性。

當(dāng)使用溫度進(jìn)一步升高，金屬材料會(huì)逐漸顯現(xiàn)出氧化及不可逆形變的問題。對于更高的使用溫度，通過采用耐熱及抗氧化性能更好的陶瓷基復(fù)合材料(Ceramic Matrix Composites， CMCs)，可進(jìn)一步提升整體使用溫度。不同于美國在金屬TPS方面所具備的豐富研究經(jīng)驗(yàn)，歐洲則在陶瓷基蓋板TPS的研究上具有更高的技術(shù)成熟度。

陶瓷蓋板式TPS(相關(guān)參數(shù)見表9[40,56-58])的概念最早起源于歐洲的Hermès航天飛機(jī)項(xiàng)目(見3.7.2節(jié))，由賽峰集團(tuán)(SAFRAN)提出，并先后在法國國家太空研究中心(Centre National d'Etudes Spatiales, CNES)“Generic Shingle”項(xiàng)目及歐空局(European Space Agency, ESA)“Future Launcher Preparatory Program”項(xiàng)目中獲得支持，經(jīng)歷數(shù)十年發(fā)展已進(jìn)行多輪地面重復(fù)考核試驗(yàn)，并在歐空局IXV (Intermediate eX perimental Vehicle)大氣返回試驗(yàn)飛行器迎風(fēng)面熱防護(hù)中實(shí)現(xiàn)飛行驗(yàn)證(2015年2月，如圖13[56]所示)。

表8 陶瓷瓦與金屬TPS主要參數(shù)[12, 40, 52-55]Table 8 Main parameters of ceramic tile and metallic TPS[12, 40, 52-55]

圖12 ARMOR TPS單元件(密度11.7 kg/m2)[53]Fig.12 Photo of ARMOR TPS (density 11.7 kg/m2)[53]

如圖14[2，57]所示，該材料典型結(jié)構(gòu)分為兩個(gè)部分：一方面，C/SiC陶瓷面板(含加強(qiáng)筋)、鉚接支架組成承力部分，承擔(dān)氣動(dòng)力并由支架將力傳遞給機(jī)體；另一方面，由熱密封墊、輕質(zhì)隔熱芯層組成隔熱部分，阻止氣動(dòng)熱向內(nèi)部傳遞[57]。

同時(shí)，為解決面板和機(jī)體結(jié)構(gòu)間的應(yīng)變協(xié)調(diào)問題并提供足夠的支撐，CMCs蓋板式TPS采用了特殊設(shè)計(jì)的應(yīng)變支架，如圖15[58]所示，應(yīng)變支架通過整塊金屬片切割加工成特定結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)可在傳遞面板載荷的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)X/Y/Z三個(gè)方向的彈性協(xié)調(diào)應(yīng)變，協(xié)調(diào)應(yīng)力變化。與此同時(shí)，為了同時(shí)滿足隔熱及不同溫度下的熱應(yīng)變需求，支架與螺釘之間還需要設(shè)計(jì)添加隔熱墊圈及彈性墊圈等，以保證良好的熱橋阻斷及應(yīng)變性能[58]。

表9 陶瓷瓦與CMCs TPS主要參數(shù)[40,56-58]Table 9 Main parameters of ceramic tile and CMCs TPS[40,56-58]

圖13 IXV熱防護(hù)結(jié)構(gòu)及實(shí)物圖[56]Fig.13 TPS structure and photos of IXV[56]

圖14 CMCs蓋板式TPS[2, 57]Fig.14 CMCs shingle TPS[2, 57]

圖15 底座連接結(jié)構(gòu)及支架[58]Fig.15 Attachment mechanism of substructure and stand-off[58]

對于面板之間的連接與密封，采用熱密封加額外連接支架的方式，可有效解決邊界密封的問題(見圖16[59])。

對于內(nèi)隔熱層，除傳統(tǒng)的耐溫纖維氈之外，由于該部分無需承載，相比于純纖維棉的輕質(zhì)隔熱層，通過多層結(jié)構(gòu)和抗輻射纖維結(jié)構(gòu)的使用可實(shí)現(xiàn)隔熱性能的進(jìn)一步提升。如圖17[60]所示，在多層內(nèi)隔熱材料研究方面，德國MT航空航天公司發(fā)展了一種內(nèi)隔熱用多層材料(Internal Multi-screen Insulations, IMI)，材料由纖維織物包覆、縫合形成整體結(jié)構(gòu)，其上部由反射屏與纖維氈層疊形成多層結(jié)構(gòu)，下部采用隔熱性能優(yōu)異的納米隔熱材料提升中低溫區(qū)隔熱性能，通過使用不同耐溫等級(jí)纖維織物最終形成兩類不同使用溫度(995、1 600 ℃)的隔熱材料[60]。

除此之外，通過采用非紅外透明纖維的方式獲得的非透明纖維氈(Opaque Fibrous Insulator, OFI)，同樣可以提升纖維氈的隔熱性能，可以作為IMI方案的代替方案，獲得更好的整體性，通過采用氧化鋁/氧化鋯/二氧化硅纖維混編的方式，外部包裹耐高溫織物，可得到長時(shí)使用溫度在1 500～1 600 ℃的內(nèi)隔熱材料[61]。

以金屬TPS及陶瓷基TPS為代表的熱防護(hù)材料，通過結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的方式實(shí)現(xiàn)了材料結(jié)構(gòu)/功能特性的有效整合，形成了高效熱防護(hù)方案。其中，保證力學(xué)載荷向機(jī)體結(jié)構(gòu)的有效傳遞以及熱載荷的有效阻隔，是該類材料在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及材料選擇上的核心問題。

圖16 相鄰面板連接支架及組裝結(jié)構(gòu)[59]Fig.16 Stand-off for panel-panel and its assembly structure[59]

圖17 多層結(jié)構(gòu)隔熱材料示意圖[60]Fig.17 Schematic figure of multi-screen insulation materials[60]

2.5 X-37B

X-37B驗(yàn)證機(jī)最早源于NASA和美國國防部的X-37項(xiàng)目，該項(xiàng)目于1999年啟動(dòng)，旨在驗(yàn)證下一代可重復(fù)使用空天往返運(yùn)輸技術(shù)。飛行器外形及飛行剖面與航天飛機(jī)相似(如圖18[53]所示)，最大飛行馬赫數(shù)約25，不同的是飛行器采用無人控制模式，可作為良好的空天往返及高超聲速技術(shù)試驗(yàn)平臺(tái)。最初的計(jì)劃中，X-37項(xiàng)目將對包括先進(jìn)熱防護(hù)系統(tǒng)在內(nèi)的近40項(xiàng)技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證(如圖19[53]所示)，以解決地面試驗(yàn)無法驗(yàn)證真實(shí)高超聲速環(huán)境下，飛行器熱防護(hù)及控制等系統(tǒng)的可靠性問題[62]。

圖18 各飛行器飛行剖面圖[53]Fig.18 Flight profile of vehicles[53]

圖19 X-37項(xiàng)目擬展開的技術(shù)驗(yàn)證[63]Fig.19 Technical verifications to be carried out for X-37 project[63]

如圖19所示，熱防護(hù)方面，X-37將計(jì)劃對翼前緣(T-5、T-9、T-21)、迎風(fēng)面(T-4、T-7、T-21)、背風(fēng)面(T-3、T-7、T-21)等典型區(qū)域的熱防護(hù)材料技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證，展開耐久性翼前緣瓦(T-5)、耐久性低密度低熱導(dǎo)率陶瓷瓦(E-5)、陶瓷基多孔材料快速疏水技術(shù)(T-21)、耐候性隔熱氈(E-6)以及高效可裝配金屬TPS(E-7)等技術(shù)驗(yàn)證[63]。

該項(xiàng)目于2004年轉(zhuǎn)交至美國國防高級(jí)研究計(jì)劃局(Defense Advanced Research Projects Agency, DARPA)成為保密項(xiàng)目。項(xiàng)目分為兩個(gè)階段進(jìn)行：(1)X-37 ALTV(進(jìn)近和著陸試驗(yàn)機(jī))；(2)X-37B OTV(X-37B軌道試驗(yàn)機(jī))。其中，X-37 ALTV主要用于解決飛行器返回著陸過程中的無人導(dǎo)航、定位及控制問題，在其85%縮比驗(yàn)證機(jī)X-40A進(jìn)近和著陸試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)基礎(chǔ)上進(jìn)行(如圖20所示)，并在2006年左右完成相關(guān)驗(yàn)證及數(shù)據(jù)收集，為后續(xù)X-37B的最終外形及分系統(tǒng)提供優(yōu)化支撐。X-37B長8.9 m，高2.9 m，翼展4.3 m，將與一個(gè)可重復(fù)使用的推進(jìn)器一起組成兩級(jí)入軌、水平降落的可重復(fù)使用航天器(見圖21[64])。

從披露的數(shù)據(jù)來看，使用中的X-37B飛行器有兩架，迄今為止共進(jìn)行了5次飛行任務(wù)(截至2019年12月，如表10所示)。隨著X-37B項(xiàng)目的順利實(shí)施，其重復(fù)使用次數(shù)、單次任務(wù)時(shí)間逐漸增加，美國軍方對該項(xiàng)目周期進(jìn)行了無限期延長，從側(cè)面反映了包括高超聲速熱防護(hù)系統(tǒng)技術(shù)在內(nèi)的相關(guān)可重復(fù)使用飛行器技術(shù)已趨于成熟[65]。

熱防護(hù)技術(shù)方面，X-37B“適當(dāng)”地采用了新材料技術(shù)，在部分沿用航天飛機(jī)熱防護(hù)技術(shù)的同時(shí)，在鼻錐、翼前緣、背風(fēng)面大面積熱防護(hù)、方向升降舵、副襟翼等區(qū)域還首次對新材料進(jìn)行了飛行驗(yàn)證，如表11[66]所示。

圖20 X-40A自由飛行試驗(yàn)[64]Fig.20 Drop tests of X-40A[64]

圖21 X-37B再入返回[64]Fig.21 Reentry return of X-37B[64]

表10 X-37B飛行試驗(yàn)及持續(xù)時(shí)間[65]Table 10 Flight test and duration of X-37B[65]

表11 航天飛機(jī)與X-37B熱防護(hù)材料對比[66]Table 11 Comparation of thermal protection materials between space shuttle and X-37B[66]

2.5.1 翼前緣區(qū)域—整體增韌抗氧化復(fù)合材料(TUFROC)

如圖18所示，X-37B再入階段所面臨的氣動(dòng)熱環(huán)境是目前可重復(fù)使用飛行器中最嚴(yán)酷的。由于X-37B具有比航天飛機(jī)更小的翼面，其翼前緣溫度高達(dá)1 650 ℃。區(qū)別于航天飛機(jī)翼前緣RCC熱結(jié)構(gòu)外殼內(nèi)部填充AETB隔熱瓦的“薄殼式”(見圖4)熱防護(hù)方案，X-37B在翼前緣部位采用了Ames中心的最新研制的一體化防隔熱成果——整體增韌抗氧化復(fù)合材料(Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-Resistant Composite, TUFROC)方案[67]。

如圖22所示，TUFROC的主體結(jié)構(gòu)為防熱碳帽與隔熱基體一體化的二元結(jié)構(gòu)，綜合了碳材料的耐高溫性能，以及硅基多孔陶瓷瓦的高效隔熱性能。其主要功能通過三個(gè)部分來實(shí)現(xiàn)：梯度處理表面、抗氧化難熔碳層、隔熱基體[68]。

圖22 TUFROC示意圖及結(jié)構(gòu)圖[68]Fig.22 Photo of TUFROC and its structure[68]

梯度處理表面(RCG+HETC)[69]：表面處理上，TUFROC表面涂層技術(shù)充分利用并發(fā)展了航天飛機(jī)隔熱瓦的技術(shù)成果，通過RCG涂層與HETC (High Efficiency Tantalum-based Ceramics)涂層復(fù)合使用的方式來處理表面。其中HETC涂層是與TUFI涂層類似的高發(fā)射率(ε大于0.9)、低催化效率梯度涂層，起到高發(fā)射、低催化、抗沖擊的效果。不同的是HETC涂層在TUFI涂層的基礎(chǔ)上，添加了TaSi2來滿足更高的涂層使用溫度并緩解涂層的熱膨脹。與此同時(shí)，在HETC涂層處理后的外表面，還復(fù)合使用了高發(fā)射率、低催化效率的RCG涂層，并在配方上進(jìn)一步增加了RCG涂層的高溫粘度，形成更為致密的表面層來阻止氧的進(jìn)入，起到保護(hù)碳瓦的作用。值得一提的是，RCG涂層本身與碳瓦存在高溫?zé)崞ヅ鋯栴}，但HETC涂層的使用很好地緩解了這種熱匹配問題，使得經(jīng)HETC涂層處理后的碳瓦除具有良好的抗沖擊、高發(fā)射、低催化性能外，還能與表面致密的RCG涂層相匹配，起到良好的環(huán)境隔離效果[68]。

抗氧化難熔碳瓦[70]：碳基材料是良好的耐高溫及抗熱輻射材料，但存在熱導(dǎo)率高、抗氧化性差的問題。在TUFROC方案中，通過采用SiOC抗氧化陶瓷層包裹短纖維多孔碳瓦的方式形成TUFROC的碳帽，可有效實(shí)現(xiàn)碳瓦的抗氧化，與此同時(shí)，多孔結(jié)構(gòu)的保持在一定程度上有效緩解了碳材料熱導(dǎo)率高的問題，且大幅降低了材料整體密度、制備周期及制備成本。區(qū)別于航天飛機(jī)翼前緣的RCC結(jié)構(gòu)，TUFROC的碳帽還具有一定的隔熱效果，其具體使用厚度取決于其下部隔熱基體的最高耐溫溫度。

隔熱基體：隔熱基體位于TUFORC下部，主要承擔(dān)高效隔熱功能，因而采用低密度的剛性隔熱瓦，一般為輕質(zhì)、強(qiáng)度好、耐高溫性能優(yōu)異的AETB瓦，經(jīng)TUFI涂層處理后[71]，通過機(jī)械連接與碳帽進(jìn)行連接。為了解決剛性陶瓷瓦與碳帽之間的熱膨脹系數(shù)差異，會(huì)在連接處粘接有機(jī)高分子過渡層，隨使用過程逐漸分解形成無機(jī)過渡層實(shí)現(xiàn)熱匹配。

如表12[25,72]所示，與RCC材料相比，TUFROC密度為其1/4，制造周期縮短為RCC材料的1/3至1/6，制造成本為其1/10，且具有比RCC薄殼式結(jié)構(gòu)更好的抗沖擊性能。因此，該材料代替RCC材料在X-37翼前緣區(qū)域的成功應(yīng)用也成為了X-37B高性能熱防護(hù)技術(shù)中最為突出的進(jìn)步[73]。

除X-37B翼前緣外，TUFROC材料技術(shù)還成為了多款在研可重復(fù)飛行器的首選材料方案，如Dream Chaser等。與此同時(shí)，除需要使用鈍頭結(jié)構(gòu)的翼前緣、鼻錐等區(qū)域外，TUFROC材料技術(shù)在尖銳前緣技術(shù)方面也取得了重要的進(jìn)展(見圖23)，目前報(bào)導(dǎo)的短時(shí)試驗(yàn)環(huán)境溫度已超過1 900 ℃(3 500 ℉)，有望在未來高馬赫數(shù)飛行尖銳前緣等區(qū)域進(jìn)一步拓展應(yīng)用范圍[74]。

表12 高超聲速飛行器高溫區(qū)防熱材料[25, 72]

圖23 尖銳型TUFROC[74]Fig.23 Sharp-structured TUFROC[74]

2.5.2 背風(fēng)面—保形隔熱氈(CRI)[49]

區(qū)別于航天飛機(jī)背風(fēng)面所使用的柔性隔熱氈，X-37B在其背風(fēng)面首次使用了由Boeing公司研制的“保形隔熱氈(CRI)”。與柔性隔熱氈類似，CRI也是采用隔熱芯層與韌化外表面通過陶瓷線縫合而成，但不同的是，CRI采用了帶有一定剛性的氧化鋁多孔纖維織物作為隔熱芯層。這一改變使得材料具有一定的承載能力，在制備和使用的過程中可以保持良好的外表面平整度，可大幅減少飛行器飛行過程中，由于表面不平整而帶來的額外阻力和沖刷作用。與此同時(shí)，材料本身保持良好的應(yīng)變協(xié)調(diào)性(下表面不做硬化處理)，可進(jìn)行大尺寸裝配(見圖24[49])。

圖24 保形隔熱氈(CRI)結(jié)構(gòu)示意圖[49]Fig.24 Structure photo of CRI[49]

2.5.3 控制面—碳/碳(Advanced Carbon-Carbon, ACC)、碳/碳化硅(C/SiC)復(fù)合材料[75]

區(qū)別于航天飛機(jī)，X-37B具有更小的尺寸，這使得其控制面(襟副翼、尾翼等)區(qū)域厚度薄至2.54～12.7 cm(1～5英寸)，受體積空間上的限制，由傳統(tǒng)的金屬或者高分子復(fù)合材料包覆剛性陶瓷瓦及隔熱氈的方式在材料加工上滿足尺寸及性能要求將極為困難，必須在設(shè)計(jì)上采用更為優(yōu)異的熱結(jié)構(gòu)材料。因此，X-37控制面研制的主要機(jī)構(gòu)采用了C/C材料及C/SiC材料并行研制的方案。

C/C材料為先進(jìn)碳/碳材料(Advanced Carbon-Carbon, ACC)，其制備工藝與航天飛機(jī)使用的RCC基本相似，由碳纖維多次浸漬裂解前驅(qū)體形成C/C增強(qiáng)材料，后通過與RCC相同的方式反應(yīng)滲入一層SiC層，所不同的是ACC采用了商品化的T-300碳纖維來代替原RCC所采用的rayon 纖維，一方面該纖維已停產(chǎn)，另一方面T-300碳具有更高的強(qiáng)度，可提升ACC的拉/壓強(qiáng)度，如圖25[62, 76]所示。

C/SiC材料為T-300碳纖維增強(qiáng)SiC基體的陶瓷基復(fù)合材料，通過化學(xué)氣相滲透(Chemical Vapor Infiltration，CVI)的方式進(jìn)一步致密化，隨后在表面覆蓋環(huán)境障涂層，實(shí)現(xiàn)材料制備[62](見圖26[62])。

圖25 ACC結(jié)構(gòu)件[62, 76]Fig.25 ACC structural parts [62, 76]

圖26 C/SiC副襟翼試驗(yàn)件[62]Fig.26 C/SiC flaperon test article[62]

2.6 美國商業(yè)航天項(xiàng)目—Commercial Crew Program(CCP)

為了重新具備將人類送入太空的能力，美國國家航空航天局(NASA)與波音公司(Boeing)、太空探索技術(shù)公司(SpaceX)和內(nèi)華達(dá)山脈公司(SNC)三家商業(yè)公司合作，來設(shè)計(jì)和制造一種能夠?qū)⒂詈絾T送往國際空間站的運(yùn)載工具。

2.6.1 波音公司(Boeing)—“Starliner”(CST-100)[77]

Starliner是波音公司正在開發(fā)的一種能夠運(yùn)輸7人的太空艙。如圖27[77]所示，太空艙將由一個(gè)一次性使用的熱防護(hù)大底和一個(gè)可重復(fù)使用的外殼組成，可提供10次載人飛行。太空艙外殼將由BRI-18瓦和FRSI/AFRSI氈來提供可重復(fù)使用部分的熱防護(hù)工作，一次性使用的隔熱大底將采用波音輕質(zhì)燒蝕材料(Boeing Lightweight Ablator, BLA)。但與阿波羅太空艙不同，Starliner將帶著降落傘和安全氣囊著陸，且由于返回艙將從空間站發(fā)射，Starliner可以考慮比阿波羅太空艙更多的返回路徑。

圖27 Boeing公司Starliner太空艙[77]Fig.27 Boeing’s Starliner capsule [77]

2.6.2 空間探索公司(SpaceX)—“龍飛船(Dragon Capsule)”[78-79]

如圖28所示，龍飛船是SpaceX公司用于向空間站運(yùn)送貨物或宇航員的太空艙，目前已完成多項(xiàng)貨運(yùn)任務(wù)。其主體隔熱方案為酚醛浸漬碳燒蝕材料(Phenolic Impregnated Carbon Ablator, PICA)。PICA是一種低密度的燒蝕材料，在火星和星塵探測器中成功使用過。PICA從近地軌道返回地球的熱防護(hù)效率非常好，這使得它成為大多數(shù)燒蝕材料的有力競爭者。由于目前“龍飛船”的大底及外殼熱防護(hù)均采用燒蝕材料(大底：PICA-X, 背風(fēng)面：SPAM)，因此，雖然其太空艙內(nèi)部可以重復(fù)使用，但其熱防護(hù)系統(tǒng)并不具有可重復(fù)使用性(見圖28[78-79])，需要在使用后進(jìn)行更換。

圖28 Space X公司龍飛船[78-79]Fig.28 Space X’s Dragon Capsule[78-79]

2.6.3 內(nèi)華達(dá)山脈公司(SNC)—“追夢者(Dream Chaser)”[80]

如圖29[80]所示，由內(nèi)華達(dá)山脈公司負(fù)責(zé)研制的“追夢者”與之前所提到的太空艙不同，它是一種擁有升力體外形的宇宙飛船。該飛船全長約12 m，可將7名宇航員送至國際空間站和近地軌道，并采取水平著陸的方式返回，可高效運(yùn)送具有時(shí)效性的試驗(yàn)樣品。熱防護(hù)方面，其整體采用了可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)方案。飛船底部迎風(fēng)面采用黑色的AETB瓦，整體密度約為0.45 g/cm3。在熱流較為溫和的頂部背風(fēng)面區(qū)域則主要采用白色AETB瓦及FRSI隔熱氈。而對于諸如鼻錐、翼前緣、副翼等高熱流區(qū)域，則采用TUFROC材料來進(jìn)行熱防護(hù)。

圖29 內(nèi)華達(dá)山脈公司“追夢者”宇宙飛船[80]Fig.29 SNC’s Dream Chaser spacecraft[80]

2.7 其他飛行器大面積熱防護(hù)

2.7.1 蘇聯(lián)—“暴風(fēng)雪”號(hào)航天飛機(jī)[81]

暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)，是蘇聯(lián)于20世紀(jì)80年代研制發(fā)射并首次實(shí)現(xiàn)自動(dòng)飛行的航天飛機(jī)，尺寸與美國航天飛機(jī)相當(dāng)。熱防護(hù)系統(tǒng)方面，其基本沿用了美國航天飛機(jī)的熱防護(hù)材料方案，大量使用石英陶瓷瓦、柔性氈做為其大面積熱防護(hù)方案，并使用RCC材料作為其鼻錐及翼前緣熱防護(hù)方案。

2.7.2 法國—“Hermes”航天飛機(jī)[82]

Hermes是20世紀(jì)歐洲太空局計(jì)劃研制，并于1983年由法國國家空間研究中心確定方案的一款航天飛機(jī)(圖30[82])，長17.9 m，翼展11 m，高5.1 m，直徑3.4 m，是一種可以重復(fù)使用的有翼高超聲速滑翔機(jī)，上升時(shí)由火箭提供動(dòng)力，重復(fù)使用次數(shù)>30次，因技術(shù)及經(jīng)費(fèi)原因最終取消。

飛行器采用升力體結(jié)構(gòu)，較美國航天飛機(jī)尺寸更小，氣動(dòng)熱環(huán)境與美國航天飛機(jī)類似。熱防護(hù)材料方案上，法國國家空間研究中心在充分吸收美國航天飛機(jī)經(jīng)驗(yàn)的技術(shù)上，展開了進(jìn)一步研制工作。

較為突出的是在TPS研究上，為了避免隔熱瓦所帶來的諸多裝配及維護(hù)問題，在以隔熱瓦作為備選項(xiàng)的基礎(chǔ)上，Hermes更傾向于選擇更為高效的“蓋板式”TPS作為飛行器整個(gè)下表面及部分上表面的熱防護(hù)方案，與金屬TPS相區(qū)別的是，研究團(tuán)隊(duì)發(fā)展了在比強(qiáng)度、抗氧化性、質(zhì)量效率等方面更具優(yōu)勢的陶瓷基復(fù)合材料蓋板，且在內(nèi)隔熱層的選擇上發(fā)展了更為高效的多層內(nèi)隔熱體系，為后續(xù)材料體系的發(fā)展奠定了良好的基礎(chǔ)，相關(guān)熱防護(hù)技術(shù)已于2015年歐空局IXV項(xiàng)目中完成飛行試驗(yàn)驗(yàn)證(見2.4節(jié))。

圖30 Hermes飛行器[82]Fig.30 Hermes shuttle [82]

2.7.3 英國—“霍托爾(Hotol)”、“云霄塔(Skylon)”[83-85]

云霄塔空天飛機(jī)(圖31)，全長83.3 m，翼展25.4 m，是由英國提出的一款能夠?qū)崿F(xiàn)水平起降、單級(jí)入軌的空天飛機(jī)，與早年的霍托爾空天飛機(jī)項(xiàng)目相繼承。飛行器通過兩臺(tái)“佩刀”發(fā)動(dòng)機(jī)以5馬赫左右的速度飛出大氣層，隨后借助火箭發(fā)動(dòng)機(jī)加速至25馬赫，此階段機(jī)身大面積溫度不超過855 K。返回階段，通過表面溫度反饋和飛行軌跡調(diào)整，可控制飛行器大面積最高溫度不超過1 100 K。

由于飛行器再入過程中可根據(jù)表面溫度主動(dòng)調(diào)整姿態(tài)及軌跡，實(shí)現(xiàn)速度控制，因而氣動(dòng)熱環(huán)境相對溫和，飛行器采用硬殼式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。如圖32[85]所示，波紋陶瓷蓋板構(gòu)成機(jī)身外殼，通過支架與機(jī)身骨架連接傳遞載荷；蓋板下方由多層隔熱層組成隔熱結(jié)構(gòu)，阻止熱量向內(nèi)傳遞，同時(shí)向外輻射熱量。飛行器設(shè)計(jì)重復(fù)使用次數(shù)為200次，期間熱防護(hù)材料在返回段高溫暴露時(shí)間約100小時(shí)。

圖31 云霄塔空天飛機(jī)[84]Fig.31 Skylon spaceplane [84]

圖32 云霄塔空天飛機(jī)結(jié)構(gòu)及熱防護(hù)系統(tǒng)[85]Fig.32 Structure and TPS of Skylon[85]

2.7.4 日本—“希望(Hope)”航天飛機(jī)[86-88]

希望號(hào)航天飛機(jī)(見圖33[87])，是20世紀(jì)90年代由日本宇宙開發(fā)事業(yè)團(tuán)(NASDA)著手研制的火箭發(fā)射、無人駕駛航天飛機(jī)。防熱系統(tǒng)方面，希望號(hào)計(jì)劃采用可重復(fù)使用防熱系統(tǒng)，并將對剛性陶瓷瓦系統(tǒng)、金屬TPS系統(tǒng)、陶瓷基復(fù)合材料系統(tǒng)以及柔性氈系統(tǒng)進(jìn)行系統(tǒng)篩選、研究并確立最佳方案用于最終飛行驗(yàn)證。

圖33 日本希望號(hào)航天飛機(jī)[87]Fig.33 Japanese space shuttle HOPE[87]

2.8 NASP、Spaceliner-半主動(dòng)及主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)

如前所述，對于目前大多數(shù)的可重復(fù)使用飛行器而言，大面積熱防護(hù)溫度一般低于1 600 K，局部高溫區(qū)域在1 900 K左右，多采用熱沉、隔熱、熱結(jié)構(gòu)或組合的方式來解決熱防護(hù)問題。但是，隨著應(yīng)用需求的不斷拓展，飛行器飛行速度、飛行時(shí)間的不斷增加，飛行器升阻比及動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的不斷變化，飛行器局部特殊區(qū)域的峰值溫度將遠(yuǎn)超現(xiàn)有材料耐熱范疇[89]，被動(dòng)熱防護(hù)材料將會(huì)在相應(yīng)環(huán)境下出現(xiàn)嚴(yán)重?zé)g，并逐漸不能滿足重復(fù)使用需求。發(fā)展長時(shí)高溫環(huán)境下可重復(fù)使用的半主動(dòng)及主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)，逐漸成為未來可重復(fù)使用熱防護(hù)發(fā)展的重要方向。

2.8.1 半主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)

半主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)，主要以燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)及熱管式熱防護(hù)系統(tǒng)為代表。

燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)作為目前彈道工程中應(yīng)用極為廣泛的熱防護(hù)系統(tǒng)[16]，在低、中、高熱流環(huán)境中均具有成熟的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，但其本身可重復(fù)使用次數(shù)有限，因而在可重復(fù)使用領(lǐng)域相關(guān)應(yīng)用較少。

熱管是20世紀(jì)60年代所發(fā)展起來的一類導(dǎo)熱元件[90]，由封閉的管壁(①)、緊貼管壁的多孔毛細(xì)吸液芯(②)及相變工質(zhì)(③)構(gòu)成，利用內(nèi)部工質(zhì)相變傳熱的特殊性(如圖34[90]所示)，可實(shí)現(xiàn)熱量由熱端(④)向冷端(⑤)的長距離快速疏導(dǎo)，并經(jīng)冷端輻射回環(huán)境，從而達(dá)到快速疏導(dǎo)熱端熱量，降低熱端輻射平衡溫度的效果，現(xiàn)已在諸多領(lǐng)域中得到應(yīng)用[91]。其中，使用溫度>450 ℃的高溫?zé)峁芗夹g(shù)[92]，一直是針對高馬赫數(shù)飛行器前緣等區(qū)域熱防護(hù)的重要備選方案。由于高溫?zé)峁芩捎玫牟牧显谄涔ぷ鳒囟认掠蟹菬g性，因而具有可重復(fù)使用的特點(diǎn)。

在高馬赫數(shù)飛行器熱防護(hù)領(lǐng)域，熱管式熱防護(hù)方案最早的研究工作始于1970年，NASA Langley中心Silverstein主持并展開了該方案的相關(guān)理論研究工作，從原理上論證了馬赫數(shù)8巡航飛行速度下，后掠角65°，前緣半徑13 mm的高馬赫數(shù)飛行器采用高溫?zé)峁苓M(jìn)行翼前緣熱防護(hù)的方案可行性[93]，并在對選材及可能的瞬態(tài)環(huán)境展開了探討后指出，這種不需要借助泵力作用的長距離熱疏導(dǎo)方案(見圖35[90])，可將翼前緣滯止區(qū)(①)的高熱流快速的傳導(dǎo)至滯線后較冷區(qū)域(②)進(jìn)行疏散，使前緣溫度維持在900 ℃左右，并對其經(jīng)濟(jì)性、可重復(fù)使用性、極限邊界以及可能存在的風(fēng)險(xiǎn)展開討論后認(rèn)為該方案具有較大的應(yīng)用潛力。隨后，在NASA Langley中心的支持下，麥道航空公司(MDAC)將熱管代表的疏導(dǎo)式熱防護(hù)方案，與包括C/C、燒蝕、難熔金屬在內(nèi)的三種非疏導(dǎo)式翼前緣熱防護(hù)方案進(jìn)行了對比分析。四種方案的翼前緣均采用了薄殼式結(jié)構(gòu)(詳見圖36[93])，即外殼采用防熱結(jié)構(gòu)(①)，內(nèi)部采用金屬桁架支撐(②)，底部填充纖維氈作為內(nèi)隔熱材料(④)，當(dāng)桁架材料為耐溫性有限的輕質(zhì)合金時(shí)，也需要額外的包覆氈類隔熱材料。

圖34 熱管工作原理[90]Fig.34 Working principle of heat pipe [90]

如表13所示[93-94]，燒蝕材料由于具有廣泛的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，在適用性、材料易獲取性及工藝成熟度上最佳，但由于需要每次更換，因而其在整個(gè)航天飛機(jī)運(yùn)行計(jì)劃中的相對費(fèi)用將變得非常巨大。以熱管熱防護(hù)方案為代表的可重復(fù)使用方案，則可以大幅降低總體費(fèi)用，成為后續(xù)備選方案。其中，早期的熱管式方案雖然在重量上存在明顯不足(超重約40%)，但相對于C/C及金屬前緣結(jié)構(gòu)而言，其可將前緣溫度維持在一個(gè)相對低的水平，具有更大的選材范圍，且在經(jīng)濟(jì)性、工藝成熟度及后期的可檢修性上均具有一定優(yōu)勢，因而具備較好的應(yīng)用可行性[94]。如圖37所示，在此基礎(chǔ)上，MDAC完成了航天飛機(jī)熱管式翼前緣1/2縮比件的制備及試驗(yàn)考核[95]。結(jié)構(gòu)上，這種多根熱管排列形成陣列的布局模式可大幅度降低翼前緣的制造難度，便于最終組裝前的檢修，且容許少數(shù)熱管失效后仍然不影響整個(gè)系統(tǒng)的正常工作。可有效保證航天飛機(jī)再入過程中前緣溫度維持在高溫合金蒙皮的許用范圍內(nèi)。如表14[96]所示，翼前緣在采用熱管熱防護(hù)方案時(shí)的設(shè)計(jì)工作溫度在900～1 000 ℃左右，屬于高溫合金的工作溫度范圍。通過對高溫合金耐溫性、密度、高溫抗氧化性以及價(jià)格的綜合評估[95]，鈷基合金Hastelloy X被選為蒙皮及管壁材料。與此同時(shí)，由于鈉在該使用環(huán)境下相比于銫、鉀、鋰等金屬擁有更好的相容性、工作氣壓、易啟動(dòng)性、經(jīng)濟(jì)性以及最低的危險(xiǎn)性，而被選為工質(zhì)[96]。液芯結(jié)構(gòu)的選擇上，管壁上帶有開槽的結(jié)構(gòu)模式擁有最好的傳輸特性(圖38(a)和圖38(d))，其次是多層篩芯或堆芯結(jié)構(gòu)(圖38(b)和圖38(c))，但由于管壁太薄(見表15[97])、開槽工藝難度大，且不同結(jié)構(gòu)之間重量差異小，故最終采用了制造難度最小的多層多孔不銹鋼篩芯交疊的結(jié)構(gòu)模式。隨后，1/2縮比件在多次加熱循環(huán)中保持了良好的穩(wěn)定性和熱疏導(dǎo)效果，可使駐點(diǎn)溫度降低數(shù)百攝氏度，且不受長時(shí)儲(chǔ)存(3年)的影響[97]。

圖35 熱管式翼前緣熱疏導(dǎo)機(jī)制[90]Fig.35 Thermal transmission mechanism of heat-pipe wing leading edge[90]

圖36 薄殼式前緣結(jié)構(gòu)[93]Fig.36 Structure of thin-shell leading edge[93]

表13 4種方案主要指標(biāo)對比[93-94]

圖37 航天飛機(jī)翼前緣1/2縮比件[95]Fig.37 1/2 scale space shuttle wing leading edge[95]

表14 冷卻劑基本參數(shù)[96]Table 14 Parameters of coolants[96]

圖38 4種典型液芯方案[97]Fig.38 Four typical designs of liquid core[97]

為了進(jìn)一步提升Hastelloy X/Na熱管的性能，NASA Langley中心完成了長度為172.5 cm的全尺寸“J”型熱管的制造，用于驗(yàn)證將前緣最高溫由1 927 ℃降至982 ℃的可行性[98]。由于熱環(huán)境較航天飛機(jī)更為嚴(yán)酷，其對熱管結(jié)構(gòu)進(jìn)行了進(jìn)一步的優(yōu)化。通過“U”形截面的采用，可獲取更大的換熱面積。與此同時(shí)，為了更好地平衡沸騰極限與毛細(xì)極限，液芯的布局也采用了不同的形式。如表16所示[98]，由于蒸發(fā)區(qū)熱環(huán)境嚴(yán)酷，過厚的液芯易使液體在液芯內(nèi)部產(chǎn)生大量氣泡造成毛細(xì)孔堵塞，因而設(shè)計(jì)了較薄的網(wǎng)篩布局來防止其工作狀態(tài)超過沸騰極限。冷凝區(qū)較厚的網(wǎng)篩布局則更有利于提升工質(zhì)的吸收及泵送效率，而50目篩芯與400目篩芯的搭配復(fù)合使用，則在保證毛細(xì)吸力的同時(shí)兼顧了較小的流體阻力。相比于均勻的篩芯分布這種結(jié)構(gòu)布局能夠更好地平衡沸騰極限與毛細(xì)極限，而相對于多孔液芯材料的使用，篩芯材料在高溫度梯度下具有更高地可靠性。

表15 熱管式翼前緣1/2縮比件參數(shù)[97]

表16 U型管內(nèi)部液芯分布[98]Table 16 Distribution of liquid cores inside U-type tube[98]

值得一提的是，處于高效換熱的需要，液芯必須與管壁緊密貼合。因此相對于圓形熱管，“U”形熱管由于直角區(qū)域的存在，而使得制造難度大為增加。為此NASA Langley中心通過高溫“滲透焊接”的方式[98]解決了這一問題，可通用于類似非圓形截面熱管液芯的制造。

雖然熱管式熱防護(hù)方案最終并沒有在航天飛機(jī)項(xiàng)目中被最終采用。但NASA仍然對這一方案進(jìn)行了持續(xù)性的資金支持，以進(jìn)行進(jìn)一步地優(yōu)化，使其在后續(xù)“單級(jí)入軌”飛行器方案中，擁有與“碳-碳”、“難熔合金”方案相當(dāng)?shù)闹亓看鷥r(jià)。如圖37[95]、圖39[99]所示，出于最小化管內(nèi)壓力的目的，早期的方案采用了圓形管結(jié)構(gòu)。為了使其能夠與高溫合金外面板形成良好的熱交換，這種設(shè)計(jì)需要在每根熱管的下部焊接相當(dāng)重量的鎳基焊料來增大換熱面積，使得整個(gè)系統(tǒng)的重量大幅增加。新方案對圓形、三角形、“U”形以及“D”形截面的熱管進(jìn)行了評估，發(fā)現(xiàn)半圓的“D”形結(jié)構(gòu)可以大幅降低整體重量[99]，在保持良好換熱的同時(shí)避免了大量焊料的使用，最終使得整個(gè)系統(tǒng)的質(zhì)量下降了近44%，雖然“D”形截面在結(jié)構(gòu)上與圓形截面已有較大區(qū)別，但液芯網(wǎng)篩與管壁的貼合方式變化不大，因而該結(jié)構(gòu)在制造上也較為容易，并在后續(xù)的熱管方案中被沿用。

圖39 優(yōu)化前后熱管方案截面[99]Fig.39 Sections of heat pipe before and after optimization[99]

隨著制造、結(jié)構(gòu)優(yōu)化、地面試驗(yàn)以及評價(jià)體系的不斷完善，熱管熱防護(hù)技術(shù)也逐漸趨于成熟，并被用于美國新一代高超聲速飛行器研制項(xiàng)目“國家空天飛機(jī)計(jì)劃(NASP)”的X-30中。如表17[93,100]所示，為了獲得更高的升阻比，飛行器的前緣半徑比航天飛機(jī)更小，熱環(huán)境更為嚴(yán)酷，若采用Hastelloy X/Na熱管體系將前緣設(shè)計(jì)溫度控制在1 000 ℃ 左右，則會(huì)大幅增加該類熱管的長度，從而增加系統(tǒng)重量，故將設(shè)計(jì)溫度控制在1 300 ℃ 左右。由于這一溫區(qū)已經(jīng)超出了較為成熟的Hastelloy X/Na體系，因而需要展開新體系的研制。此時(shí)，工作溫度在1 000～1 800 ℃的鋰(表14)及以鎢、鉬、錸、鈮為代表的難熔合金被選為合適的材料。初期的方案為由難熔合金搭配金屬鋰工質(zhì)外層噴涂抗氧化陶瓷層構(gòu)成。但是陶瓷涂層存在易碎、熱阻高等問題，同時(shí)由于陶瓷涂層只能承擔(dān)抗氧化作用，并不承擔(dān)結(jié)構(gòu)功能，使得難熔金屬用量增加，進(jìn)一步增加了重量。由于航天飛機(jī)計(jì)劃的推動(dòng)，C/C防熱材料的應(yīng)用技術(shù)日趨成熟，且該類材料同時(shí)具有良好的抗氧化性能、高溫力學(xué)強(qiáng)度和更小的密度。因此，NASA Langley中心提出了難熔合金/C-C復(fù)合材料的熱管方案[100]。

如圖40所示[100]，該翼前緣由ACC材料(①)構(gòu)成前緣基本骨架結(jié)構(gòu)，在內(nèi)部嵌入由難熔合金構(gòu)成的熱管(②)組成復(fù)合結(jié)構(gòu)，并采用金屬鋰工質(zhì)。ACC材料具有更高的使用溫度，使得材料的熱輻射效率進(jìn)一步提升，可在給定半徑下縮小熱管結(jié)構(gòu)的使用面積起到減重的效果。另外，通過金屬熱管與ACC構(gòu)建之間接入應(yīng)變隔離墊的方式可解決熱應(yīng)力的問題[101]。

表17 航天飛機(jī)及X-30熱管式前緣對比[93,100]

ACC構(gòu)件：結(jié)構(gòu)上，翼前緣的主體承載功能通過ACC構(gòu)件來實(shí)現(xiàn)。與航天飛機(jī)翼前緣制造工藝類似，NASP翼前緣ACC構(gòu)件采用T-300碳纖維織物增強(qiáng)碳基體的方式進(jìn)行制造。為了獲得更好的傳熱效率，碳纖維增強(qiáng)體采用了3D織物，與2D織物相比，3D織物增加了大量的厚度向碳纖維，使得其厚度方向的熱導(dǎo)率實(shí)現(xiàn)數(shù)量級(jí)增加，提升了構(gòu)件與金屬熱管間的熱疏導(dǎo)效率。AAC材料表面通過一層SiC的抗氧化層來起到抗氧化的作用，其使用過程中所產(chǎn)生的裂紋會(huì)在高溫區(qū)重新閉合而產(chǎn)生良好的抗氧化效果。與此同時(shí)，飛行過程中，當(dāng)熱管發(fā)生故障時(shí)，ACC材料還可提供燒蝕防護(hù)的效果，來解決突發(fā)故障情況下的熱防護(hù)問題。

難熔金屬熱管：根據(jù)設(shè)計(jì)要求，金屬熱管部分采用了難熔合金材料?？紤]到熱管與ACC材料間熱膨脹性的差異，因而選取具有最小的線膨脹系數(shù)的金屬鎢作為早期的管壁材料。但是，由于其存在密度較大、室溫下可塑性較差等問題，隨后被密度更小、室溫可縮性更強(qiáng)的鉬金屬代替，并通過在金屬與復(fù)合材料間增加應(yīng)變隔離墊的方式來解決熱應(yīng)力的問題。雖然鉬金屬具有更低的密度和更好的室溫可縮性，但是由于X-30的設(shè)計(jì)前緣半徑過小，在制作“J”型熱管結(jié)構(gòu)時(shí)，純鉬的使用還是導(dǎo)致在熱管彎曲部位出現(xiàn)了卷曲(如圖41(a)[102]所示)。隨后研制團(tuán)隊(duì)通過在金屬鉬中添加金屬錸提升柔韌性的方式來嘗試解決該問題。其中Mo-11Re合金在1 649 ℃處理4 h后，可順利在室溫條件下彎曲成設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，但工藝穩(wěn)定性并不理想，熱管容易在加工過程中破裂。最后，團(tuán)隊(duì)通過將塊體Mo-41Re合金直接加工成所需形狀后焊接的方式，得到了所需的“D型”金屬熱管結(jié)構(gòu)(如圖41(b)[102]所示)。由于Mo-Re合金具有良好的耐溫性、浸潤性和相容性，同時(shí)為了保證良好的工質(zhì)傳輸能力，熱管液芯則由4層400目Mo-5Re篩芯構(gòu)成。與此同時(shí)，為了防止難熔金屬在高溫下與ACC結(jié)構(gòu)發(fā)生反應(yīng)產(chǎn)生碳化物，在嵌入之前需要對管外壁進(jìn)行惰性涂層處理。

應(yīng)變隔離層：由于金屬熱管在高溫下與碳材料相比具有較大的熱膨脹系數(shù)差異，形變所產(chǎn)生的應(yīng)力會(huì)導(dǎo)致ACC結(jié)構(gòu)破壞，故在D形結(jié)構(gòu)之間添加了一層商用的彈性石墨層作為應(yīng)變隔離層，為了在起到應(yīng)變隔離作用的同時(shí)保證良好的傳熱效果，金屬熱管與面板區(qū)域的接觸區(qū)并不敷設(shè)隔離層，僅在D管的弧面區(qū)域使用，以保證復(fù)合結(jié)構(gòu)間良好的應(yīng)變隔離效果。

通過后續(xù)對單根熱管及組裝后縮比件的大量測試工作表明，這種復(fù)合結(jié)構(gòu)的熱管方案具有良好的可行性及安全性。

隨后，以NASA Langley中心為代表，國內(nèi)外對熱管式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了更為深入的選材、結(jié)構(gòu)和模型優(yōu)化工作[90,102-106]，并在NASP等飛行器研制項(xiàng)目中，作為翼前緣、鼻錐或整流罩的熱管理方案進(jìn)行了多輪地面測試和飛行測試[107-108]。

材料研制方面，目前適用于高馬赫數(shù)飛行器的高溫?zé)峁芄べ|(zhì)主要以沸點(diǎn)高、比熱容大的鋰[109-110]、鈉[102, 111]等堿金屬、堿土金屬或室溫下呈液態(tài)的堿金屬合金[112]為主，壁材及毛細(xì)芯網(wǎng)主要為耐高溫、高熱導(dǎo)率的金屬材料，除考慮高溫性能及密度外，選材上還要與工質(zhì)進(jìn)行搭配，以保證高溫下不發(fā)生工質(zhì)對材料的腐蝕，并且工質(zhì)泄露氧化所導(dǎo)致的局部高溫不會(huì)破壞周圍正常元件。金屬結(jié)構(gòu)的使用不僅可增加傳熱效率，其制備及加工成本也低于傳統(tǒng)RCC材料，且質(zhì)量上與RCC構(gòu)件基本相當(dāng)[102]。與此同時(shí)，將金屬熱管嵌入C/C復(fù)合材料中，可在不增加熱阻的情況下，有效增強(qiáng)熱管的抗壓及抗形變能力(見圖42[90])。

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，雖然大量試驗(yàn)結(jié)果表明熱管式熱防護(hù)方案的使用可以保證熱端溫度大幅降至表層面板的安全使用溫區(qū)。但是，區(qū)別于航天飛機(jī)的鈍頭前緣結(jié)構(gòu)，對于擁有小阻力、尖化前緣的高馬赫數(shù)飛行器而言，復(fù)雜的前緣結(jié)構(gòu)及狹小的前緣空間，也使得熱管式熱防護(hù)結(jié)構(gòu)逐漸由表面防熱面板內(nèi)部焊接熱管的復(fù)合結(jié)構(gòu)，向一體化前緣結(jié)構(gòu)方案發(fā)展[113]，以獲得更小的前緣半徑。

高溫?zé)峁艿墓べ|(zhì)大多為堿金屬或堿土金屬，熔點(diǎn)較高，室溫下一般為固體。所以，在工作過程中涉及更為復(fù)雜的固/液/氣多相轉(zhuǎn)變過程，與此同時(shí)，工質(zhì)的沸騰極限、毛細(xì)芯對工質(zhì)的毛細(xì)極限、蒸汽傳熱傳質(zhì)過程中的聲速極限以及工質(zhì)的啟動(dòng)極限等，都是熱管在使用及設(shè)計(jì)過程中形成其使用邊界的重要因素，確定這些極限所組成的曲線族，將用于判定熱管的使用可靠性，是目前及未來熱管式熱防護(hù)方案的研究重點(diǎn)[106, 114]。

圖42 嵌入C/C復(fù)合材料中的Mo-Re合金/Na熱管(NASP翼前緣方案)[90]Fig.42 Mo-Re/Na heat-pipe embedded in C/C (designed for NASP wing leading edge)[90]

2.8.2 主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)

主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)是應(yīng)對飛行器特定區(qū)域長時(shí)高溫的有效方案。通過冷卻工質(zhì)阻隔和帶走大量熱量，可在防熱結(jié)構(gòu)耐受極限的基礎(chǔ)上大幅拓展其使用邊界及工作時(shí)間。以X-43和X-51為例，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作溫度高于2 500 K，X-43所采用的銅制熱沉式結(jié)構(gòu)在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)10 s后即發(fā)生融化，而X-51在采用煤油再生冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)后，其發(fā)動(dòng)機(jī)則穩(wěn)定運(yùn)行了360 s[115]。隨著飛行器未來飛行馬赫數(shù)的不斷提升，在可重復(fù)使用的要求下，主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)將是其動(dòng)力系統(tǒng)、頭錐、前緣以及控制面等區(qū)域在面臨嚴(yán)酷熱環(huán)境時(shí)的必然選擇，也是國內(nèi)外熱防護(hù)技術(shù)研究的重點(diǎn)。

主動(dòng)冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)主要分為三種模式：氣膜冷卻、對流冷卻(再生冷卻)和發(fā)汗冷卻。如圖43[116]所示，氣膜冷卻是通過孔或槽注入冷卻液(②)，從而形成冷卻膜，以保護(hù)暴露在高溫環(huán)境(①)中的表面。自20世紀(jì)70年代首次用于燃?xì)廨啓C(jī)以來，氣膜冷卻已成為現(xiàn)代燃?xì)鉁u輪機(jī)的主要冷卻方式。氣膜冷卻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，冷卻性能好，是保護(hù)飛行器高溫部件較為理想的方法。

發(fā)汗冷卻與氣膜冷卻有一定的相似性，如圖44[117]所示，冷卻劑(⑤)通過多孔壁(④)進(jìn)入主流，形成連續(xù)的膜保護(hù)壁(③)來阻隔或延緩熱流(①)的進(jìn)入，與此同時(shí)冷卻劑的熱沉也可以吸收大量的熱并將之帶走。發(fā)汗冷卻具有較高的效率和較低的冷卻劑消耗，是高溫隔熱領(lǐng)域的重要方向。

如圖45[118]所示，對流冷卻是在冷卻通道內(nèi)(②)采用冷卻劑(①)強(qiáng)制對流換熱，以達(dá)到帶走熱量保持構(gòu)件溫度在安全使用范圍內(nèi)的主動(dòng)熱防護(hù)方式。對流冷卻一般利用燃料作為冷卻劑，通過對流一方面將熱量帶走，另一方面對燃料進(jìn)行預(yù)熱，預(yù)熱后的燃料直接注入燃燒室內(nèi)，完成熱量的重復(fù)利用，這種對流冷卻方式也被稱為再生冷卻。對流冷卻結(jié)構(gòu)相對簡單、可控性好，可通過對燃油熱沉的有效利用來大幅減輕系統(tǒng)重量，目前已在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)以及燃?xì)鉁u輪機(jī)中廣泛應(yīng)用[119]。

圖43 氣膜冷卻原理[116]Fig.43 Principle of film cooling[116]

圖44 發(fā)汗冷卻原理[117]Fig.44 Principle of transpiration cooling[117]

20世紀(jì)50年代以及60年代，以NASA和美國空軍為代表，開對高馬赫數(shù)飛行器的研制展現(xiàn)出極大的興趣，作為關(guān)鍵技術(shù)之一的發(fā)動(dòng)機(jī)主動(dòng)冷卻技術(shù)研究也隨之迎來高峰。隨后，由于飛行器的研制難度遠(yuǎn)大于預(yù)期，相關(guān)主動(dòng)冷卻的研究工作也轉(zhuǎn)向時(shí)間更短的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻領(lǐng)域。70年代后，相關(guān)研究工作主要由NASA Langley中心主持，并在后續(xù)NASP計(jì)劃的發(fā)展中重新興起并逐漸進(jìn)入第二次研制高潮，且在技術(shù)上趨于成熟。

早期的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)以再生冷卻為主，由美國空軍支持研制，采用L-605鈷基高溫合金作為面板及換熱器材料，氫作為冷卻工質(zhì)，已具備100 mm 尺寸量級(jí)平板構(gòu)件的制造能力，但由于研制計(jì)劃的取消，并沒有進(jìn)行后續(xù)的試驗(yàn)工作[120]。隨后Langley中心在此基礎(chǔ)上展開了大量的研究工作。處于最大化減小冷卻液用量以減重的考慮，面板材料的使用溫度應(yīng)越高越好，但由于難熔合金的抗氧化涂層使用壽命普遍不足100 h，涂層失效后其在高溫區(qū)會(huì)經(jīng)歷嚴(yán)重氧化，故而常選用以Hastelloy X、Inconel 625、Inconel 625作為早期主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)及熱交換構(gòu)件材料，通過夾心結(jié)構(gòu)的使用來獲取最小的設(shè)計(jì)質(zhì)量[120]。

圖45 對流冷卻原理[118]Fig.45 Principle of convective cooling[118]

顯而易見的是，隨著CMC材料技術(shù)的不斷成熟，擁有更好耐溫性、抗氧化能力及更小密度的CMC材料成為了面板材料的最佳選擇。在NASA Marshall飛行中心的支持下，Refractory Composites, Inc.(RCI)公司完成了陶瓷基復(fù)合材料/金屬夾心燃燒室換熱面板的研制工作[121]。如圖46所示，該面板熱面采用CMC材料(①)面向燃燒室熱氣流，背面與鎳基合金管(②)接觸形成換熱結(jié)構(gòu)，冷面再與另外一塊CMC面板(③)接觸，通過機(jī)械連接的方式形成穩(wěn)定結(jié)構(gòu)。這種鉚接式結(jié)構(gòu)可適應(yīng)復(fù)雜型面的制造要求，并易于快速更換。為了最大限度地提高換熱效率，熱面面板CMC材料的碳纖維增強(qiáng)體采用了針刺工藝，而冷面板的增強(qiáng)碳纖維則采用了鋪層工藝。如表18[122]所示，二者的區(qū)別在于，針刺工藝的使用使得厚度方向高導(dǎo)熱纖維的數(shù)量顯著增加，從而增加了熱面板的熱導(dǎo)率，并減小了冷面板的熱導(dǎo)率，使得熱量最大限度地被金屬管中工質(zhì)帶走，提升了換熱效率。

該結(jié)構(gòu)件于2003年在馬赫數(shù)7、動(dòng)壓431.25 kPa、燃?xì)鉁囟? 500 K條件下完成考核[123]?？己诉^程中采用碳?xì)淙剂螶P-7作為冷卻劑，累計(jì)考核30 s，面板壁溫最高達(dá)1 800 K，未出現(xiàn)任何損傷，具有里程碑意義(見圖47[123])。

CMC/金屬結(jié)構(gòu)的主要問題在于需要解決面板與金屬管之間的換熱問題，后續(xù)的工作中，為了進(jìn)一步減少復(fù)合材料間的熱阻，主要采用兩類方案[124]。一類方案如圖48[124]所示，通過在合金管外壁編織高導(dǎo)熱銅網(wǎng)的方式，進(jìn)一步增大換熱速率，可在一定程度上提升換熱效率。金屬管套入銅網(wǎng)后，嵌入面板背面事先加工好的溝槽中，并與面板通過背面的彈性金屬片進(jìn)行固定，金屬管與銅網(wǎng)之間不做焊接固定，可形成自由滑動(dòng)，該結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可以較好地解決各部件間熱匹配的問題，同時(shí)保持較高的換熱效率。

圖46 CMC/金屬換熱面板[121]Fig.46 CMC/metallic heat transfer panels[121]

表18 不同增強(qiáng)體CMC材料熱導(dǎo)率[122]

圖47 CMC主動(dòng)冷卻面板[123]Fig.47 CMC active cooling panel[123]

除此之外，如圖49[124]所示，通過金屬管與CMC面板之間的直接釬焊可大幅增加其與面板的換熱面積，從而實(shí)現(xiàn)較為理想的換熱效率。法國Snecma Propulsion Solide做了較多相關(guān)工作，并對鎳基合金管及鉬錸合金管的CMC焊接式復(fù)合材料面板制造進(jìn)行了系統(tǒng)性研究。目前該類結(jié)構(gòu)的主要問題在于，鎳基金屬構(gòu)件具有較好的強(qiáng)度及較輕的重量，但材料熱膨脹系數(shù)與CMC材料差異較大，釬焊之后高溫加熱即發(fā)生開裂。而以鉬錸合金為代表的金屬體系，雖然具有更為優(yōu)良的熱匹配性及耐溫性，可有效避免高溫開裂的問題，但是該類構(gòu)件密度過大，其細(xì)長薄壁合金管材的制造成為了需要繼續(xù)突破的瓶頸技術(shù)。

圖48 CMC/金屬鑲嵌面板結(jié)構(gòu)[124]Fig.48 Structure of CMC /metallic imbedded panel[124]

圖49 釬焊式CMC/金屬面板[124]Fig.49 Brazed CMC/metallic panel[124]

與此同時(shí)，為了解決金屬管作為流道所產(chǎn)生的增重、接觸熱阻、連接及熱匹配等問題，研制全CMC材質(zhì)的熱交換面板也是該領(lǐng)域的重要方向。其中的代表性工作由美、法等多國機(jī)構(gòu)合作完成[124]。如圖50[124]所示，該構(gòu)件由冷熱兩塊CMC面板構(gòu)成，熱面板加工形成凹槽以增大冷卻工質(zhì)與熱面的換熱面積，冷面板則有橫向加工的冷卻劑集流管，兩塊面板通過靜壓或熱壓成型形成整體構(gòu)件。這種結(jié)構(gòu)簡單靈活，可通過凹槽和集流管的設(shè)計(jì)調(diào)控同時(shí)實(shí)現(xiàn)局部熱管理和燃料預(yù)熱的效果，且可加工成不同型面。該方案的核心問題在于需要解決CMC材料在制備過程中存在大量天然孔洞所帶來的泄露問題。這一問題最終通過PVD、CVD及等離子噴涂工藝在CMC面板表面沉積金屬涂層后得到解決[125-126]，115 mm×40 mm尺寸樣件在后續(xù)考核中對He、N2以及JP-7等工質(zhì)保持了良好的密封性[127]，并在最高1.5 MW/m2熱載環(huán)境的反復(fù)考核中未出現(xiàn)可檢測的損傷。

區(qū)別于對流冷卻，發(fā)汗冷卻主要通過多孔結(jié)構(gòu)中吸附的工質(zhì)以相變等方式吸熱，同時(shí)在壁面形成氣膜吸收傳入的熱量實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)。其中，多孔介質(zhì)的制備是實(shí)現(xiàn)其功能的關(guān)鍵。通過泡沫金屬[128]或利用CMC材料的天然孔洞和裂紋[129]均可實(shí)現(xiàn)發(fā)汗機(jī)制(見圖51[129])。由于CMC材料具有低熱膨脹系數(shù)、耐高溫等特點(diǎn)，使其相對于金屬發(fā)汗材料具有較為突出的優(yōu)勢，并在多個(gè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目中獲得支持[130]。其中，法國MBDA公司通過制備工藝的有效控[124]制，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室CMC面板滲透系數(shù)在10-11～10-18m2范圍內(nèi)的可控調(diào)節(jié)，一般狀態(tài)下，該結(jié)構(gòu)采用對流冷卻模式，但根據(jù)實(shí)際需求，可控制冷卻劑強(qiáng)制透過留有空隙的CMC壁板而實(shí)現(xiàn)發(fā)汗冷卻[131]。該結(jié)構(gòu)于03年獲得法國政府項(xiàng)目支持進(jìn)行地面驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，并于05年順利通過Mach 7.5、空氣/H2燃燒室的試車[132]。

圖50 全CMC主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)[124]Fig.50 All CMC active cooling structure[124]

2.8.3 Spaceliner

Spaceliner是德國宇航中心(DLR)于2005年首次提出并著手論證的一種亞軌道、帶翼高超聲速可重復(fù)使用飛行器，經(jīng)歷多年論證已發(fā)展到第7代，并于2016年首次實(shí)現(xiàn)初步方案閉合，具備從研究到結(jié)構(gòu)化開發(fā)的條件[133]。

飛行器采用助推滑翔的模式實(shí)現(xiàn)跨洲際運(yùn)輸，預(yù)計(jì)海拔80 km，最高時(shí)速超過20馬赫，為了在飛行過程中獲得良好的升阻比(預(yù)計(jì)Ma=14時(shí)為3.5)， 其覆蓋整個(gè)飛行軌跡的乘客級(jí)飛行器采用了尖銳前緣結(jié)構(gòu)(圖52[133])，使得其前緣最高溫度將超過2 500 K，其中高于1 900 K的區(qū)域面積接近20 m2，將采用主動(dòng)冷卻的方式來進(jìn)行熱防護(hù)[134]。

目前，Spaceliner的前緣熱防護(hù)主要傾向于采用由多孔C/C-SiC材料構(gòu)成前緣結(jié)構(gòu)，以液態(tài)水為冷卻介質(zhì)的發(fā)汗冷卻模式(見圖53[135])。為了更好地控制介質(zhì)流量，兩個(gè)前緣分別被分成八個(gè)獨(dú)立的冷卻室來進(jìn)行操控，腔室周長1.2 m，多孔C/C-SiC面層的厚度為10 mm(見表19)。液態(tài)水作為工質(zhì)，具有較大的比熱容以及相變焓，且安全性高，儲(chǔ)存內(nèi)壓小(100 kPa)，可減輕儲(chǔ)箱質(zhì)量[135]。

從風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果來看，水作為冷卻介質(zhì)具有非常高的冷卻效率，可實(shí)現(xiàn)目標(biāo)區(qū)域的有效熱防護(hù)，并獲得了相關(guān)項(xiàng)目支持。但是，該方案目前還存在兩個(gè)方面的問題需要解決。首先，該系統(tǒng)為開放結(jié)構(gòu)，循環(huán)泵對冷卻液流量的精確控制難度較大，當(dāng)流量過小時(shí)，冷卻區(qū)域會(huì)出現(xiàn)超溫，而當(dāng)流量較大時(shí)，過低冷卻溫度及低壓環(huán)境的出現(xiàn)，會(huì)使外表面出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象[136](見圖54)。其次，發(fā)汗冷卻所產(chǎn)生的氣流還會(huì)強(qiáng)烈地影響冷卻區(qū)下游的邊界轉(zhuǎn)捩，預(yù)計(jì)將導(dǎo)致下游產(chǎn)生局部熱點(diǎn)(見圖54[137])。

為了應(yīng)對上述可能短時(shí)間內(nèi)無法解決的問題，DLR也對對流冷卻及以熱管、高導(dǎo)熱陶瓷纖維為代表的疏導(dǎo)式熱防護(hù)方案的可行性進(jìn)行了論證[135]，以作為備選替代方案來解決尖銳前緣的熱防護(hù)問題。

圖52 飛行中的Spaceliner[133]Fig.52 Spaceliner during flight[133]

圖53 Spaceliner前緣發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)[135]Fig.53 Transpiration cooling structure of leading edge on Spaceliner [135]

表19 Spaceliner前緣發(fā)汗冷卻系統(tǒng)參數(shù)[135]

圖54 低壓結(jié)冰及邊界轉(zhuǎn)捩[136-137]Fig.54 Ice formation under low pressure and boundary-layer transition[136-137]

3 輕量化及材料評價(jià)

目前，歷經(jīng)數(shù)十年的快速發(fā)展，材料層面上已有多種方案可供熱防護(hù)系統(tǒng)選擇，但是最終方案的確定在滿足隔熱需求的同時(shí)還需要考慮總體質(zhì)量這一核心因素的影響。并且，從應(yīng)用的角度，準(zhǔn)確的材料評價(jià)體系也是可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)應(yīng)用研制過程中的重要一環(huán)。

3.1 輕量化

熱防護(hù)系統(tǒng)的整體重量對飛行器的性能會(huì)產(chǎn)生巨大的影響。以航天飛機(jī)為例，其熱防護(hù)系統(tǒng)的質(zhì)量占到了軌道器質(zhì)量的近20%。因此，輕質(zhì)熱防護(hù)方案的采用，將大幅提升飛行器的性能[31]。而輕量化不僅是熱防護(hù)材料在材料研制過程中需要考慮的問題，更是需要與飛行環(huán)境、熱防護(hù)部位相耦合的重要因素。此外，由于單一組分材料強(qiáng)度往往與密度成正相關(guān)性，過度地降低材料密度會(huì)影響其使用，因此通過合理的選材設(shè)計(jì)而達(dá)到輕量化的目的將顯得尤為重要。

以金屬TPS為例(見表7)，由于采用了金屬結(jié)構(gòu)作為抗沖刷及承力部分，其內(nèi)部隔熱層可采用無承力性能的低密度(0.05 g/cm3)氧化鋁棉及玻璃纖維棉，這就使得在增加相同厚度的條件下，金屬TPS整體的重量增加要小于剛性隔熱瓦以及某些類型的隔熱氈，從而使得材料會(huì)在在特定的使用厚度下具有顯著的質(zhì)量及耐久性優(yōu)勢[53]。

通過一維有限元分析的方法，NASA Langley中心[12]結(jié)合典型的飛行器發(fā)射及再入環(huán)境，通過對現(xiàn)有三類(陶瓷瓦、纖維氈、金屬TPS)共10種經(jīng)典的熱防護(hù)材料進(jìn)行模擬計(jì)算后發(fā)現(xiàn)，環(huán)境溫度及熱流對不同材料體系的設(shè)計(jì)質(zhì)量影響顯著，且這種變化趨勢存在顯著的差異性。其中，纖維氈在中、低溫區(qū)表現(xiàn)出了最小的應(yīng)用質(zhì)量，此時(shí)金屬TPS與隔熱瓦重量相當(dāng)，而當(dāng)溫度處于高溫區(qū)(>1 200 ℃)時(shí)，采用高溫合金及多層結(jié)構(gòu)的金屬TPS方案則表現(xiàn)出了遠(yuǎn)優(yōu)于LI-900陶瓷瓦的質(zhì)量優(yōu)勢。葉紅和王志瑾[138]在相關(guān)研究中也獲得了類似的規(guī)律，并指出飛行器再入時(shí)的溫度、載入時(shí)間以及蒙皮材料的耐溫性也是影響熱防護(hù)材料重量的重要因素(見圖55)。

圖55 載入溫度及時(shí)間對TPS重量的影響[138]Fig.55 Effect of re-entry temperature and time on TPS weight[138]

同樣，對于同一材料體系，多層結(jié)構(gòu)的組合及設(shè)計(jì)也需與使用環(huán)境相耦合，通過有限元分析，解維華等[139]研究了多種因素對材料性能的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)金屬TPS下層蜂窩夾心的存在并不會(huì)提高絕熱性且增加了結(jié)構(gòu)質(zhì)量，并提出了一種更為高效的結(jié)構(gòu)方案。由此可見，通過合理的數(shù)值模擬及參數(shù)分析來實(shí)現(xiàn)材料結(jié)構(gòu)及最佳使用環(huán)境的模擬推算，無論是對于熱防護(hù)材料還是飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的輕量化都具有重要意義。

3.2 材料評價(jià)

對于可重復(fù)使用熱防護(hù)材體系，隨著新材料的不斷研制，材料結(jié)構(gòu)組成及功能性日趨復(fù)雜化，如何對其展開評價(jià)，是材料最終走向工程化應(yīng)用的必經(jīng)之路。對于新材料體系的評價(jià)，一般需要從傳熱模型研究、熱力耦合分析、疲勞特性分析、沖擊特性分析等方面進(jìn)行[140]。

傳熱模型研究作為熱防護(hù)材料整體分析評價(jià)過程中的中心環(huán)節(jié)，隨著材料結(jié)構(gòu)的日趨復(fù)雜，其所涉及的多相介質(zhì)的傳熱機(jī)理也非常復(fù)雜。對于一個(gè)復(fù)合結(jié)構(gòu)的傳熱結(jié)構(gòu)，目前較為流行的做法是將之簡化為一個(gè)多層傳熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行處理。Daryabeigi[141]對該類結(jié)構(gòu)進(jìn)行了較為系統(tǒng)的分析研究，并提出了相關(guān)的計(jì)算模型，且通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該模型的合理性。Spinnler等借鑒了其研究成果，并指導(dǎo)了材料結(jié)構(gòu)的進(jìn)一步優(yōu)化[142]。對于傳熱分析，目前多采用有限元分析的方法進(jìn)行，其中一維有限元可適用于大部分區(qū)域的模型計(jì)算，二維有限元法則能夠在構(gòu)件邊緣處提供更為準(zhǔn)確的模型描述[12]，三維有限元法可實(shí)現(xiàn)構(gòu)件各區(qū)域的精細(xì)化表達(dá)但實(shí)際工作量過大應(yīng)用場景較少。

高馬赫數(shù)飛行過程中，熱防護(hù)材料除面臨嚴(yán)苛的熱環(huán)境外，往往還需要承受較強(qiáng)的氣動(dòng)或應(yīng)力作用，而且需要評估其與機(jī)身結(jié)構(gòu)熱膨脹特性的差異性影響，因而靜力學(xué)特性研究就成為必不可少的內(nèi)容[143]。

對熱力耦合的問題，主要采用二維有限元法來進(jìn)行分析，但目前國內(nèi)外的相關(guān)工作多停留在單純考慮溫度場帶來的力場變化，對于材料受力情況對傳熱所產(chǎn)生的影響討論較少[144]。

對于可重復(fù)使用熱防護(hù)系統(tǒng)，材料的疲勞特性是影響其可重復(fù)使用性的關(guān)鍵因素。對于金屬體系，目前已有較為成熟的無損檢測及疲勞特性評價(jià)方法[145]，可較準(zhǔn)確地獲取材料的疲勞特性信息。而對于結(jié)構(gòu)組成更為復(fù)雜的CMC材料來說，其疲勞特性分析仍然是目前的一項(xiàng)難點(diǎn)。

高馬赫數(shù)飛行環(huán)境下，高速微流體、雨蝕、沙塵、維護(hù)過程中的低速撞擊等沖擊也是可重復(fù)使用熱防護(hù)材料使用過程中必須要考慮的問題，應(yīng)盡可能地通過地面試驗(yàn)的方法模擬可能發(fā)生的顛覆性影響。目前，通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)以及數(shù)值模擬研究來獲取材料在沖擊過程中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)及破壞機(jī)制是較為主流的研究方法[146]，可較為準(zhǔn)確地預(yù)見材料在某些特定沖擊模式下的能量吸收情況[147]。

除此之外，對于CMC類材料高溫氧化行為的研究[148]以及材料裝配后所涉及的太赫茲[149]等各類無損檢測技術(shù)也是材料評價(jià)中所要研究的重點(diǎn)。

4 存在問題及挑戰(zhàn)[150-154]

4.1 原材料

受制于載荷、氣動(dòng)力/熱等因素的限制，高馬赫數(shù)飛行用可重復(fù)使用熱防護(hù)材料需要具備輕質(zhì)、高效、耐高溫、抗氧化、可重復(fù)使用等特點(diǎn)。目前成熟材料體系包括陶瓷瓦、纖維氈、高溫合金、陶瓷基復(fù)合材料等，受原材料耐溫極限及微觀結(jié)構(gòu)的限制，熱防護(hù)材料在向更高耐溫、更高效等方向擴(kuò)展的應(yīng)用進(jìn)程已逐漸受限。以本世紀(jì)初發(fā)展起來的納米隔熱材料新技術(shù)為例，通過微觀結(jié)構(gòu)調(diào)控技術(shù)的重要突破，材料隔熱效率實(shí)現(xiàn)成倍提升。但在有氧環(huán)境下，目前能保持這一結(jié)構(gòu)的成熟材料體系耐溫性普遍較低[155]。如何發(fā)展適用于超高溫(2 000～3 000 K)環(huán)境下的新一代原材料技術(shù)是目前亟待解決的重要技術(shù)難題[152]。

4.2 一體化技術(shù)

為了給飛行器贏取更多的載荷及空間，熱防護(hù)系統(tǒng)已逐漸由傳統(tǒng)的單一功能組件向功能一體化方向發(fā)展。主要包含兩個(gè)方面的趨勢：一方面，向防隔熱/結(jié)構(gòu)一體化發(fā)展；另一方面，向多功能一體化發(fā)展，如具有智能感知、自修復(fù)、熱電轉(zhuǎn)換功能的熱防護(hù)系統(tǒng)等。多功能一體化的發(fā)展賦予了熱防護(hù)系統(tǒng)新的定義，但對材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等技術(shù)也提出了巨大的挑戰(zhàn)，相關(guān)技術(shù)目前大多還處在原理驗(yàn)證階段[156]。

4.3 制造技術(shù)

復(fù)合材料、結(jié)構(gòu)的使用可實(shí)現(xiàn)防隔熱材料性能的有效提升并滿足極端環(huán)境下的使用需求，但材料組成、結(jié)構(gòu)復(fù)雜性的不斷增加，也為材料制造、加工帶來了更多的困難及不確定性，長周期、多流程、手工參與度高的制造工藝會(huì)使得不同批次產(chǎn)品間性能的離散性加大，不利于材料的應(yīng)用，甚至造成不可估量的經(jīng)濟(jì)損失和時(shí)間浪費(fèi)，以目前主流發(fā)展的陶瓷基復(fù)合材料為例，材料制備周期一般為6～12個(gè)月，材料制備周期長，工藝過程繁瑣，大尺寸樣件制備技術(shù)要求苛刻，但由于材料使用環(huán)境的特殊性，材料制備必須保證良好的工藝穩(wěn)定性，技術(shù)難度大。

如何發(fā)展穩(wěn)定的復(fù)合材料制造工藝，減少手工參與所帶來的不確定性是高性能防隔熱材料研究的重要課題[138-140]。

4.4 檢測評價(jià)及修復(fù)

以陶瓷基復(fù)合材料為代表，作為高性能防隔熱材料極為重要的發(fā)展方向，目前普遍存在有效性能評價(jià)方法缺乏、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)表征困難、材料損傷檢測難度大等問題，在作為可重復(fù)使用防隔熱材料使用過程中還存在損傷累積模式不清晰、邊界條件不明確、修復(fù)效率低、成本高等問題[139]。以航天飛機(jī)為例，其RCC翼前緣材料的脆性、受損后無法在線修復(fù)，以及隔熱瓦受雨蝕、高速微流體、結(jié)冰影響等易破損、脫落等問題大多是在飛行試驗(yàn)中暴露，部分問題甚至導(dǎo)致了嚴(yán)重的損失及不良社會(huì)效應(yīng)。

如何發(fā)展建立高效的材料評價(jià)、表征、試驗(yàn)平臺(tái)，建立可靠的材料應(yīng)用邊界及修復(fù)方法，目前并沒有統(tǒng)一的定論，也是如今高性能可重復(fù)使用防隔熱材料發(fā)展的重要方向。

5 結(jié) 論

結(jié)合國外經(jīng)典高馬赫數(shù)可重復(fù)使用飛行器的發(fā)展路線，梳理了現(xiàn)有可重復(fù)使用熱防護(hù)材料的應(yīng)用及研究進(jìn)展，并對該領(lǐng)域所存在的問題及挑戰(zhàn)進(jìn)行了探討，形成如下結(jié)論：

1) 綜合來看，在高馬赫數(shù)飛行器熱防護(hù)領(lǐng)域，被動(dòng)式熱防護(hù)材料體系仍然是目前技術(shù)成熟度最高、應(yīng)用最廣泛、選擇最多的高性能可重復(fù)使用熱防護(hù)方案，但也存在諸如使用時(shí)間較短、使用溫度上限較低等顯著缺陷。未來，針對特定使用環(huán)境，以主被動(dòng)結(jié)合為代表的多種防隔熱方式的組合式運(yùn)用，將有望實(shí)現(xiàn)防隔熱效率及應(yīng)用邊界的大幅擴(kuò)展。

2) 在大面積可重復(fù)使用熱防護(hù)材料方案上，成熟的纖維氈類材料因輕質(zhì)、高效、耐溫、經(jīng)濟(jì)及裝配性良好等特點(diǎn)，仍將在后續(xù)材料研制中占據(jù)重要地位。剛性隔熱瓦目前相對于金屬TPS及CMCs TPS系統(tǒng)在成熟度、經(jīng)濟(jì)性及制備周期上具有一定優(yōu)勢，但過高的后期維護(hù)代價(jià)使得其應(yīng)用場景對于相對較小的飛行器(X-51、X-37B、DreamChaser、CT-100等)將更為適用，對于后續(xù)類似航天飛機(jī)量級(jí)的可重復(fù)使用飛行器的大面積熱防護(hù)而言(Skylon、Spaceliner等)，采用金屬TPS及CMCs TPS為代表的具有更大單元尺寸、更好裝配維護(hù)及耐久性的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)將成為趨勢。

3) 目前防隔熱復(fù)合材料的應(yīng)用上限(如耐溫性、隔熱性能等)已逐漸受制于原材料的耐受上限及理論值，綜合利用現(xiàn)有納米材料技術(shù)、智能制造技術(shù)等多學(xué)科發(fā)展成果，在現(xiàn)有材料體系中尋找新結(jié)構(gòu)，或在成熟結(jié)構(gòu)中引入新體系，對尋找并開發(fā)新的材料類型至關(guān)重要。

4) 在熱結(jié)構(gòu)材料方面，由于同時(shí)具有輕質(zhì)、耐高溫、低熱膨脹系數(shù)、抗氧化、高強(qiáng)度等特點(diǎn)，以SiC基、氧化物基為代表的陶瓷基復(fù)合材料仍然是關(guān)注重點(diǎn)，與此同時(shí)，具有更高耐溫、抗氧化特性的超高溫陶瓷材料也逐漸被關(guān)注，是未來該領(lǐng)域的發(fā)展趨勢。

5) 隨著新材料研制的不斷推進(jìn)，材料結(jié)構(gòu)組成日趨復(fù)雜，發(fā)展系統(tǒng)、可靠的復(fù)合材料表征評價(jià)方法及修復(fù)技術(shù)，對高效可重復(fù)防隔熱材料領(lǐng)域的發(fā)展將必不可少。