第50卷第5期 哈尔滨工业大学学报 Vol 50 No 5 2018年5月 JOURNAL OF HARBIN INSTITUTE OF TECHNOLOGY May 2018 DOI:10.l1918/ J. ISsn.0367-6234.201802029 低密度烧蚀材料研究进展 程海明,洪长青,张幸红 (特种环境复合材料技术国家级重点实验室(哈尔滨工业大学),哈尔滨150080) 摘要:隨着深空探测任务发展,飞船返回舱和星际探测器的大底和侧壁等部位的高热流密度、高焓值和长气动加热时间的 热环境对热防护系统及材料的气动外形保持能力、轻量化、防热效率、隔热性能和长时间服役能力提岀了更高的要求,使得具 有烧蚀、隔热性能优异和结构重量轻等特点的低密度烧蚀树料备受关注.文章系统总结了低密度烧蚀材料的特点和发展历 程,介绍了囯内外蜂窝増强和纤维化多孔基体増强两类低密度烧蚀材料的硏究进展及实际应用现状,重点介绍了蜂窝增强硅 橡胶、蜂窝増强酚醛树脂和蜂窝増强有机硅树脂低密度烧蚀材料,以及硅树脂浸渍可重复使用陶瓷基体烧蚀材料和酚醛浸渍 碳烧蚀材料为代表的轻质陶瓷烧蚀材料.针对我国发展新一代载人飞船的近地轨道、载人登月、载人登小行星、载人登火星等 任务模式热防护系统的特殊需求,介绍了国内为新一代多用途载人飞船轻量化热防护系统研制所做的基础研究和应用研究 最后,分析了低密度烧蚀材料的国内外的技术差距并採讨了我国低密度烧蚀材料发展展望 关键词:热防护系统;深空採测;低密度烧蚀材料;综述 中图分类号:V45 文献标志码:A 文章编号:0367-6234(2018)05-001-11 An overview on low-density ablators CHENG Haiming, Hong Changqing, ZHANG Xinghong State Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments Harbin Institute of Technology ) Harbin 150080, China) Abstract: With the development of deep-space exploration, low-density ablators have received increased attention due to their distinguished features such as good ablation performance and low structure weight to fulfill the requirement of lightweight, low ablation rate, low thermal conductivity and long re-entry time of thermal protection for heatshield and backshell of planetary entry probes and re-entry capsules. The historical prospects on development of low-density ablative thermal protection systems and materials were introduced with emphasis on low density honeycomb reinforced silicon rubber, phenolic and organic silicone resin ablators, as well as the typical representative of light weight ceramic ablators LCAs) such as silicone impregnated reusable ceramic ablator SIRCA)and phenolic impregnated carbon ablator(PICA). According to the task requirements of Chinas new generation manned spacecraft, including low earth orbit flight mission, as well as manned flights to the Moon, the asteroid and the Mars, the progress of basic and applied research on lightweight thermal protection system for the spacecraft was presented. And then, it analyzes the technology gap between domestic and foreign, and provides several suggestions concerning the prospects of Chinas low-density ablator Keywords: thermal protection system; deep space exploration; low-density ablators; review 热防护系统是航空宇航工业之基础,是服役于适应更恶略热环境的烧蚀热防护材料口3 高温极端环境部件所必需的关键子系统,如在大气 自1955年陆军导弹局红石兵工厂发现烧蚀现 层中以高马赫数飞行的飞船返回舱、星际探测器、高象以来,烧蚀热防护材料的研究经过几十年发展已 超声速飞行器等.如图1所示,现有热防护系统成为最成熟的热防护技术.烧蚀防热是烧蚀材料在 及材料可以分成两种,一种为适用于相对温和热环服役环境高温连续加热下,以综合的热力、热物理 境的可重复使用(非烧蚀)热防护材料,如超高温陶热化学反应消耗材料本体的烧蚀过程,将施加于材 瓷、抗氧化碳/碳、陶瓷隔热瓦(毡)等;另外一种为料表面的高温热流转化为背向材料表面向外的质量 流和辐射流,以消耗材料的方式换取防热效果、降低 收稿日期: 热量向材料内部与结构流动的积极防热方式.烧蚀防 基金项目:因家杰出青年科学基金(515250国家自然科学基金热的防热效率高、安全系数高、可靠度高,在高热流密 作者简介:程海明(1984—),男,讲师 度环境是惟一可行的防热方法,并且结构简单一般将 洪长青(1974-),男,教授博士生导师 张幸红(1972—),男,教授,博土生导师 烧蚀材料直接胶接在承力结构上直接使用,加之材料 通信作者:张幸红,zhanghe@hit.edu.cn 密度较小,使得结构紧凑并且质量较轻←η
第 ５０ 卷 第 ５ 期 ２ ０ １ ８ 年 ５ 月 哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＨＡＲＢＩＮ ＩＮＳＴＩＴＵＴＥ ＯＦ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ Ｖｏｌ ５０ Ｎｏ ５ Ｍａｙ ２０１８ ＤＯＩ：１０．１１９１８ ／ ｊ．ｉｓｓｎ．０３６７⁃６２３４．２０１８０２０２９ 低密度烧蚀材料研究进展 程海明， 洪长青， 张幸红 （特种环境复合材料技术国家级重点实验室（哈尔滨工业大学），哈尔滨 １５００８０） 摘 要： 随着深空探测任务发展，飞船返回舱和星际探测器的大底和侧壁等部位的高热流密度、高焓值和长气动加热时间的 热环境对热防护系统及材料的气动外形保持能力、轻量化、防热效率、隔热性能和长时间服役能力提出了更高的要求，使得具 有烧蚀、隔热性能优异和结构重量轻等特点的低密度烧蚀材料备受关注． 文章系统总结了低密度烧蚀材料的特点和发展历 程，介绍了国内外蜂窝增强和纤维化多孔基体增强两类低密度烧蚀材料的研究进展及实际应用现状，重点介绍了蜂窝增强硅 橡胶、蜂窝增强酚醛树脂和蜂窝增强有机硅树脂低密度烧蚀材料，以及硅树脂浸渍可重复使用陶瓷基体烧蚀材料和酚醛浸渍 碳烧蚀材料为代表的轻质陶瓷烧蚀材料． 针对我国发展新一代载人飞船的近地轨道、载人登月、载人登小行星、载人登火星等 任务模式热防护系统的特殊需求，介绍了国内为新一代多用途载人飞船轻量化热防护系统研制所做的基础研究和应用研究． 最后，分析了低密度烧蚀材料的国内外的技术差距并探讨了我国低密度烧蚀材料发展展望． 关键词： 热防护系统；深空探测；低密度烧蚀材料；综述 中图分类号： Ｖ４５ 文献标志码： Ａ 文章编号： ０３６７－６２３４（２０１８）０５－０００１－１１ Ａｎ ｏｖｅｒｖｉｅｗ ｏｎ ｌｏｗ⁃ｄｅｎｓｉｔｙ ａｂｌａｔｏｒｓ ＣＨＥＮＧ Ｈａｉｍｉｎｇ， Ｈｏｎｇ Ｃｈａｎｇｑｉｎｇ， ＺＨＡＮＧ Ｘｉｎｇｈｏｎｇ （Ｓｔａｔｅ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｎ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ ｉｎ Ｓｐｅｃｉａｌ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｓ （Ｈａｒｂｉｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ）， Ｈａｒｂｉｎ １５００８０， Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｄｅｅｐ⁃ｓｐａｃｅ ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ， ｌｏｗ⁃ｄｅｎｓｉｔｙ ａｂｌａｔｏｒｓ ｈａｖｅ ｒｅｃｅｉｖｅｄ ｉｎｃｒｅａｓｅｄ ａｔｔｅｎｔｉｏｎ ｄｕｅ ｔｏ ｔｈｅｉｒ ｄｉｓｔｉｎｇｕｉｓｈｅｄ ｆｅａｔｕｒｅｓ ｓｕｃｈ ａｓ ｇｏｏｄ ａｂｌａｔｉｏｎ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ａｎｄ ｌｏｗ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｗｅｉｇｈｔ ｔｏ ｆｕｌｆｉｌｌ ｔｈｅ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔ， ｌｏｗ ａｂｌａｔｉｏｎ ｒａｔｅ， ｌｏｗ ｔｈｅｒｍａｌ ｃｏｎｄｕｃｔｉｖｉｔｙ ａｎｄ ｌｏｎｇ ｒｅ⁃ｅｎｔｒｙ ｔｉｍｅ ｏｆ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｆｏｒ ｈｅａｔｓｈｉｅｌｄ ａｎｄ ｂａｃｋｓｈｅｌｌ ｏｆ ｐｌａｎｅｔａｒｙ ｅｎｔｒｙ ｐｒｏｂｅｓ ａｎｄ ｒｅ⁃ｅｎｔｒｙ ｃａｐｓｕｌｅｓ． Ｔｈｅ ｈｉｓｔｏｒｉｃａｌ ｐｒｏｓｐｅｃｔｓ ｏｎ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｌｏｗ⁃ｄｅｎｓｉｔｙ ａｂｌａｔｉｖｅ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍｓ ａｎｄ ｍａｔｅｒｉａｌｓ ｗｅｒｅ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ ｗｉｔｈ ｅｍｐｈａｓｉｓ ｏｎ ｌｏｗ⁃ ｄｅｎｓｉｔｙ ｈｏｎｅｙｃｏｍｂ ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｓｉｌｉｃｏｎ ｒｕｂｂｅｒ， ｐｈｅｎｏｌｉｃ ａｎｄ ｏｒｇａｎｉｃ ｓｉｌｉｃｏｎｅ ｒｅｓｉｎ ａｂｌａｔｏｒｓ， ａｓ ｗｅｌｌ ａｓ ｔｈｅ ｔｙｐｉｃａｌ ｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅ ｏｆ ｌｉｇｈｔ ｗｅｉｇｈｔ ｃｅｒａｍｉｃ ａｂｌａｔｏｒｓ （ ＬＣＡｓ） ｓｕｃｈ ａｓ ｓｉｌｉｃｏｎｅ ｉｍｐｒｅｇｎａｔｅｄ ｒｅｕｓａｂｌｅ ｃｅｒａｍｉｃ ａｂｌａｔｏｒ （ＳＩＲＣＡ） ａｎｄ ｐｈｅｎｏｌｉｃ ｉｍｐｒｅｇｎａｔｅｄ ｃａｒｂｏｎ ａｂｌａｔｏｒ （ＰＩＣＡ）． Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ ｔａｓｋ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ｏｆ Ｃｈｉｎａ’ ｓ ｎｅｗ⁃ ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ ｍａｎｎｅｄ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ， ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｌｏｗ ｅａｒｔｈ ｏｒｂｉｔ ｆｌｉｇｈｔ ｍｉｓｓｉｏｎ， ａｓ ｗｅｌｌ ａｓ ｍａｎｎｅｄ ｆｌｉｇｈｔｓ ｔｏ ｔｈｅ Ｍｏｏｎ， ｔｈｅ ａｓｔｅｒｏｉｄ ａｎｄ ｔｈｅ Ｍａｒｓ， ｔｈｅ ｐｒｏｇｒｅｓｓ ｏｆ ｂａｓｉｃ ａｎｄ ａｐｐｌｉｅｄ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ｔｈｅ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ｗａｓ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ． Ａｎｄ ｔｈｅｎ， ｉｔ ａｎａｌｙｚｅｓ ｔｈｅ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｇａｐ ｂｅｔｗｅｅｎ ｄｏｍｅｓｔｉｃ ａｎｄ ｆｏｒｅｉｇｎ， ａｎｄ ｐｒｏｖｉｄｅｓ ｓｅｖｅｒａｌ ｓｕｇｇｅｓｔｉｏｎｓ ｃｏｎｃｅｒｎｉｎｇ ｔｈｅ ｐｒｏｓｐｅｃｔｓ ｏｆ Ｃｈｉｎａ’ｓ ｌｏｗ⁃ｄｅｎｓｉｔｙ ａｂｌａｔｏｒｓ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ： ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ； ｄｅｅｐ ｓｐａｃｅ ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ； ｌｏｗ⁃ｄｅｎｓｉｔｙ ａｂｌａｔｏｒｓ； ｒｅｖｉｅｗ 收稿日期： 基金项目： 国家杰出青年科学基金（５１５２５２０１）， 国家自然科学基金 创新研究群体（１１４２１０９１） 作者简介： 程海明（１９８４—），男，讲师； 洪长青（１９７４—），男，教授，博士生导师； 张幸红（１９７２—），男，教授，博士生导师 通信作者： 张幸红，ｚｈａｎｇｘｈ＠ ｈｉｔ．ｅｄｕ．ｃｎ 热防护系统是航空宇航工业之基础，是服役于 高温极端环境部件所必需的关键子系统，如在大气 层中以高马赫数飞行的飞船返回舱、星际探测器、高 超声速飞行器等［１］ ． 如图 １ 所示，现有热防护系统 及材料可以分成两种，一种为适用于相对温和热环 境的可重复使用（非烧蚀）热防护材料，如超高温陶 瓷、抗氧化碳／ 碳、陶瓷隔热瓦（毡） 等；另外一种为 适应更恶略热环境的烧蚀热防护材料［２－３］ ． 自 １９５５ 年陆军导弹局红石兵工厂发现烧蚀现 象以来，烧蚀热防护材料的研究经过几十年发展已 成为最成熟的热防护技术． 烧蚀防热是烧蚀材料在 服役环境高温连续加热下，以综合的热力、热物理、 热化学反应消耗材料本体的烧蚀过程，将施加于材 料表面的高温热流转化为背向材料表面向外的质量 流和辐射流，以消耗材料的方式换取防热效果、降低 热量向材料内部与结构流动的积极防热方式． 烧蚀防 热的防热效率高、安全系数高、可靠度高，在高热流密 度环境是惟一可行的防热方法，并且结构简单一般将 烧蚀材料直接胶接在承力结构上直接使用，加之材料 密度较小，使得结构紧凑并且质量较轻［４－７］ ．
哈尔滨工业大学学报 第50卷 350 SHUTTLE ↓器 APOLLO 50 ELOCITYx10'ft/sec(APPROXIMATE MACH NUMBER 图1可重复使用和烧蚀TPS适用的再入轨道 ig. I Re-entry trajectory of reusable and ablative TPS(31 针对不同的热环境目前已经发展多种结构形式短切石英纤维、短切碳纤维、酚醛空心微球、玻璃空 和基于不同防热机理的烧蚀材料.为超高温、超高心微球和辐射剂等多种功能填料;或是将蜂窝增强 热流、高驻点压力及高速粒子冲刷等极端恶劣环境低密度烧蚀材料的填充相单独使用,也可理解为添 短时间使用的远程火箭或洲际导弹,形成了碳/碳、加功能填料的短切纤维增强树脂复合材料,以及多 碳/酚醛及高硅氧/酚醛为代表的标准密度烧蚀材孔树脂(酚醛或有机硅树脂)浸渍三维纤维(陶瓷纤 料;而为高气流焓值、中低热流密度、低驻点压力的维或碳纤维)预制体构成的纤维预制体增强低密度 长再人时间环境的飞船返回舱或星际探测器等,研烧蚀材料,以及其他结构形式的低密度烧蚀材料. 制了以硅橡胶或酚醛、有机硅树脂为基体的低密度 烧蚀材料.本文从低密度烧蚀材料的发展历史、研2国外低密度烧蚀材料研究进展 究现状和工程应用几个方面介绍了国内外低密度烧2.1蜂窝增强低密度烧蚀材料 蚀材料的研究进展与现状 2.1.1蜂窝增强硅橡胶 1低密度烧蚀材料的提出与发展 60年代,美国在地球轨道载人飞船双子星座座 舱热防护结构中受到的热流最大的钝头部分采用了 早期的返回式卫星或飞船返回舱的热防护直接密度约0.87g/cm3的玻璃纤维/酚醛蜂窝增强双组 使用弹道导弹再入弹头的烧蚀材料,如美国地球轨份甲基硅橡胶DC325/HC低密度烧蚀材料,添加二 道载人飞船水星号的热防护结构中受到的热流最大氧化钛和空心玻璃微球提髙硅橡胶的隔热和耐热性 的钝头部分采用的标准密度(173g/cm3)的玻璃纤并降低密度0.双子星座共完成9次地球轨道再 维/酚醛复合材料{.通过硏究飞船返回舱的热防人,其峰值热流、再入时间和总加热量分别为 护机理发现质量引射效应可以担负主要的防热机1.355MW/m2、300-600s、144-275MJ/m2.DC325/ 制,即当热防护系统采用气化分数很高的材料时,烧HC防热结构采用将硅橡胶和功能填料振动灌注蜂 蚀材料热解气体质量引射的热阻塞效应系数Φ=窝芯方法成型.DC325/HC表现岀低密度和低导热 q(引射)/q(无引射)可达到0.2~0.3,即70% 系数、高热阻塞效应、耐烧蚀、耐高低温交变和耐高 80%的气动加热是由质量引射带走的,在这一研究温气流冲刷的优良性能,较好地解决了近地轨道再 成果的引导下,研究了大量的低密度烧蚀材料.低入的防热问题,但存在密度相对较高、强度低和界面 密度烧蚀材料,密度范围一般在02-0.9g/cm39之粘结性差以及烧蚀热效率低等不足[2),为此,为月 间,以低密度三维结构的纤维蜂窝或织物等预制体球返回舱和行星进入探测器热防护,美国开展了蜂 为增强相,硅橡胶或酚醛、有杋硅树脂为基体,并辅窝増强酚醛或有机硅树脂烧蚀材料的硏究 以酚醛空心微球、玻璃空心微球和反红外辐射遮光2.1.2蜂窝增强酚醛 剂等功能填料,经过特殊的成型工艺复合而成.按 美国进行载人登月计划时发现,从月球以接近 照结构主要可分为硅橡胶或酚醛、有机硅树脂填充第二宇宙速度返回的阿波罗飞船指令舱的气动力、 玻璃纤维/酚醛、高硅氧/酚醛或碳/酚醛蜂窝构成的热环境更加严酷(再亼轨道超过120km,热流密度、 蜂窝增强低密度烧蚀材料,并在树脂填充相内添加气动剪切力和焓值是近地轨道再人的3-5倍),要
FAR SOLAR SYSTEM RETURN MARS RETURN APOLLO SHUTTLE 105 90 75 60 45 30 15 0 350 300 250 200 150 100 50 0 ALTITU DE?10-3 km 10 20 30 40 50 60 10-7 10-6 10-5 10-4 10-3 10-2 10-1 10 ELOCITY?10-3 ft/sec(APPROXIMATEMACHNUMBER 0 3 6 9 12 15 1820 km/sec DENSITY,ρ/ρ0 图 １ 可重复使用和烧蚀 ＴＰＳ 适用的再入轨道［３］ Ｆｉｇ．１ Ｒｅ－ｅｎｔｒｙ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｏｆ ｒｅｕｓａｂｌｅ ａｎｄ ａｂｌａｔｉｖｅ ＴＰＳ ［３］ 针对不同的热环境目前已经发展多种结构形式 和基于不同防热机理的烧蚀材料． 为超高温、超高 热流、高驻点压力及高速粒子冲刷等极端恶劣环境 短时间使用的远程火箭或洲际导弹，形成了碳／ 碳、 碳／ 酚醛及高硅氧／ 酚醛为代表的标准密度烧蚀材 料；而为高气流焓值、中低热流密度、低驻点压力的 长再入时间环境的飞船返回舱或星际探测器等，研 制了以硅橡胶或酚醛、有机硅树脂为基体的低密度 烧蚀材料． 本文从低密度烧蚀材料的发展历史、研 究现状和工程应用几个方面介绍了国内外低密度烧 蚀材料的研究进展与现状． １ 低密度烧蚀材料的提出与发展 早期的返回式卫星或飞船返回舱的热防护直接 使用弹道导弹再入弹头的烧蚀材料，如美国地球轨 道载人飞船水星号的热防护结构中受到的热流最大 的钝头部分采用的标准密度（１．７３ ｇ ／ ｃｍ ３ ）的玻璃纤 维／ 酚醛复合材料［８］ ． 通过研究飞船返回舱的热防 护机理发现质量引射效应可以担负主要的防热机 制，即当热防护系统采用气化分数很高的材料时，烧 蚀材料热解气体质量引射的热阻塞效应系数 Φ ＝ ｑ（引射） ／ ｑ（无引射） 可达到 ０．２ ～ ０．３， 即 ７０％ ～ ８０％的气动加热是由质量引射带走的，在这一研究 成果的引导下，研究了大量的低密度烧蚀材料． 低 密度烧蚀材料，密度范围一般在 ０．２～０．９ ｇ ／ ｃｍ ３ ［９］之 间，以低密度三维结构的纤维蜂窝或织物等预制体 为增强相，硅橡胶或酚醛、有机硅树脂为基体，并辅 以酚醛空心微球、玻璃空心微球和反红外辐射遮光 剂等功能填料，经过特殊的成型工艺复合而成． 按 照结构主要可分为硅橡胶或酚醛、有机硅树脂填充 玻璃纤维／ 酚醛、高硅氧／ 酚醛或碳／ 酚醛蜂窝构成的 蜂窝增强低密度烧蚀材料，并在树脂填充相内添加 短切石英纤维、短切碳纤维、酚醛空心微球、玻璃空 心微球和辐射剂等多种功能填料；或是将蜂窝增强 低密度烧蚀材料的填充相单独使用，也可理解为添 加功能填料的短切纤维增强树脂复合材料，以及多 孔树脂（酚醛或有机硅树脂）浸渍三维纤维（陶瓷纤 维或碳纤维）预制体构成的纤维预制体增强低密度 烧蚀材料，以及其他结构形式的低密度烧蚀材料． ２ 国外低密度烧蚀材料研究进展 ２．１ 蜂窝增强低密度烧蚀材料 ２．１．１ 蜂窝增强硅橡胶 ６０ 年代，美国在地球轨道载人飞船双子星座座 舱热防护结构中受到的热流最大的钝头部分采用了 密度约 ０．８７ ｇ ／ ｃｍ ３的玻璃纤维／ 酚醛蜂窝增强双组 份甲基硅橡胶 ＤＣ３２５ ／ ＨＣ 低密度烧蚀材料，添加二 氧化钛和空心玻璃微球提高硅橡胶的隔热和耐热性 并降低密度［１０－１１］ ． 双子星座共完成 ９ 次地球轨道再 入，其 峰 值 热 流、 再 入 时 间 和 总 加 热 量 分 别 为 １．３５５ ＭＷ／ ｍ ２ 、３００－６００ ｓ、１４４－２７５ ＭＪ／ ｍ ２ ． ＤＣ３２５ ／ ＨＣ 防热结构采用将硅橡胶和功能填料振动灌注蜂 窝芯方法成型． ＤＣ３２５ ／ ＨＣ 表现出低密度和低导热 系数、高热阻塞效应、耐烧蚀、耐高低温交变和耐高 温气流冲刷的优良性能，较好地解决了近地轨道再 入的防热问题，但存在密度相对较高、强度低和界面 粘结性差以及烧蚀热效率低等不足［１２］ ，为此，为月 球返回舱和行星进入探测器热防护，美国开展了蜂 窝增强酚醛或有机硅树脂烧蚀材料的研究． ２．１．２ 蜂窝增强酚醛 美国进行载人登月计划时发现，从月球以接近 第二宇宙速度返回的阿波罗飞船指令舱的气动力、 热环境更加严酷（再入轨道超过 １２０ ｋｍ，热流密度、 气动剪切力和焓值是近地轨道再入的 ３－５ 倍），要 ·２· 哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 第 ５０ 卷
第5期 程海明,等:低密度烧蚀材料研究进展 求热防护材料具有更高的抗气流剪切能力和多样化则构成喷涂型SLA-S{2),LA-561S在火星探路者 的烧蚀机理,已经超出了主要依靠热阻塞效应的蜂MPF和火星探测漫游者MER及风凰号的背板取得 窝增强硅橡胶DC325/H℃的使用范围.其次,飞船应用,SLA也用于航天飞机燃料外储箱的隔热保 指令舱半弹道-跳跃再入的气动加热时间延长要求温( 热防护材料有更好的隔热性能,并且二次再入会对2.1.4新型酚-碳烧蚀材料 已发生烧蚀的材料表面产生热冲击,要求表面烧蚀 90年代以后,为了满足星际探测飞行器的的非 层不能开裂、脱落,对表面烧蚀层的结构稳定性和完氧化性气氛防热需要,针对 AVCOAT的密度较高和 整性要求更高.此外,执行登月任务的阿波罗飞船高热导率等不足,美国应用研究协会ARA研制了密 系统更为复杂且重量更大,对热防护系统的轻量化度在0.32~0.58g/cm3的 Phencarb系列低密度烧蚀 提出更高要求.研制了采用酚醛-环氧树脂树脂为材料. Phen Carb采用的是大尺寸 Flex core蜂窝 基体,密度更低(0.55g/cm3)的玻璃纤维/酚醛蜂窝并且采用HCPA或SCBA成型工艺将含有酚醛树脂 增强 AVCOAT,在基体中添加玻璃空心微珠、酚醛空和低密度功能填料混合物灌注蜂窝,相比于SLA· 心微球、短切石英纤维等功能填料1-. AVCOAT561V制备过程更加简单且成本更低.NASA对 保证了阿波罗飞船的包括8次载人着陆月球任务在 Phen Carb的风洞考核结果显示, Phen Carb主要用于 内∏1次飞行,在登月任务中月地再入的峰值热流、热流密度225~575W/cm2的热环境,在722w/cm2 再人入时间和总加热量分别为2.822Mw/m2、674~的短时间(-25s)测试也同样有较好的结果,甚至 1000s和505MJ/m2. AVCOAT系列烧蚀材料被认也有报道可以承受1000W/cm2的热环境{3] 为是最可靠、高效和成熟的低密度烧蚀材料.190 s Phen Carb在烧蚀表面能够形成坚固的碳化层,既能 年代,随着美国再次启动星际探测, AVCOAT被选择够抵抗冲刷以保持外形稳定且具有较高的辐射散热 作为新一代飞船猎户座载人探测飞船防热大能力,因此是非氧大气层星球进入的极好的防热材 底.2014年使用新一代 AVCOAT的猎户座载料, Phen car-20和 Phen carb-14被选择作为土卫 人探测飞船完成了首次EFI-1探索飞行测试. 六 Titan探测器的防热大底和背板防热材料 2.1.3超轻质烧蚀材料 2.1.5有机硅增强烧蚀材料 70年代初,针对火星探测器的热环境,洛克希 同期,美国应用研究协会ARA研制了密度在 德·马丁研制了SIA.SLA采用了 Flex core蜂窝替0.22-0.38g/cm3的蜂窝增强有机硅树脂SRAM低 换 AVCOAT等普遍采用的传统六边形蜂窝,Flex密度烧蚀材料.SRAM采用HCPA或SCBA成型工 Core蜂窝格子尺寸更大,接近254mm,单孔面积和艺将含有硅树脂和填料的混合物填充 Flex core大 枚邮票相当,具有更强的变形能力,而且可以根据孔蜂窝,相比于SLA-56V制备过程更加简单且成 不同热环境选取蜂窝的纤维种类,如玻璃纤维或碳本更低.NASA对SRAM的烧蚀考核结果表明在 纤维等.SLA选择是在 Flex core玻璃纤维/酚醛蜂热流密度小于120W/cm2以内SRAM仅有很小或是 窝,填充相则是添加短切石英纤维、短切碳纤维、软不出现烧蚀后退,在120W/cm2以上热流密度环境 木、酚醛空心微球和玻璃空心微珠的有机硅树脂构烧蚀有明显的表面后退.低密度的SRAM-14 成的低密度烧蚀材料-,密度可降低到0.256g/(0.22g/cm3)是火星科学实验室MSL防热大底的 cm3.SLA用于Ⅴ iking i和 VikingⅡ火星探测器的防备选防热材料之一,在模拟火星登陆环境的烧蚀考 热大底.90年代后,随着以火星探测为代表的深核中,烧蚀表面上虽然可以玻璃纤维界面条带但是 空探测再次启动,洛克希德·马丁将SLA的Flex没有玻璃纤维融化的迹象,即典型的碳化型烧蚀表 Core玻璃纤维/酚醛蜂窝与承力结构蜂窝夹心结构面,经过140W/cm2热流密度烧蚀后材料表面光滑 板的碳纤维面板直接连接,升级为SLA_561V2.发生了碳化但是表面后退比较明显,SRAM-14能承 被应用于火星探路者MPF、火星探测漫游者MER、受的热流密度最高可达300~400W/cm21.密度 凤凰号等火星探测器的防热大底,好奇号火星科学略高的SRAM-20(0.320g/cm3)能够形成高强度且 实验室、星尘号试样返回舱和起源号试样返回舱背结构完整的烧蚀碳化层,提供良好的抗气流冲刷、隔 板防热{2-).截至目前SLA-561V是认为是美国最热和反向辐射性能.SRAM-20在140~255wW/cm2 为成熟可靠的背风面防热材料.在登陆火星探测任范围对流加热环境中有极的抗烧蚀隔热表现,峰值 务中火星进入的峰值热流、再入时间和总加热量分热流达到300W/cm2仍有较好防热效果,并且能够 别为0.26~1.2MW/m2、70~220s和35MJ/m2.此承受400W/cm2的短时间热环境.SRAM-20因其突 外,将SLA蜂窝内填充相单独喷涂在承力结构表面出的韧性和可靠的碳化层在 NASA X-38飞行器重
求热防护材料具有更高的抗气流剪切能力和多样化 的烧蚀机理，已经超出了主要依靠热阻塞效应的蜂 窝增强硅橡胶 ＤＣ３２５ ／ ＨＣ 的使用范围． 其次，飞船 指令舱半弹道－跳跃再入的气动加热时间延长要求 热防护材料有更好的隔热性能，并且二次再入会对 已发生烧蚀的材料表面产生热冲击，要求表面烧蚀 层不能开裂、脱落，对表面烧蚀层的结构稳定性和完 整性要求更高． 此外，执行登月任务的阿波罗飞船 系统更为复杂且重量更大，对热防护系统的轻量化 提出更高要求． 研制了采用酚醛－环氧树脂树脂为 基体，密度更低（０．５５ ｇ ／ ｃｍ ３ ）的玻璃纤维／ 酚醛蜂窝 增强 ＡＶＣＯＡＴ，在基体中添加玻璃空心微珠、酚醛空 心微球、短切石英纤维等功能填料［１３－１５］ ． ＡＶＣＯＡＴ 保证了阿波罗飞船的包括 ８ 次载人着陆月球任务在 内 １１ 次飞行，在登月任务中月地再入的峰值热流、 再入时间和总加热量分别为 ２． ８２２ ＭＷ／ ｍ ２ 、６７４ ～ １ ０００ ｓ和 ５０５ ＭＪ／ ｍ ２ ． ＡＶＣＯＡＴ 系列烧蚀材料被认 为是最可靠、高效和成熟的低密度烧蚀材料． １９９０ｓ 年代，随着美国再次启动星际探测，ＡＶＣＯＡＴ 被选择 作 为 新 一 代 飞 船 猎 户 座 载 人 探 测 飞 船 防 热 大 底［１６－１７］ ． ２０１４ 年使用新一代 ＡＶＣＯＡＴ 的猎户座载 人探测飞船完成了首次 ＥＦＴ－１ 探索飞行测试． ２．１．３ 超轻质烧蚀材料 ７０ 年代初，针对火星探测器的热环境，洛克希 德·马丁研制了 ＳＬＡ． ＳＬＡ 采用了 Ｆｌｅｘ Ｃｏｒｅ 蜂窝替 换 ＡＶＣＯＡＴ 等普遍采用的传统六边形蜂窝， Ｆｌｅｘ Ｃｏｒｅ 蜂窝格子尺寸更大，接近 ２５．４ ｍｍ，单孔面积和 一枚邮票相当，具有更强的变形能力，而且可以根据 不同热环境选取蜂窝的纤维种类，如玻璃纤维或碳 纤维等． ＳＬＡ 选择是在 Ｆｌｅｘ Ｃｏｒｅ 玻璃纤维／ 酚醛蜂 窝，填充相则是添加短切石英纤维、短切碳纤维、软 木、酚醛空心微球和玻璃空心微珠的有机硅树脂构 成的低密度烧蚀材料［１８－１９］ ，密度可降低到 ０．２５６ ｇ ／ ｃｍ ３ ． ＳＬＡ 用于 Ｖｉｋｉｎｇ Ｉ 和 Ｖｉｋｉｎｇ ＩＩ 火星探测器的防 热大底［２０］ ． ９０ 年代后，随着以火星探测为代表的深 空探测再次启动，洛克希德·马丁将 ＳＬＡ 的 Ｆｌｅｘ Ｃｏｒｅ 玻璃纤维／ 酚醛蜂窝与承力结构蜂窝夹心结构 板的碳纤维面板直接连接，升级为 ＳＬＡ－５６１Ｖ ［２１－２２］ ． 被应用于火星探路者 ＭＰＦ、火星探测漫游者 ＭＥＲ、 凤凰号等火星探测器的防热大底，好奇号火星科学 实验室、星尘号试样返回舱和起源号试样返回舱背 板防热［２３－２６］ ． 截至目前 ＳＬＡ－５６１Ｖ 是认为是美国最 为成熟可靠的背风面防热材料． 在登陆火星探测任 务中火星进入的峰值热流、再入时间和总加热量分 别为 ０．２６ ～ １．２ ＭＷ／ ｍ ２ 、７０ ～ ２２０ ｓ 和３５ ＭＪ／ ｍ ２ ． 此 外，将 ＳＬＡ 蜂窝内填充相单独喷涂在承力结构表面 则构成喷涂型 ＳＬＡ－Ｓ ［２７］ ，ＳＬＡ－５６１Ｓ 在火星探路者 ＭＰＦ 和火星探测漫游者 ＭＥＲ 及凤凰号的背板取得 应用，ＳＬＡ 也用于航天飞机燃料外储箱的隔热保 温［２８］ ． ２．１．４ 新型酚－碳烧蚀材料 ９０ 年代以后，为了满足星际探测飞行器的的非 氧化性气氛防热需要，针对 ＡＶＣＯＡＴ 的密度较高和 高热导率等不足，美国应用研究协会 ＡＲＡ 研制了密 度在 ０．３２～０．５８ ｇ ／ ｃｍ ３的 ＰｈｅｎＣａｒｂ 系列低密度烧蚀 材料［２９］ ． ＰｈｅｎＣａｒｂ 采用的是大尺寸 Ｆｌｅｘ Ｃｏｒｅ 蜂窝， 并且采用 ＨＣＰＡ 或 ＳＣＢＡ 成型工艺将含有酚醛树脂 和低密度功能填料混合物灌注蜂窝，相比于 ＳＬＡ－ ５６１Ｖ 制备过程更加简单且成本更低［３０］ ． ＮＡＳＡ 对 ＰｈｅｎＣａｒｂ 的风洞考核结果显示，ＰｈｅｎＣａｒｂ 主要用于 热流密度 ２２５～５７５ Ｗ／ ｃｍ ２的热环境，在 ７２２ Ｗ／ ｃｍ ２ 的短时间（ ～ ２５ ｓ）测试也同样有较好的结果，甚至 也 有 报 道 可 以 承 受 １ ０００ Ｗ／ ｃｍ ２ 的 热 环 境［３１］ ． ＰｈｅｎＣａｒｂ 在烧蚀表面能够形成坚固的碳化层，既能 够抵抗冲刷以保持外形稳定且具有较高的辐射散热 能力，因此是非氧大气层星球进入的极好的防热材 料，ＰｈｅｎＣａｒｂ－２０ 和 ＰｈｅｎＣａｒｂ－１４ 被选择作为土卫 六 Ｔｉｔａｎ 探测器的防热大底和背板防热材料． ２．１．５ 有机硅增强烧蚀材料 同期，美国应用研究协会 ＡＲＡ 研制了密度在 ０．２２～０．３８ ｇ ／ ｃｍ ３的蜂窝增强有机硅树脂 ＳＲＡＭ 低 密度烧蚀材料． ＳＲＡＭ 采用 ＨＣＰＡ 或 ＳＣＢＡ 成型工 艺将含有硅树脂和填料的混合物填充 Ｆｌｅｘ Ｃｏｒｅ 大 孔蜂窝，相比于 ＳＬＡ－５６１Ｖ 制备过程更加简单且成 本更低［３２］ ． ＮＡＳＡ 对 ＳＲＡＭ 的烧蚀考核结果表明在 热流密度小于 １２０ Ｗ／ ｃｍ ２以内 ＳＲＡＭ 仅有很小或是 不出现烧蚀后退，在 １２０ Ｗ／ ｃｍ ２以上热流密度环境 烧蚀有明显的表面后退［３３］ ． 低密度的 ＳＲＡＭ － １４ （０．２２ ｇ ／ ｃｍ ３ ）是火星科学实验室 ＭＳＬ 防热大底的 备选防热材料之一，在模拟火星登陆环境的烧蚀考 核中，烧蚀表面上虽然可以玻璃纤维界面条带但是 没有玻璃纤维融化的迹象，即典型的碳化型烧蚀表 面，经过 １４０ Ｗ／ ｃｍ ２热流密度烧蚀后材料表面光滑 发生了碳化但是表面后退比较明显，ＳＲＡＭ－１４ 能承 受的热流密度最高可达 ３００ ～ ４００ Ｗ／ ｃｍ ２ ［３４］ ． 密度 略高的 ＳＲＡＭ－２０（０．３２０ ｇ ／ ｃｍ ３ ）能够形成高强度且 结构完整的烧蚀碳化层，提供良好的抗气流冲刷、隔 热和反向辐射性能． ＳＲＡＭ－２０ 在 １４０ ～ ２５５ Ｗ／ ｃｍ ２ 范围对流加热环境中有极的抗烧蚀隔热表现，峰值 热流达到 ３００ Ｗ／ ｃｍ ２仍有较好防热效果，并且能够 承受 ４００ Ｗ／ ｃｍ ２的短时间热环境． ＳＲＡＭ－２０ 因其突 出的韧性和可靠的碳化层在 ＮＡＳＡ Ｘ－３８ 飞行器重 第 ５ 期 程海明， 等： 低密度烧蚀材料研究进展 ·３·
哈尔滨工业大学学报 第50卷 要部件 aerodynamic keel得到应用,也被选择作为火热防护系统使用的第二代陶瓷隔热瓦,由80%的二 星科学实验室MSL锥形防热大底的前端和肩部的氧化硅纤维、20%的 Nextel硼酸铝纤维和少量SiC 备选材料x 反红外辐射遮光剂组成. SIRCA在热流密度200W/ 2.1.6波音轻质烧蚀材料 cm2以内热环境具有最佳的综合性能. SIRCA在 BLA是由美国波音公司研发的低成本有机硅 NASA X-34的机翼前缘和鼻锥{“-1、火星探测漫 树脂密度约0.32g/cm3的低密度烧蚀材料.BLA在游者MR的降落伞减速系统的背面接口面板以及 基底硅树脂内添加二氧化硅空心微球、固化剂和稀反推系统发动机,德国Kter公司K-1型可重 释剂混合物,构成的最终密度约0.32g/cm3的低密复使用运载器的鼻锥及其他高温部位应用. 度烧蚀材料.BLλA低密度烧蚀材料具有的髙强度、2.2.2酚醛浸渍碳烧蚀材料 高抵抗剥蚀能力、耐久性、低导热系数,还具有射频 PICA由多孔酚醛浸渍碳纤维预制体 FiberForm 透过性(超过50%)、抗潮湿性与低成本的特点,在构成的低密度(0224-0.321g/cm3)碳/酚醛烧蚀材 高马赫数条件下承受1760℃时只发生缓慢烧蚀,料]. NASA Ames研究中心的热防护系统与材料 后退率接近率约00762mm/s明.波音公司在原材团队设计开发的特殊浸渍技术可以控制酚醛树脂在 料和材料成型等方进行了大量系列硏究降低材料成PICA中的浸渍量和保证酚醛树脂均匀分布,而 本并简化材料成型过程.BLA的硅树脂、催化剂、空 Fiber Forn则由 Fiber materials Inc的低密度低热导 心微球和稀释剂等原材料均采用价格更低廉商用原率的碳/碳复合材料,通过特殊的成型技术可以控制 料,并且在引入稀释剂调整树脂粘度降低成型难度碳纤维空间分布形态获得最优的厚度方向的耐烧蚀 并减少二氧化硅空心微球的破裂,使得完全催化的和隔热性能 硅树脂的室温使用期延长至24h,并可以采用真空 导人、真空袋压、模压等成熟的复合材料成型工艺制 备BLA轻质烧蚀.BLA在NASA的多个项目上进行 了飞行验证和实际应用,X-51A的弹体大量采用了 BLA,巡航段上表面采用的是可重复使用柔性表面 隔热瓦FRSI表面喷涂按照热环境设计的变厚度 (a)碳纤维基体 BLA_S,此外,检查窗四周的缝隙和间隙在发射前可 以使用BLA-S快速填充并固化成型.增加蜂窝增强 结构的BLA-HD,被用于飞行器喷口,承受发动机燃 烧产物的冲刷.BLA的另一重要应用是在波音 CST-100商用人员运输飞船的防热大底,该直径 (b)酚醛浸渍碳烧蚀材料 4.5mm的飞船用于在地面与近地轨道的国际空间图2不同放大倍数的 Fiber和PCA微观照片 站或比奇洛商用空间站之间运送物资和实验器材或Fg2 Micrographs of FiberForm and PiCa at different 宇航员( ations[ 22轻质陶瓷烧蚀材料 PICA被用于星尘号试样返回舱防热大底,2006 90年代后,为了在星际探测计划中进一步提高年,试样返回舱以创纪录的12.9km/s的速度和 热防护材料性能降低热防护系统质量,也为120s的0.6kms3的加速度弹道式再人,PLCA成功经 AVCOAT和SILA寻求替换材料, NASA Ames研究中受峰值热流密度1Mwm2和总价热量320M/m2的 心研制新型轻质陶瓷烧蚀材料LCA.LCAs是将动热和结构交互载荷的考验,并且成功的保证内 多孔酚醛或有机硅树脂浸渍三维纤维预制体获得的部结构件和贮存彗星颗粒和星际尘埃的储罐不超过 低密度烧蚀材料,主要代表是 SIRCA和PICA 规定的70℃.PCA还用于直径45m好奇号火 22.1硅树脂浸渍可重复使用陶瓷烧蚀材料 星科学实验室登陆舱防热大底,该登陆舱2012年以 SIRCA由多孔硅树脂浸渍陶瓷三维纤维预制体5.6km/s的速度成功进入火星,经受峰值热流密度 构成低密度烧蚀材料,陶瓷纤维预制体主要包括1.97MW/m2总价热量40MJ/m2历时时间100s进 Ames研究中心研制的两代隔热瓦AIM和入火星大气层4.经过与 Space-X公司合作优化制 FRCⅠy.AIM由硅溶胶烧结形成的二氧化硅粘结备工艺和材料成分并降低成本改进的PCA-X,用 高纯二氧化硅短切纤维形成的低密度陶瓷隔热瓦.于龙飞船的防热大底,从2012年开始多次成功从近 FRCⅠ则是第三架和第四架航天飞机轨道器大面积地轨道(国际空间站)成功返回.PLCA防热结构是
要部件 ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｋｅｅｌ 得到应用，也被选择作为火 星科学实验室 ＭＳＬ 锥形防热大底的前端和肩部的 备选材料［３４］． ２．１．６ 波音轻质烧蚀材料 ＢＬＡ 是由美国波音公司研发的低成本有机硅 树脂密度约 ０．３２ ｇ ／ ｃｍ ３的低密度烧蚀材料． ＢＬＡ 在 基底硅树脂内添加二氧化硅空心微球、固化剂和稀 释剂混合物，构成的最终密度约 ０．３２ ｇ ／ ｃｍ ３的低密 度烧蚀材料． ＢＬＡ 低密度烧蚀材料具有的高强度、 高抵抗剥蚀能力、耐久性、低导热系数，还具有射频 透过性（超过 ５０％）、抗潮湿性与低成本的特点，在 高马赫数条件下承受１ ７６０ ℃ 时只发生缓慢烧蚀， 后退率接近率约０．０７６ ２ ｍｍ ／ ｓ ［３５］ ． 波音公司在原材 料和材料成型等方进行了大量系列研究降低材料成 本并简化材料成型过程． ＢＬＡ 的硅树脂、催化剂、空 心微球和稀释剂等原材料均采用价格更低廉商用原 料，并且在引入稀释剂调整树脂粘度降低成型难度 并减少二氧化硅空心微球的破裂，使得完全催化的 硅树脂的室温使用期延长至 ２４ ｈ，并可以采用真空 导入、真空袋压、模压等成熟的复合材料成型工艺制 备 ＢＬＡ 轻质烧蚀． ＢＬＡ 在 ＮＡＳＡ 的多个项目上进行 了飞行验证和实际应用，Ｘ－５１Ａ 的弹体大量采用了 ＢＬＡ，巡航段上表面采用的是可重复使用柔性表面 隔热瓦 ＦＲＳＩ 表面喷涂按照热环境设计的变厚度 ＢＬＡ－Ｓ，此外，检查窗四周的缝隙和间隙在发射前可 以使用 ＢＬＡ－Ｓ 快速填充并固化成型． 增加蜂窝增强 结构的 ＢＬＡ－ＨＤ，被用于飞行器喷口，承受发动机燃 烧产物的冲刷［３６］ ． ＢＬＡ 的另一重要应用是在波音 ＣＳＴ－１００ 商用人员运输飞船的防热大底，该直径 ４．５ ｍｍ的飞船用于在地面与近地轨道的国际空间 站或比奇洛商用空间站之间运送物资和实验器材或 宇航员［３７］ ． ２．２ 轻质陶瓷烧蚀材料 ９０ 年代后，为了在星际探测计划中进一步提高 热防 护 材 料 性 能 降 低 热 防 护 系 统 质 量， 也 为 ＡＶＣＯＡＴ 和 ＳＬＡ 寻求替换材料，ＮＡＳＡ Ａｍｅｓ 研究中 心研制新型轻质陶瓷烧蚀材料 ＬＣＡｓ ［３８］ ． ＬＣＡｓ 是将 多孔酚醛或有机硅树脂浸渍三维纤维预制体获得的 低密度烧蚀材料，主要代表是 ＳＩＲＣＡ 和 ＰＩＣＡ． ２．２．１ 硅树脂浸渍可重复使用陶瓷烧蚀材料 ＳＩＲＣＡ 由多孔硅树脂浸渍陶瓷三维纤维预制体 构成低密度烧蚀材料，陶瓷纤维预制体主要包括 Ａｍｅｓ 研 究 中 心 研 制 的 两 代 隔 热 瓦 ＡＩＭ 和 ＦＲＣＩ ［３９－４０］ ． ＡＩＭ 由硅溶胶烧结形成的二氧化硅粘结 高纯二氧化硅短切纤维形成的低密度陶瓷隔热瓦． ＦＲＣＩ 则是第三架和第四架航天飞机轨道器大面积 热防护系统使用的第二代陶瓷隔热瓦，由 ８０％的二 氧化硅纤维、２０％的 Ｎｅｘｔｅｌ 硼酸铝纤维和少量 ＳｉＣ 反红外辐射遮光剂组成． ＳＩＲＣＡ 在热流密度 ２００ Ｗ／ ｃｍ ２以内热环境具有最佳的综合性能． ＳＩＲＣＡ 在 ＮＡＳＡ Ｘ－３４ 的机翼前缘和鼻锥［４１－４２］ 、火星探测漫 游者 ＭＥＲ 的降落伞减速系统的背面接口面板以及 反推系统发动机［４３］ ，德国 Ｋｉｓｔｌｅｒ 公司 Ｋ－１ 型可重 复使用运载器的鼻锥及其他高温部位应用． ２．２．２ 酚醛浸渍碳烧蚀材料 ＰＩＣＡ 由多孔酚醛浸渍碳纤维预制体 ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ 构成的低密度（０．２２４～０．３２１ ｇ ／ ｃｍ ３ ）碳／ 酚醛烧蚀材 料［４４］ ． ＮＡＳＡ Ａｍｅｓ 研究中心的热防护系统与材料 团队设计开发的特殊浸渍技术可以控制酚醛树脂在 ＰＩＣＡ 中的浸渍量和保证酚醛树脂均匀分布， 而 ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ 则由 Ｆｉｂｅｒ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｉｎｃ．的低密度低热导 率的碳／ 碳复合材料，通过特殊的成型技术可以控制 碳纤维空间分布形态获得最优的厚度方向的耐烧蚀 和隔热性能． (a)碳纤维基体 (b)酚醛浸渍碳烧蚀材料 图 ２ 不同放大倍数的 ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ 和 ＰＩＣＡ 微观照片［４５］ Ｆｉｇ． ２ Ｍｉｃｒｏｇｒａｐｈｓ ｏｆ ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ ａｎｄ ＰＩＣＡ ａｔ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｍａｇｎｉｆｉｃａｔｉｏｎｓ ［４５］ ＰＩＣＡ 被用于星尘号试样返回舱防热大底，２００６ 年，试样返回舱以创纪录的 １２． ９ ｋｍ ／ ｓ 的速度和 １２０ ｓ的 ０．６ ｋｍ／ ｓ ２的加速度弹道式再入，ＰＩＣＡ 成功经 受峰值热流密度 １２ ＭＷ／ ｍ ２和总价热量 ３２０ ＭＪ／ ｍ ２的 气动热和结构交互载荷的考验，并且成功的保证内 部结构件和贮存彗星颗粒和星际尘埃的储罐不超过 规定的 ７０ ℃ ［４６］ ． ＰＩＣＡ 还用于直径 ４．５ｍ 好奇号火 星科学实验室登陆舱防热大底，该登陆舱 ２０１２ 年以 ５．６ ｋｍ ／ ｓ 的速度成功进入火星，经受峰值热流密度 １．９７ ＭＷ／ ｍ ２总价热量 ４０ ＭＪ／ ｍ ２历时时间 １００ ｓ 进 入火星大气层［４７］ ． 经过与 Ｓｐａｃｅ－Ｘ 公司合作优化制 备工艺和材料成分并降低成本改进的 ＰＩＣＡ－Ｘ，用 于龙飞船的防热大底，从 ２０１２ 年开始多次成功从近 地轨道（国际空间站）成功返回． ＰＩＣＡ 防热结构是 ·４· 哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 第 ５０ 卷
第5期 程海明,等:低密度烧蚀材料研究进展 将酚醛浸渍 FiberForm获得单块材料,然后采用粘23其他结构形式的低密度烧蚀材料 结剂将多块PICA粘接成型为组合式结构 在蜂窝增强和三维纤维预制体增强低密度烧蚀 材料基础上,国外进行了大量的其结构形式的低密 度烧蚀材料的研制与应用,如多层材料、功能梯度材 料、柔性材料和可重复使用结构等. 2.3.1碳/碳多层材料 碳/碳多层材料是由洛克希德·马丁公司研制 (a)顶部工程单元 b)肩部工程单元 的多层低密度烧蚀材料,表面层采用的是密度为 1.8g/cm3的增强碳/碳材料ACC作为面板,而内部 则是美国FMI的 FiberForm或是英国 Calcar公司 提供CBCF,均为密度约0.18g/cm3的低密度低热导 率(-01W/(mK)碳/碳复合材料作为隔热层41 (c)龙飞船的防热大底dMSL的防热大底 在搜集太阳风粒子以研究太阳系和演化的起源号试 图3组合式PICA防热大底 样返回舱的防热大底上采用了6cm厚的碳/碳多层 Fig 3 Tiled PICA heatshield 材料,2004年,试样返回舱以约11.02km/s的速度 2.2.3保形酚醛浸渍碳烧蚀材料 8.25°的再入角采用弹道式再入地球大气层,其最 为了顺应NASA探测技术发展项目办公室未来大再入过载为32g,驻点热流密度峰值达到7MW/ 深空探测投送大质量物品和人员登陆需要,NASA在下降到约33km高度时,打开直径约2.03m的锥 Ames研究中心开展了采用碳、树脂和/或陶瓷的可形减速伞,然而在下降到6.7km高度时,10.5mx 变形( Flexible)和保形( Conformable)纤维毡基体制3.1m的主伞由于重力开关装置发生故障没能按计 备烧蚀材料的研究,采用将可变形的纤维毡浸渍树划打开,导致返回舱下降速度过快,直升机未能捕 脂后获得低密度烧蚀材料.相比 FiberForm,纤维毡获,返回舱以8,9m/s的速度坠落在尤他州沙漠上 的失效应变更大且可变形性使得对不同尺寸和形状导致返回舱摔裂变形.但是经过再入后防热大底形 构件成型适应能力更强,甚至实现大尺寸异性构件貌分析显示仅发生了微量且均匀对称的烧蚀{∞ 的近净成型,同时简化防热材料与承力结构之间连2.3.2功能梯度低密度烧蚀材料 接形式与机构,并提高防热材料的性能一致和稳定 在研制新型载人探测飞船和探索未来投送大质 性.通过将碳纤维毡浸渍类似PCA的多孔酚醛树量物品及人员着陆火星的相关技术研究中,发展了 脂制备了保形C-PlCA低密度烧蚀材料.在巸DIP大量的功能梯度材料.这些功能梯度低密度材料普 和CA250等计划的支持下,C-PICA等保形烧蚀材遍采用密度在厚度方向梯度变化设计,高密度表面 料作为进一步优化发展的先进防热材料得以研制并层在气动加热过程中热解吸收更多热量而减少向试 进行了大量的气动热试验.2009~2012年,NASA样内部传热,而形成的致密碳化层,提高抗气流剪切 Ames研究中心在IHF电弧风洞上经过初步筛选气和辐射能力,并阻止表面烧蚀层脱落,防止烧蚀层表 动热试验,在6类保形烧蚀材料中对比考核中C-面粗糙和紊流加热提高,低密度底层则能够降低材 PICA和C-SRCA获选为进一步发展材料.在此基料整体密度并提高隔热性能.如Ames研究中心的 础上,NASA启动了CA250计划测试保形烧蚀材料表面增强PCA,波音公司的 BPAFG(整体密度为 在行星进入舱及地球轨道返回舱的防热大底上使用0.31g/cm3,由0.46g/cm3的BPA-HD和0.16g/cm3 的技术储备.根据对应的热环境需求,发展了的BPA-ID组成)、美国应用协会的 Phencarb28/15 SPRITE试验安装系统,更加真实模拟了服役过程中(整体密度为0.38g/cm3,由0.50g/cm3的P28和 的热-力耦合环境,为烧蚀材料的热响应和热密封0.26g/cm3的P15组成)以及洛克希德·马丁公司的 考核提供支撑.目前通过三轮使用 SPRITE试验安 Graded mona(整体密度为0.28g/cm2,由0.31g/cm3 装系统试验,完成了材料筛选,对比了C-PCA和的MonA-HD和0.25g/cm3的MnA-ID组成) PICA的烧蚀和隔热性能并获得了不同密封结构的等.通过在Ames研究中心HF以及在 Langley 热响应.2013年,完成超大尺寸(宽2m、长30m、厚研究中心 HYMETS风洞考核对比发现,这些功能梯 100mm)的人造纤维毡及碳毡(碳化后厚度超过度材料在不显著提高整体密度的前提下,明显改 75mm)生产,并分别在2014年和2015年完成1m×善了低密度材料抵抗高热流和抗气流剪切能力,减 1m和2m×2m的大尺度样件成型. 少甚至不发生剥蚀同时降低材料内部及背面温
将酚醛浸渍 ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ 获得单块材料，然后采用粘 结剂将多块 ＰＩＣＡ 粘接成型为组合式结构． (a)顶部工程单元 (b)肩部工程单元 (c)龙飞船的防热大底 (d)MSL的防热大底 图 ３ 组合式 ＰＩＣＡ 防热大底 Ｆｉｇ．３ Ｔｉｌｅｄ ＰＩＣＡ ｈｅａｔｓｈｉｅｌｄ ２．２．３ 保形酚醛浸渍碳烧蚀材料 为了顺应 ＮＡＳＡ 探测技术发展项目办公室未来 深空探测投送大质量物品和人员登陆需要，ＮＡＳＡ Ａｍｅｓ 研究中心开展了采用碳、树脂和／ 或陶瓷的可 变形（Ｆｌｅｘｉｂｌｅ）和保形（Ｃｏｎｆｏｒｍａｂｌｅ）纤维毡基体制 备烧蚀材料的研究，采用将可变形的纤维毡浸渍树 脂后获得低密度烧蚀材料． 相比 ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ，纤维毡 的失效应变更大且可变形性使得对不同尺寸和形状 构件成型适应能力更强，甚至实现大尺寸异性构件 的近净成型，同时简化防热材料与承力结构之间连 接形式与机构，并提高防热材料的性能一致和稳定 性． 通过将碳纤维毡浸渍类似 ＰＩＣＡ 的多孔酚醛树 脂制备了保形 Ｃ－ＰＩＣＡ 低密度烧蚀材料． 在 ＥＤＬＰ 和 ＣＡ２５０ 等计划的支持下，Ｃ－ＰＩＣＡ 等保形烧蚀材 料作为进一步优化发展的先进防热材料得以研制并 进行了大量的气动热试验． ２００９ ～ ２０１２ 年，ＮＡＳＡ Ａｍｅｓ 研究中心在 ＩＨＦ 电弧风洞上经过初步筛选气 动热试验，在 ６ 类保形烧蚀材料中对比考核中 Ｃ－ ＰＩＣＡ 和 Ｃ－ＳＲＩＣＡ 获选为进一步发展材料． 在此基 础上，ＮＡＳＡ 启动了 ＣＡ２５０ 计划测试保形烧蚀材料 在行星进入舱及地球轨道返回舱的防热大底上使用 的技 术 储 备． 根 据 对 应 的 热 环 境 需 求， 发 展 了 ＳＰＲＩＴＥ 试验安装系统，更加真实模拟了服役过程中 的热－力耦合环境，为烧蚀材料的热响应和热密封 考核提供支撑． 目前通过三轮使用 ＳＰＲＩＴＥ 试验安 装系统试验，完成了材料筛选，对比了 Ｃ－ＰＩＣＡ 和 ＰＩＣＡ 的烧蚀和隔热性能并获得了不同密封结构的 热响应． ２０１３ 年，完成超大尺寸（宽 ２ ｍ、长 ３０ ｍ、厚 １００ ｍｍ） 的人造纤维毡及碳毡（ 碳化后厚度超过 ７５ ｍｍ）生产，并分别在 ２０１４ 年和 ２０１５ 年完成 １ ｍ× １ ｍ 和 ２ ｍ×２ ｍ 的大尺度样件成型． ２．３ 其他结构形式的低密度烧蚀材料 在蜂窝增强和三维纤维预制体增强低密度烧蚀 材料基础上，国外进行了大量的其结构形式的低密 度烧蚀材料的研制与应用，如多层材料、功能梯度材 料、柔性材料和可重复使用结构等． ２．３．１ 碳／ 碳多层材料 碳／ 碳多层材料是由洛克希德·马丁公司研制 的多层低密度烧蚀材料，表面层采用的是密度为 １．８ ｇ ／ ｃｍ ３的增强碳／ 碳材料 ＡＣＣ 作为面板，而内部 则是美国 ＦＭＩ 的 ＦｉｂｅｒＦｏｒｍ 或是英国 Ｃａｌｃａｒｂ 公司 提供 ＣＢＣＦ，均为密度约 ０．１８ ｇ ／ ｃｍ ３的低密度低热导 率（ ～０．１ Ｗ／ （ｍＫ））碳／ 碳复合材料作为隔热层［４８］ ． 在搜集太阳风粒子以研究太阳系和演化的起源号试 样返回舱的防热大底上采用了 ６ ｃｍ 厚的碳／ 碳多层 材料，２００４ 年，试样返回舱以约 １１．０２ ｋｍ ／ ｓ 的速度、 －８．２５°的再入角采用弹道式再入地球大气层，其最 大再入过载为 ３２ ｇ，驻点热流密度峰值达到 ７ ＭＷ／ ｍ ２ ． 在下降到约 ３３ ｋｍ 高度时，打开直径约 ２．０３ ｍ 的锥 形减速伞，然而在下降到 ６．７ ｋｍ 高度时，１０．５ ｍ× ３．１ ｍ的主伞由于重力开关装置发生故障没能按计 划打开，导致返回舱下降速度过快，直升机未能捕 获，返回舱以 ８８．９ ｍ ／ ｓ 的速度坠落在尤他州沙漠上 导致返回舱摔裂变形． 但是经过再入后防热大底形 貌分析显示仅发生了微量且均匀对称的烧蚀［４９］． ２．３．２ 功能梯度低密度烧蚀材料 在研制新型载人探测飞船和探索未来投送大质 量物品及人员着陆火星的相关技术研究中，发展了 大量的功能梯度材料． 这些功能梯度低密度材料普 遍采用密度在厚度方向梯度变化设计，高密度表面 层在气动加热过程中热解吸收更多热量而减少向试 样内部传热，而形成的致密碳化层，提高抗气流剪切 和辐射能力，并阻止表面烧蚀层脱落，防止烧蚀层表 面粗糙和紊流加热提高，低密度底层则能够降低材 料整体密度并提高隔热性能． 如 Ａｍｅｓ 研究中心的 表面增强 ＰＩＣＡ，波音公司的 ＢＰＡＦＧ（整体密度为 ０．３１ ｇ ／ ｃｍ ３ ，由 ０．４６ ｇ ／ ｃｍ ３的 ＢＰＡ－ＨＤ 和 ０．１６ ｇ ／ ｃｍ ３ 的 ＢＰＡ－ＬＤ 组成）、美国应用协会的 Ｐｈｅｎｃａｒｂ２８ ／ １５ （整体密度为 ０． ３８ ｇ ／ ｃｍ ３ ，由 ０． ５０ ｇ ／ ｃｍ ３ 的 Ｐ２８ 和 ０．２６ ｇ ／ ｃｍ ３的 Ｐ１５ 组成）以及洛克希德·马丁公司的 Ｇｒａｄｅｄ ＭｏｎＡ（整体密度为 ０．２８ ｇ ／ ｃｍ ３ ，由 ０．３１ ｇ ／ ｃｍ ３ 的 ＭｏｎＡ － ＨＤ 和 ０． ２５ ｇ ／ ｃｍ ３ 的 ＭｏｎＡ － ＬＤ 组成） 等［５０－５１］ ． 通过在 Ａｍｅｓ 研究中心 ＩＨＦ 以及在 Ｌａｎｇｌｅｙ 研究中心 ＨＹＭＥＴＳ 风洞考核对比发现，这些功能梯 度材料在不显著提高整体密度的前提下，明显改 善了低密度材料抵抗高热流和抗气流剪切能力，减 少甚至不发生剥蚀同时降低材料内部及背面温 第 ５ 期 程海明， 等： 低密度烧蚀材料研究进展 ·５·
6 哈尔滨工业大学学报 第50卷 度等 能够达到8%-12%,远大于刚性PLCA约1%的失效 应变.PCA-ex表现出更好的隔热性能,热导率仅 为刚性PICA的1/4.采用NASA约翰逊航天中心电 弧风洞对PLCA-fex的抗烧蚀和隔热性能进行了初 (a)波音梯度酚醛烧蚀材料 步考核,PICA-nex能够承受520W/cm2、35kPa电 弧环境,在30s热流密度114W/cm2、25s热流密度 450W/cm2和50s热流密度115W/cm2电弧风洞环 (b)梯度MonA烧蚀材料 境,与刚性PCA和SRCA的相比具有更低的背面 温升和更长的达到最大温度时间,例如在25s热流 密度450W/cm2烧蚀后,PlCA-ex的温升峰值比刚 (c)新型粉-碳28/5烧蚀材料 性PICA低120℃,而达到峰值时间甚至接近 图4功能梯度材料考核前、第一次考核后、第二次考核后2.3.4可重复使用低密度防热结构 和切片的形貌 近年来随着进入、下降和降落技术发展,为了进 Fig4 Pre-test, post-test after Ist pulse, post-test after2nd一步降低成本,使得可重复使用的防热结构与材料 ulseand sectioned functionally graded low-density 的再次受到重视,目前研究集中于借用原有可重复 使用防热结构与材料,应用于飞船返回舱或星际探 23.3柔性硅树脂浸渍可重复使用陶瓷烧蚀材料 测器的热环境相对温和的侧壁、背板和伞舱盖等部 和柔性酚醛浸渍碳烧蚀材料 在对刚性低密度材料研究的同时,Ames研究中位,比较成熟的且经过飞行验证的是 Spacex龙飞船 以及猎户座载人探测飞船的侧壁采用了在航天飞机 心对柔性低密度烧蚀材料的结构与性能调控以及烧 蚀性能开展了研究.目前公开报道的主要是PICA 轨道器、空天飞行器等大面积防热应用的陶瓷隔热 瓦、毡等表面隔热结构,其中猎户座载人探测飞船的 fex及SRCA-lex柔性低密度烧蚀材料.材料制备 侧壁使用的是第三代陶瓷隔热材料即TUFL/AETB 过程与传统与刚性PICA和SRCA相同,均需要基 体系. TUFT是将玻璃和二硅化钼混合喷涂在陶瓷隔 材和树脂的浸渍、固化及干燥等工艺,主要区别在于 釆用柔性碳毡或其他柔性纤维毡代替PICA的 热瓦衬底上,提高表面致密度且致密度从表面沿厚 Fiberform和 SRICA的纤维化陶瓷基体作为三维增 度方向递减,其表面多孔性又可阻止裂纹扩展,从而 提高抗破坏能力、耐久性和耐候性.AETB是Ames 强基体.采用柔性毡作为三维增强相,使得相邻烧 蚀材料之间不需使用缝隙填充剂,适于生产超大尺研究中心对第二代陶瓷隔热瓦FRCI改进高温尺寸 稳定性和抗拉强度,而形成的三元复合系统,基本成 寸部件甚至整体成型,其次具有较高的失效应变可分为68%的S(O2纤维、20%A203纤维和12%的硼 以直接粘结在承力结构上,不需要应变隔离垫,简化 硅酸铝纤维. 连接形式并能适应结构和烧蚀材料之间的配合要 求,在形状复杂曲率较小区域提供一致的防隔热和 力学性能 (a)猎户座多用途载人飞船 (a)柔性酚醛浸渍碳烧蚀材料(b)柔性硅树脂浸渍可重复使用 陶瓷烧蚀材料 图5PICA-nex及 SRICA flex宏观照片 Fig 5 Digital photographs of PICA-flex and SRICA fley (c)氧化铝增强隔热瓦(d增韧单层纤维隔热涂层 Ames研究中心研究人员对PICA-fex的拉伸 图6猎户座载人探测飞船的侧壁的宏微观照片 性能进行了测试,PICA-nex表现出韧性材料的典型Fg6 Macro-and microscopic photographs of backshell of Orion 拉伸响应,能够出现颈缩现象,并且在颈缩前的应变 MPC\
度等． (a)波音梯度酚醛烧蚀材料 (b)梯度MonA烧蚀材料 (c)新型粉-碳28/15烧蚀材料 图 ４ 功能梯度材料考核前、第一次考核后、第二次考核后 和切片的形貌 Ｆｉｇ． ４ Ｐｒｅ⁃ｔｅｓｔ， ｐｏｓｔ⁃ｔｅｓｔ ａｆｔｅｒ １ｓｔ ｐｕｌｓｅ， ｐｏｓｔ⁃ｔｅｓｔ ａｆｔｅｒ ２ｎｄ ｐｕｌｓｅａｎｄ ｓｅｃｔｉｏｎｅｄ ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｌｙ ｇｒａｄｅｄ ｌｏｗ － ｄｅｎｓｉｔｙ ａｂｌａｔｏｒｓ ２．３．３ 柔性硅树脂浸渍可重复使用陶瓷烧蚀材料 和柔性酚醛浸渍碳烧蚀材料 在对刚性低密度材料研究的同时，Ａｍｅｓ 研究中 心对柔性低密度烧蚀材料的结构与性能调控以及烧 蚀性能开展了研究． 目前公开报道的主要是 ＰＩＣＡ－ ｆｌｅｘ 及 ＳＲＩＣＡ－ｆｌｅｘ 柔性低密度烧蚀材料． 材料制备 过程与传统与刚性 ＰＩＣＡ 和 ＳＲＩＣＡ 相同，均需要基 材和树脂的浸渍、固化及干燥等工艺，主要区别在于 采用柔性碳毡或 其 他 柔 性 纤 维 毡 代 替 ＰＩＣＡ 的 Ｆｉｂｅｒｆｏｒｍ 和 ＳＲＩＣＡ 的纤维化陶瓷基体作为三维增 强基体． 采用柔性毡作为三维增强相，使得相邻烧 蚀材料之间不需使用缝隙填充剂，适于生产超大尺 寸部件甚至整体成型，其次具有较高的失效应变可 以直接粘结在承力结构上，不需要应变隔离垫，简化 连接形式并能适应结构和烧蚀材料之间的配合要 求，在形状复杂曲率较小区域提供一致的防隔热和 力学性能［５２］ ． （ａ） 柔性酚醛浸渍碳烧蚀材料 （ｂ） 柔性硅树脂浸渍可重复使用 陶瓷烧蚀材料 图 ５ ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 及 ＳＲＩＣＡ ｆｌｅｘ 宏观照片 Ｆｉｇ．５ Ｄｉｇｉｔａｌ ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｓ ｏｆ ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ ａｎｄ ＳＲＩＣＡ ｆｌｅｘ Ａｍｅｓ 研究中心研究人员对 ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 的拉伸 性能进行了测试，ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 表现出韧性材料的典型 拉伸响应，能够出现颈缩现象，并且在颈缩前的应变 能够达到 ８％ ～１２％，远大于刚性 ＰＩＣＡ 约 １％的失效 应变． ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 表现出更好的隔热性能，热导率仅 为刚性 ＰＩＣＡ 的 １ ／ ４． 采用 ＮＡＳＡ 约翰逊航天中心电 弧风洞对 ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 的抗烧蚀和隔热性能进行了初 步考核，ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 能够承受 ５２０Ｗ／ ｃｍ ２ 、３５ ｋＰａ 电 弧环境，在 ３０ ｓ 热流密度 １１４ Ｗ／ ｃｍ ２ 、２５ ｓ 热流密度 ４５０ Ｗ／ ｃｍ ２和 ５０ ｓ 热流密度 １１５ Ｗ／ ｃｍ ２电弧风洞环 境，与刚性 ＰＩＣＡ 和 ＳＲＩＣＡ 的相比具有更低的背面 温升和更长的达到最大温度时间，例如在 ２５ ｓ 热流 密度 ４５０ Ｗ／ ｃｍ ２烧蚀后，ＰＩＣＡ－ｆｌｅｘ 的温升峰值比刚 性 ＰＩＣＡ 低 １２０ ℃ ， 而 达 到 峰 值 时 间 甚 至 接 近 ２５０ ｓ ［５３］ ． ２．３．４ 可重复使用低密度防热结构 近年来随着进入、下降和降落技术发展，为了进 一步降低成本，使得可重复使用的防热结构与材料 的再次受到重视，目前研究集中于借用原有可重复 使用防热结构与材料，应用于飞船返回舱或星际探 测器的热环境相对温和的侧壁、背板和伞舱盖等部 位，比较成熟的且经过飞行验证的是 ＳｐａｃｅＸ 龙飞船 以及猎户座载人探测飞船的侧壁采用了在航天飞机 轨道器、空天飞行器等大面积防热应用的陶瓷隔热 瓦、毡等表面隔热结构，其中猎户座载人探测飞船的 侧壁使用的是第三代陶瓷隔热材料即 ＴＵＦＩ／ ＡＥＴＢ 体系． ＴＵＦＩ 是将玻璃和二硅化钼混合喷涂在陶瓷隔 热瓦衬底上，提高表面致密度且致密度从表面沿厚 度方向递减，其表面多孔性又可阻止裂纹扩展，从而 提高抗破坏能力、耐久性和耐候性． ＡＥＴＢ 是 Ａｍｅｓ 研究中心对第二代陶瓷隔热瓦 ＦＲＣＩ 改进高温尺寸 稳定性和抗拉强度，而形成的三元复合系统，基本成 分为 ６８％的 ＳｉＯ２ 纤维、２０％Ａｌ２Ｏ３ 纤维和 １２％的硼 硅酸铝纤维． (a)猎户座多用途载人飞船 (b)侧壁 (c)氧化铝增强隔热瓦 (d)增韧单层纤维隔热涂层 图 ６ 猎户座载人探测飞船的侧壁的宏微观照片 Ｆｉｇ．６ Ｍａｃｒｏ⁃ａｎｄ ｍｉｃｒｏｓｃｏｐｉｃ ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｓ ｏｆ ｂａｃｋｓｈｅｌｌ ｏｆ Ｏｒｉｏｎ ＭＰＣＶ ·６· 哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 第 ５０ 卷
第5期 程海明,等:低密度烧蚀材料研究进展 3国内低密度烧蚀材料研究进展 核,建立了涵盖成型-性能服役环境参数匹配性良 好防热结构与材料方案,利用电弧风洞、高频等离子 我国自1992年实施载人航天“三步走”战略规体风洞等地面设备模拟典型环境对新型超轻质复合 划以来,已成功突破了地球轨道的载人天地往返运材料样件进行了考核试验. 输技术,高可靠、高安全的神舟系列载人飞船已发展 成为标准的载人天地往返运输航天器,圆满完成了 CECF retom 2 PhedicHTAEG soln 3 sokos pomeron 4 CBCFIPR aerogeioom l1次航天飞行任务.神舟系列载人飞船返回舱采用 了玻璃纤维/酚醛蜂窝增强苯基硅橡胶低密度烧蚀 材料H%6和H88.为提高防热效率,采用了在飞船 热防护系统中采用变密度设计,返回舱热流密度最 大的底部和热流密度较大的侧壁迎风面采用密度 0710g/cm3的H96材料,热流密度较小的背风面采 用密度0.540g/cm3的H88材料,其中H96材料成 功经受了1.2kW/cm2热流密度的再入环境.H96和 H88防热结构采用真空大面积灌注工艺成型 譫醒 在探月工程三期月地高速再入返回飞行器热防 护系统设计中,为应对月地高速再入返回的高焓、二 次大气层再入、高热流密度峰值与长加热时间耦合 图7CBCF/PR气凝胶复合材料制备流程示意图 Fig 7 Schematic preparation diagram of CBCF/PR aerogel 的气动加热环境,并减轻结构重量,提出了分区域 composite 变材料、变厚度的轻量化设计方案.在返回舱大面 积防热采用了新型碳硅复合蜂窝增强低密度烧蚀材 料,其中大底大面积防热材料采用FG7、HC5材料而 侧壁大面积为防热材料FG5、FG4.返回器在2014 年11月完成了半弹道-跳跃式再入返回并安全着 陆 随着我国未来空间站的建设以及载人登月、载 人登小行星、载人登火星等任务等深空探测任务研 究的开展,深空探测返回舱或星际探测器的热防护 图8通过摄像机记录的CBCF/PR试样烧蚀过程 急需新型轻量化防热结构与材料.国内的哈尔滨工 8 Screenshot of sample CBCF/PR aerogel composite during ablation test 业大学、华东理工大学、航天材料与工艺研究所、北 京宇航系统工程研究所、中国航天空气动力技术研 Pyrometer 究院、中国空间技术研究院等高校和研究机构在新 200C 型低密度热防护结构设计、发展方向、材料合成制备 以及模拟环境应用的试验硏究和理论预测进行了硏150 150三 究 哈尔滨工业大学联合航天科技集团相关研究院 T/C at 40 mm from surface 在新型超低密度烧蚀材料的材料设计、微结构调控、 性能优化以及地面模拟环境考核及烧蚀机理和评价 等方面开展了大量研究工作.针对我国新一代多用 50 mm from surface 途载人飞船近地轨道及深空探测等多种飞行任务模 200300 式的多种热流密度、总价热量、气动压力和服役时间 等特殊服役环境要求,确定了防热材料的气动外 图9CBCF/PR气凝胶复合材料在烧蚀和后续热沉阶段的 形保持能力、轻量化、防热效率、隔热性能以及有效 表面和内部温度响应.插图:烧蚀前后试样 服役时间等能力综合要求,提出了新型超轻质纤维Fg9 Surface and internal temperature responses of CBCF/PR 预制体增强微介孔酚醛复合材料体系,通过微结构 aerogel composites. Illustration: Samples before and after 构筑、材料组分设计、力-热性能优化及烧蚀性能考 ablation test
３ 国内低密度烧蚀材料研究进展 我国自 １９９２ 年实施载人航天“三步走”战略规 划以来，已成功突破了地球轨道的载人天地往返运 输技术，高可靠、高安全的神舟系列载人飞船已发展 成为标准的载人天地往返运输航天器，圆满完成了 １１ 次航天飞行任务． 神舟系列载人飞船返回舱采用 了玻璃纤维／ 酚醛蜂窝增强苯基硅橡胶低密度烧蚀 材料 Ｈ９６ 和 Ｈ８８． 为提高防热效率，采用了在飞船 热防护系统中采用变密度设计，返回舱热流密度最 大的底部和热流密度较大的侧壁迎风面采用密度 ０．７１０ ｇ ／ ｃｍ ３的 Ｈ９６ 材料，热流密度较小的背风面采 用密度 ０．５４０ ｇ ／ ｃｍ ３的 Ｈ８８ 材料，其中 Ｈ９６ 材料成 功经受了 １．２ ｋＷ／ ｃｍ ２热流密度的再入环境． Ｈ９６ 和 Ｈ８８ 防热结构采用真空大面积灌注工艺成型［５４－５６］ ． 在探月工程三期月地高速再入返回飞行器热防 护系统设计中，为应对月地高速再入返回的高焓、二 次大气层再入、高热流密度峰值与长加热时间耦合 的气动加热环境，并减轻结构重量，提出了分区域、 变材料、变厚度的轻量化设计方案． 在返回舱大面 积防热采用了新型碳硅复合蜂窝增强低密度烧蚀材 料，其中大底大面积防热材料采用 ＦＧ７、ＨＣ５ 材料而 侧壁大面积为防热材料 ＦＧ５、ＦＧ４． 返回器在 ２０１４ 年 １１ 月完成了半弹道－跳跃式再入返回并安全着 陆［５７］ ． 随着我国未来空间站的建设以及载人登月、载 人登小行星、载人登火星等任务等深空探测任务研 究的开展，深空探测返回舱或星际探测器的热防护 急需新型轻量化防热结构与材料． 国内的哈尔滨工 业大学、华东理工大学、航天材料与工艺研究所、北 京宇航系统工程研究所、中国航天空气动力技术研 究院、中国空间技术研究院等高校和研究机构在新 型低密度热防护结构设计、发展方向、材料合成制备 以及模拟环境应用的试验研究和理论预测进行了研 究［５８－６２］ ． 哈尔滨工业大学联合航天科技集团相关研究院 在新型超低密度烧蚀材料的材料设计、微结构调控、 性能优化以及地面模拟环境考核及烧蚀机理和评价 等方面开展了大量研究工作． 针对我国新一代多用 途载人飞船近地轨道及深空探测等多种飞行任务模 式的多种热流密度、总价热量、气动压力和服役时间 等特殊服役环境要求［６３］ ，确定了防热材料的气动外 形保持能力、轻量化、防热效率、隔热性能以及有效 服役时间等能力综合要求，提出了新型超轻质纤维 预制体增强微介孔酚醛复合材料体系，通过微结构 构筑、材料组分设计、力－热性能优化及烧蚀性能考 核，建立了涵盖成型－性能服役环境参数匹配性良 好防热结构与材料方案，利用电弧风洞、高频等离子 体风洞等地面设备模拟典型环境对新型超轻质复合 材料样件进行了考核试验． 图 ７ ＣＢＣＦ／ ＰＲ 气凝胶复合材料制备流程示意图 Ｆｉｇ． ７ Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ ｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎ ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ ＣＢＣＦ／ ＰＲ ａｅｒｏｇｅｌ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ 图 ８ 通过摄像机记录的 ＣＢＣＦ／ ＰＲ 试样烧蚀过程 Ｆｉｇ．８ Ｓｃｒｅｅｎｓｈｏｔ ｏｆ ｓａｍｐｌｅ ＣＢＣＦ／ ＰＲ ａｅｒｏｇｅｌ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｄｕｒｉｎｇ ａｂｌａｔｉｏｎ ｔｅｓｔ 2500 2000 1500 1000 500 250 200 150 100 50 0 0 100 200 300 400 500 600 Time/s Pyrometer T/Cat40mmfromsirface 50mmfromsurface In-depthtemperature(℃) 图 ９ ＣＢＣＦ／ ＰＲ 气凝胶复合材料在烧蚀和后续热沉阶段的 表面和内部温度响应． 插图：烧蚀前后试样 Ｆｉｇ．９ Ｓｕｒｆａｃｅ ａｎｄ ｉｎｔｅｒｎａｌ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｒｅｓｐｏｎｓｅｓ ｏｆ ＣＢＣＦ／ ＰＲ ａｅｒｏｇｅｌ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ． Ｉｌｌｕｓｔｒａｔｉｏｎ： Ｓａｍｐｌｅｓ ｂｅｆｏｒｅ ａｎｄ ａｆｔｅｒ ａｂｌａｔｉｏｎ ｔｅｓｔ 第 ５ 期 程海明， 等： 低密度烧蚀材料研究进展 ·７·
哈尔滨工业大学学报 第50卷 征设计防热结构与材料,并多种防热结构形式组合 应用.在飞船返回舱的高热流、大加热量的防热大 底和侧壁迎风面等区域采用密度和厚度相对较大的 烧蚀材料,在侧壁青风面、背板以及伞舱盖等区域采 用更轻和更薄的烧蚀材料,甚至是采用陶瓷隔热瓦 毡等表面隔热结构、陶瓷多层隔热结构以及金属隔 热结构等以前主要应用于航天飞机或空天飞行器重 复使用的大面积防热材料 2)向可重复使用、高可靠、简单维护方向发展, 返回舱及防热材料实现由一次性使用逐步实现可重 复(或部分可重复)使用.早期的低密度烧蚀满足了 图10烧蚀后CBCF气凝胶复合材料试样沿厚度方向横向性使用的飞船返回舱和返回式卫星的防热需 切片的SEM照片 求,近年来国外新研制的飞船返回舱着陆反推火箭 Figl0 seM of transverse slices of cbcf aerogel composite at发动机、气囊及降落伞等减速技术的益发成熟,返回 different height after the ablation test 舱的承力结构及部分防热结构逐步实现可重复使 用,龙飞船和波音的CST-100飞船都提出了可重复 使用10次的目标; 3)持续降低烧蚀材料密度、减轻结构质量和提 阃 高应用范围,并形成烧蚀/隔热一体化设计理念借 鉴复合材料与结构领域最新研究成果,三维编织、功 (a)加热阶段温度场云图 (b)冷却阶段温度场云图 能梯度材料、点阵复合材料、有机-无机杂化等,有 阀 效解决防热结构和材料的烧蚀层稳定性、内部热解 气体释放和不同密度和材料层之间连接可靠性和热 性能匹配等制约烧蚀防热的关键问题,使得烧蚀材 料的整体密度得以持续下降且使用极限环境(热流 (d冷却阶段气流速度云图 密度、驻点压力、气动剪切等)持续升高,甚至从短 图1 CBCF/PR气凝胶复合材料在加热和冷却阶段性能演时高温超高温向长时高温有氧等方向防热发展,逐 化的温度场云图和气流速度场云图 步形成了多种功能化涂层-表层耐烧蚀材料-内部 Figl1 Physical properties evolution of CBCF/ PR aerogel低密度隔热材料的烧蚀/隔热一体化防热结构; 4)防热材料设计由侧重地面试验向重视飞行 respectivel 验证发展.经过近半个世纪的发展,积累了大量烧 对新型超低密度烧蚀材料的烧蚀性能、表面及蚀材料的基础性能数据,并通过近年来迅猛发展的 内部热响应、烧蚀行为进行了系统硏究,通过建立娆计算机模拟能力,显著提高了对热环境和材料响应 蚀行为本征数学模型,实现了新型超低密度烧蚀材的预判能力,在防热系统设计中表现出从以往偏重 料烧蚀过程密度、孔隙度和热解程度等物性场变量于进行各种探索性或预先研究的地面试验,包括各 以及温度、压力和流速等物理场变量演变过程模拟种材料级和结构级试样或缩比件、全比例件的性能 再现阐明了新型超低密度烧蚀材料极端环境下防测试和试验,向防热结构和材料的飞行验证演示试 热/隔热机制,为我国新一代多用途载人飞船的热防验发展,并尤其重视开发探测诊断技术,建立了在线 护系统的体系设计、选材优化和性能预报提供了有监测防热材料烧蚀响应系统,实现了实时检测环境 力支撑. 参数和关键材料性能响应在时域和空域信息; 4国内外的技术差距 5)改进防热结构与材料装配成型工艺、提高可 靠度、性能一致性、降低成本.对防热材料成型装配 综上所诉,国外关于低密度烧蚀材料的研究已的新工艺新方法持续投入研究,例如对蜂窝增强低 经取得了丰硕的成果并积累丰富的飞行经验,主要密度烧蚀材料灌注成型提出了从早期的单孔手工灌 体现在 注和大面积振动灌注,后续提出大面积真空灌注以 1)注重防热结构创新优化设计.依据热环境特及最新的机器人智能控制灌注,解决了工艺成本高
图 １０ 烧蚀后 ＣＢＣＦ 气凝胶复合材料试样沿厚度方向横向 切片的 ＳＥＭ 照片 Ｆｉｇ．１０ ＳＥＭ ｏｆ ｔｒａｎｓｖｅｒｓｅ ｓｌｉｃｅｓ ｏｆ ＣＢＣＦ ａｅｒｏｇｅｌ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ａｔ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｈｅｉｇｈｔ ａｆｔｅｒ ｔｈｅ ａｂｌａｔｉｏｎ ｔｅｓｔ (a)加热阶段温度场云图 (b)冷却阶段温度场云图 (c)加热阶段气流速度云图 (d)冷却阶段气流速度云图 图 １１ ＣＢＣＦ／ ＰＲ 气凝胶复合材料在加热和冷却阶段性能演 化的温度场云图和气流速度场云图 Ｆｉｇ． １１ Ｐｈｙｓｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｅｖｏｌｕｔｉｏｎ ｏｆ ＣＢＣＦ／ ＰＲ ａｅｒｏｇｅｌ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｄｕｒｉｎｇ ｈｅａｔｉｎｇ ａｎｄ ｃｏｏｌｉｎｇ ｐｅｒｉｏｄ， ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ 对新型超低密度烧蚀材料的烧蚀性能、表面及 内部热响应、烧蚀行为进行了系统研究，通过建立烧 蚀行为本征数学模型，实现了新型超低密度烧蚀材 料烧蚀过程密度、孔隙度和热解程度等物性场变量 以及温度、压力和流速等物理场变量演变过程模拟 再现，阐明了新型超低密度烧蚀材料极端环境下防 热／ 隔热机制，为我国新一代多用途载人飞船的热防 护系统的体系设计、选材优化和性能预报提供了有 力支撑． ４ 国内外的技术差距 综上所诉，国外关于低密度烧蚀材料的研究已 经取得了丰硕的成果并积累丰富的飞行经验，主要 体现在： １）注重防热结构创新优化设计． 依据热环境特 征设计防热结构与材料，并多种防热结构形式组合 应用． 在飞船返回舱的高热流、大加热量的防热大 底和侧壁迎风面等区域采用密度和厚度相对较大的 烧蚀材料，在侧壁背风面、背板以及伞舱盖等区域采 用更轻和更薄的烧蚀材料，甚至是采用陶瓷隔热瓦、 毡等表面隔热结构、陶瓷多层隔热结构以及金属隔 热结构等以前主要应用于航天飞机或空天飞行器重 复使用的大面积防热材料； ２）向可重复使用、高可靠、简单维护方向发展， 返回舱及防热材料实现由一次性使用逐步实现可重 复（或部分可重复）使用． 早期的低密度烧蚀满足了 一次性使用的飞船返回舱和返回式卫星的防热需 求，近年来国外新研制的飞船返回舱着陆反推火箭 发动机、气囊及降落伞等减速技术的益发成熟，返回 舱的承力结构及部分防热结构逐步实现可重复使 用，龙飞船和波音的 ＣＳＴ－１００ 飞船都提出了可重复 使用 １０ 次的目标； ３）持续降低烧蚀材料密度、减轻结构质量和提 高应用范围，并形成烧蚀／ 隔热一体化设计理念． 借 鉴复合材料与结构领域最新研究成果，三维编织、功 能梯度材料、点阵复合材料、有机－无机杂化等，有 效解决防热结构和材料的烧蚀层稳定性、内部热解 气体释放和不同密度和材料层之间连接可靠性和热 性能匹配等制约烧蚀防热的关键问题，使得烧蚀材 料的整体密度得以持续下降且使用极限环境（热流 密度、驻点压力、气动剪切等） 持续升高，甚至从短 时高温超高温向长时高温有氧等方向防热发展，逐 步形成了多种功能化涂层－表层耐烧蚀材料－内部 低密度隔热材料的烧蚀／ 隔热一体化防热结构； ４）防热材料设计由侧重地面试验向重视飞行 验证发展． 经过近半个世纪的发展，积累了大量烧 蚀材料的基础性能数据，并通过近年来迅猛发展的 计算机模拟能力，显著提高了对热环境和材料响应 的预判能力，在防热系统设计中表现出从以往偏重 于进行各种探索性或预先研究的地面试验，包括各 种材料级和结构级试样或缩比件、全比例件的性能 测试和试验，向防热结构和材料的飞行验证演示试 验发展，并尤其重视开发探测诊断技术，建立了在线 监测防热材料烧蚀响应系统，实现了实时检测环境 参数和关键材料性能响应在时域和空域信息； ５）改进防热结构与材料装配成型工艺、提高可 靠度、性能一致性、降低成本． 对防热材料成型装配 的新工艺新方法持续投入研究，例如对蜂窝增强低 密度烧蚀材料灌注成型提出了从早期的单孔手工灌 注和大面积振动灌注，后续提出大面积真空灌注以 及最新的机器人智能控制灌注，解决了工艺成本高、 ·８· 哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 第 ５０ 卷
第5期 程海明,等:低密度烧蚀材料研究进展 灌注不均匀、材料质量不易控制和性能不稳定等问发动、鼓励等间接手段结合制定完善的法律法规体 题,显著提高成型效率和可靠性以及材料质量和防系,全面推进高校、企业和研究机构等防热领域的人 热结构的完整性. 才和资源的融合,在防热领域形成研究高校、企业和 通过对比国内的低密度烧蚀材料的硏究现状可硏究机构更广范围、更高层次、更深程度产学硏联动 以发现,目前国内公开报道的成熟的低密度烧蚀材合作机,促进机构之间技术交流和转移,充分吸收学 料仅有神舟飞船的H96/H8系列玻璃纤维/酚醛蜂术领域前沿成果,充分调动企业参与积极性,为防热 窝填充增强硅橡胶低密度烧蚀材料,探月工程三期结构与材料提供丰厚的资源和可持续发展的后劲 月地高速再入返回飞行器热防护系统的新型碳硅复 合蜂窝增强低密度烧蚀材料,材料结构体系单一等 6结语 问题,并且在烧蚀性能模拟仿真和响应预报上更是 热防护系统及材料是发展和保障远程火箭、飞 还有大量工作要做,值得进行投入研究 船返回舱和星际探测器在极端下安全工作的关键技 5我国低密度烧蚀材料发展展望 术之一.低密度烧蚀材料耐烧蚀、隔热性能和结构 重量轻等优点使其成为远程火箭、飞船返回舱和星 根据国外发展低密度烧蚀材料的经验,以及国际探测器的再入返回舱和登陆舱的大底和侧壁等极 内外的差距和我国的具体国情,提出发展我国低密端环境下应用最重要的热防护材料.本文首先回顾 度烧蚀材料的主要发展展望: 了国内外低密度烧蚀热防护系统及材料的发展历 1)在材料设计方面,对材料的组成-结构-性能史,然后,根据国发展新一代载人飞船的近地轨道 体系深入硏究,尤其注重成型工艺技术和基础机理载人登月、载人登小行星、载人登火星等任务模式热 理论的同步研究,并探索建立材料工艺-结构-性能防护系统的特殊需求,介绍了国内在新型低密度烧 综合模型,大力发展计算机辅助设计专家系统实现蚀材料及和设计、性能优化和烧蚀性能表征及烧蚀 高精度的材料设计、性能优化控制,大力推进先进结机理评价的研究进展,分析了国内外低密度烧蚀材 构与材料的应用 料的技术差距并探讨了我国的发展展望 2)材料成型制备方面,基于提高防热结构与材 料综合性能、稳定性、可靠性要求,结合潜在应用背参考文献 景对大尺寸及复杂形状防热结构需求,开发新型材[1] BAHRAMLANA R, KOKABI M, FAMILIMH N,tl. Ablation 料合成、成型、装配等技术,加强关键技术突破和重 and thermal degradation behaviour of a composite based on resol type 点设备的研发,深入研究各种先进制备工艺机理,积 phenolic resin: process modeling and experimental[J]. Polymer 累系统的材料性能数据及规律,并注意相关性能评(2] VAIARA,PHEG, RUTH N,al. Polvmer/layered silicate 价与测试技术的发展; anocomposites as high performance ablative materials[J]. Applies 3)加强关键原材料的研制.在国内相对薄弱的 Clay science,1999,15(1-2):67-92. 高性能原材料,如高纯度粘胶基碳纤维、石英纤维 [3] HOWE J T. Hypervelocity Atmospheric Flight: Real Gas Flow Fields. NASA Technical Memorandum 101055. NASA Ames Re- 莫来石纤维等,耐高温抗氧化的酚醛树脂、有机硅树 earch Center. Moffett Field. CA. USA. 1989 脂以及新型树脂等,以及酚醛空心微球、玻璃空心微 SCHMIDT D L. Ablative Polymers in Aerospace Technology [J] 珠和高品质陶瓷粉体等功能填料方面,加大投入力 Journal of Macromolecular Science--Chemistry, 1969, 3(3): 327. 度,持续开展关键技术攻关、批量生产和质量控制方 面研究,确保材料性能稳定性、重复性和可靠性; [5] WILSON, R, KOUBEK, F. High Viscosity Thermal Protection Ma- 4)建立烧蚀材料性能表征、检测与评价平台.[6] NEUSE E W. Polymers for Potential Use as Charring Ablators Under 建立可靠的理论准确预测飞船返回舱和星际探测器 Hyperthermal Re-entry Conditions: A Review of Recent Develop- 等极端复杂的气动力和气动热环境参数,建立可靠 ments[J]. Materials Science and Engineering, 1973, 11(3):121 等效模拟高热流密度、大加热量、等离子体以及其它 反应气氛等极端环境服役环境的地面设备,准确描 [7 LAUB B, VENKATAPATHY E. Thermal Protection System Tech- ology and Facility Needs for Demanding Future Planetary Missions 述材料对极端环境的力-热响应以及结构性能演化 [C//Planetary Probe Atmospheric Entry and Descent Trajectory 规律和机理,摸清材料的极限或阈值,对于保证防热 结构的可靠性均十分关键; [8] EDQUIST K T, DYAKONOV A A, WRIGHT M J, et al. Aerother- odynamic Environments Definition for the Mars Science Laboratory 5)推动多种形式的高校、企业和研究机构的产 Entry Capsule[J]. AlAA paper, 2007, 1206: 8-11 学研联动合作机制.政府充分进行宏观调控,采取[9]吴晓宏,陆小龙,李涛,易忠.轻质烧蚀材料硏究综述[门.航天
灌注不均匀、材料质量不易控制和性能不稳定等问 题，显著提高成型效率和可靠性以及材料质量和防 热结构的完整性． 通过对比国内的低密度烧蚀材料的研究现状可 以发现，目前国内公开报道的成熟的低密度烧蚀材 料仅有神舟飞船的 Ｈ９６ ／ Ｈ８８ 系列玻璃纤维／ 酚醛蜂 窝填充增强硅橡胶低密度烧蚀材料，探月工程三期 月地高速再入返回飞行器热防护系统的新型碳硅复 合蜂窝增强低密度烧蚀材料，材料结构体系单一等 问题，并且在烧蚀性能模拟仿真和响应预报上更是 还有大量工作要做，值得进行投入研究． ５ 我国低密度烧蚀材料发展展望 根据国外发展低密度烧蚀材料的经验，以及国 内外的差距和我国的具体国情，提出发展我国低密 度烧蚀材料的主要发展展望： １）在材料设计方面，对材料的组成－结构－性能 体系深入研究，尤其注重成型工艺技术和基础机理 理论的同步研究，并探索建立材料工艺－结构－性能 综合模型，大力发展计算机辅助设计专家系统实现 高精度的材料设计、性能优化控制，大力推进先进结 构与材料的应用； ２）材料成型制备方面，基于提高防热结构与材 料综合性能、稳定性、可靠性要求，结合潜在应用背 景对大尺寸及复杂形状防热结构需求，开发新型材 料合成、成型、装配等技术，加强关键技术突破和重 点设备的研发，深入研究各种先进制备工艺机理，积 累系统的材料性能数据及规律，并注意相关性能评 价与测试技术的发展； ３）加强关键原材料的研制． 在国内相对薄弱的 高性能原材料，如高纯度粘胶基碳纤维、石英纤维、 莫来石纤维等，耐高温抗氧化的酚醛树脂、有机硅树 脂以及新型树脂等，以及酚醛空心微球、玻璃空心微 珠和高品质陶瓷粉体等功能填料方面，加大投入力 度，持续开展关键技术攻关、批量生产和质量控制方 面研究，确保材料性能稳定性、重复性和可靠性； ４）建立烧蚀材料性能表征、检测与评价平台． 建立可靠的理论准确预测飞船返回舱和星际探测器 等极端复杂的气动力和气动热环境参数，建立可靠 等效模拟高热流密度、大加热量、等离子体以及其它 反应气氛等极端环境服役环境的地面设备，准确描 述材料对极端环境的力－热响应以及结构性能演化 规律和机理，摸清材料的极限或阈值，对于保证防热 结构的可靠性均十分关键； ５）推动多种形式的高校、企业和研究机构的产 学研联动合作机制． 政府充分进行宏观调控，采取 发动、鼓励等间接手段结合制定完善的法律法规体 系，全面推进高校、企业和研究机构等防热领域的人 才和资源的融合，在防热领域形成研究高校、企业和 研究机构更广范围、更高层次、更深程度产学研联动 合作机，促进机构之间技术交流和转移，充分吸收学 术领域前沿成果，充分调动企业参与积极性，为防热 结构与材料提供丰厚的资源和可持续发展的后劲． ６ 结 语 热防护系统及材料是发展和保障远程火箭、飞 船返回舱和星际探测器在极端下安全工作的关键技 术之一． 低密度烧蚀材料耐烧蚀、隔热性能和结构 重量轻等优点使其成为远程火箭、飞船返回舱和星 际探测器的再入返回舱和登陆舱的大底和侧壁等极 端环境下应用最重要的热防护材料． 本文首先回顾 了国内外低密度烧蚀热防护系统及材料的发展历 史，然后，根据国发展新一代载人飞船的近地轨道、 载人登月、载人登小行星、载人登火星等任务模式热 防护系统的特殊需求，介绍了国内在新型低密度烧 蚀材料及和设计、性能优化和烧蚀性能表征及烧蚀 机理评价的研究进展，分析了国内外低密度烧蚀材 料的技术差距并探讨了我国的发展展望． 参考文献 ［１］ ＢＡＨＲＡＭＩＡＮ Ａ Ｒ， ＫＯＫＡＢＩ Ｍ， ＦＡＭＩＬＩ Ｍ Ｈ Ｎ， ｅｔ ａｌ． Ａｂｌａｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎ ｂｅｈａｖｉｏｕｒ ｏｆ ａ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｒｅｓｏｌ ｔｙｐｅ ｐｈｅｎｏｌｉｃ ｒｅｓｉｎ： ｐｒｏｃｅｓｓ ｍｏｄｅｌｉｎｇ ａｎｄ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ［ Ｊ］． Ｐｏｌｙｍｅｒ， ２００６， ４７（１０）： ３６６１－３６７３． ［２］ ＶＡＩＡ Ｒ Ａ， ＰＲＩＣＥ Ｇ， ＲＵＴＨ Ｐ Ｎ， ｅｔ ａｌ． Ｐｏｌｙｍｅｒ／ ｌａｙｅｒｅｄ ｓｉｌｉｃａｔｅ ｎａｎｏｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ ａｓ ｈｉｇｈ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ａｂｌａｔｉｖｅ ｍａｔｅｒｉａｌｓ［ Ｊ］． Ａｐｐｌｉｅｄ Ｃｌａｙ Ｓｃｉｅｎｃｅ， １９９９， １５（１－２）： ６７－９２． ［３］ ＨＯＷＥ Ｊ Ｔ． Ｈｙｐｅｒｖｅｌｏｃｉｔｙ Ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ Ｆｌｉｇｈｔ： Ｒｅａｌ Ｇａｓ Ｆｌｏｗ Ｆｉｅｌｄｓ． ＮＡＳＡ Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｍｅｍｏｒａｎｄｕｍ １０１０５５， ＮＡＳＡ Ａｍｅｓ Ｒｅ⁃ ｓｅａｒｃｈ Ｃｅｎｔｅｒ， Ｍｏｆｆｅｔｔ Ｆｉｅｌｄ， ＣＡ， ＵＳＡ， １９８９． ［４］ ＳＣＨＭＩＤＴ Ｄ Ｌ． Ａｂｌａｔｉｖｅ Ｐｏｌｙｍｅｒｓ ｉｎ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ［ Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａｃｒｏｍｏｌｅｃｕｌａｒ Ｓｃｉｅｎｃｅ—Ｃｈｅｍｉｓｔｒｙ， １９６９， ３（３）： ３２７－ ３６５． ［５］ ＷＩＬＳＯＮ， Ｒ， ＫＯＵＢＥＫ， Ｆ． Ｈｉｇｈ Ｖｉｓｃｏｓｉｔｙ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｍａ⁃ ｔｅｒｉａｌｓ， ＮＯＬ ＴＲ－６８－２１６， １９６９． ［６］ ＮＥＵＳＥ Ｅ Ｗ． Ｐｏｌｙｍｅｒｓ ｆｏｒ Ｐｏｔｅｎｔｉａｌ Ｕｓｅ ａｓ Ｃｈａｒｒｉｎｇ Ａｂｌａｔｏｒｓ Ｕｎｄｅｒ Ｈｙｐｅｒｔｈｅｒｍａｌ Ｒｅ⁃ｅｎｔｒｙ Ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ： Ａ Ｒｅｖｉｅｗ ｏｆ Ｒｅｃｅｎｔ Ｄｅｖｅｌｏｐ⁃ ｍｅｎｔｓ［Ｊ］． Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ， １９７３， １１（３）： １２１－ １５０． ［７］ ＬＡＵＢ Ｂ， ＶＥＮＫＡＴＡＰＡＴＨＹ Ｅ． Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ｔｅｃｈ⁃ ｎｏｌｏｇｙ ａｎｄ Ｆａｃｉｌｉｔｙ Ｎｅｅｄｓ ｆｏｒ Ｄｅｍａｎｄｉｎｇ Ｆｕｔｕｒｅ Ｐｌａｎｅｔａｒｙ Ｍｉｓｓｉｏｎｓ ［Ｃ］ ／ ／ Ｐｌａｎｅｔａｒｙ Ｐｒｏｂｅ Ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ Ｅｎｔｒｙ ａｎｄ Ｄｅｓｃｅｎｔ Ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ Ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ Ｓｃｉｅｎｃｅ． ２００４， ５４４： ２３９－２４７． ［８］ ＥＤＱＵＩＳＴ Ｋ Ｔ， ＤＹＡＫＯＮＯＶ Ａ Ａ， ＷＲＩＧＨＴ Ｍ Ｊ， ｅｔ ａｌ． Ａｅｒｏｔｈｅｒ⁃ ｍｏｄｙｎａｍｉｃ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｓ Ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ ｆｏｒ ｔｈｅ Ｍａｒｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ Ｅｎｔｒｙ Ｃａｐｓｕｌｅ［Ｊ］． ＡＩＡＡ ｐａｐｅｒ， ２００７， １２０６： ８－１１． ［９］ 吴晓宏，陆小龙，李 涛，易 忠． 轻质烧蚀材料研究综述［Ｊ］． 航天 第 ５ 期 程海明， 等： 低密度烧蚀材料研究进展 ·９·
哈尔滨工业大学学报 第50卷 器环境工程,2011,28(4):313. Descent and Landing Challenges [J]- Joumal of Spacecraft and WUXH, LU X L, LIT, et al. A review of researches of lightweight rockets,2007,44(2):310-323 ablators[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2011, 28(4): [26]EDQUIST K T, DYAKONOV AA, WRIGHT M J, et al.Aerother- 313-317 modynamic Environments Definition for the Mars Science Laboratory 10]Z00K H A, FLAHERTY R E, KESSLER D J. Meteoroid Impacts Entry Capsule[J]. AIAA paper, 2007, 1206:8-11. on the Gemini Windows[ J]. Planetary and Space Science, 1970, [27]EDQUIST K T, DY AKONOV AA, WRIGHT M J, et al. Aerother- 18(7):953-956 modynamic Design of the Mars Science Laboratory Backshell and [11]SUTTON G W. The Initial Development of Ablation Heat Protec- Parachute Cone[ C]//41st AlAA Thermophysics Conference 22 tion, An Historical Perspective[J]. Journal of Spacecraft and Rock 25 June 2009. 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器环境工程， ２０１１，２ ８（４）： ３１３． ＷＵ Ｘ Ｈ， ＬＵ Ｘ Ｌ， ＬＩ Ｔ， ｅｔ ａｌ． Ａ ｒｅｖｉｅｗ ｏｆ ｒｅｓｅａｒｃｈｅｓ ｏｆ ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔ ａｂｌａｔｏｒｓ［ Ｊ］． Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ， ２０１１， ２８ （ ４）： ３１３－３１７． ［１０］ＺＯＯＫ Ｈ Ａ， ＦＬＡＨＥＲＴＹ Ｒ Ｅ， ＫＥＳＳＬＥＲ Ｄ Ｊ． Ｍｅｔｅｏｒｏｉｄ Ｉｍｐａｃｔｓ ｏｎ ｔｈｅ Ｇｅｍｉｎｉ Ｗｉｎｄｏｗｓ［ Ｊ］． Ｐｌａｎｅｔａｒｙ ａｎｄ Ｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅ， １９７０， １８（７）： ９５３－９５６． ［１１］ＳＵＴＴＯＮ Ｇ Ｗ． Ｔｈｅ Ｉｎｉｔｉａｌ Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ Ａｂｌａｔｉｏｎ Ｈｅａｔ Ｐｒｏｔｅｃ⁃ ｔｉｏｎ， Ａｎ Ｈｉｓｔｏｒｉｃａｌ Ｐｅｒｓｐｅｃｔｉｖｅ［Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎｄ Ｒｏｃｋ⁃ ｅｔｓ， １９８２， １９９（１）： ３－１１． ［１２］ＰＡＵＬ Ｅ． ＢＡＵＥＲ， ＤＯＮＡＬＤ Ｌ． ＲＵＭＭＥＲ． Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ａｎｄ Ｐｅｒ⁃ ｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｇｅｍｉｎｉ ａｂｌａｔｉｖｅ ｈｅａｔ ｓｈｉｅｌｄ［ Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅ⁃ ｃｒａｆｔ，１９６６，３（１０）：１４９５－１４９７． ［１３］ＴＡＲＴＡＧＬＩＯＮＥ Ｌ Ｃ， ＭＡＺＺＯＬＡ Ｊ Ｈ． ＡＰＯＬＬＯ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ａｂｌａｔｏｒ Ｍａｔｅｒｉａｌ Ｕｓｅｄ ｏｎ Ｓｐａｃｅ Ｓｈｕｔｔｌｅ［Ｊ］． ＡＩＡＡ Ｐａｐｅｒ １９８２－６５６：８６－８８． ［１４］ＢＡＲＴＬＥＴＴ Ｅ Ｐ， ＡＮＤＥＲＳＯＮ Ｌ Ｗ， ＣＵＲＲＹ Ｄ Ｍ． Ａｎ Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ ｏｆ Ａｂｌａｔｉｏｎ Ｍｅｃｈａｎｉｓｍｓ ｆｏｒ ｔｈｅ Ａｐｏｌｌｏ Ｈｅａｔ Ｓｈｉｅｌｄ Ｍａｔｅｒｉａｌ ［ Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ， １９７１，５， ８（５）：４６３． ［１５］ＳＺＡＬＡＩ Ｃ， ＢＥＣＫ Ｒ， ＧＡＳＣＨ Ｍ， ｅｔ ａｌ． Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ａｅｒｏｔｈｅｒｍａｌ Ｓｃｒｅｅｎｉｎｇ Ｔｅｓｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ＨＹＭＥＴＳ Ｆａｃｉｌｉｔｙ ［ Ｃ］ ／ ／ ４２ｎｄ ＡＩＡＡ ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ， Ｈｏｎｏｌｕｌｕ， Ｈａｗａｉｉ， ＡＩＡＡ－２０１１－ ３４９３， ２０１１． ［１６］ＡＬＵＮＮＩ Ａ Ｉ， ＯＬＳＯＮ Ｍ Ｗ， ＧÖＫＣＥＮ Ｔ， ｅｔ ａｌ． Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ Ｓｕｒｆａｃｅ Ｒｏｕｇｈｎｅｓｓ ｉｎ Ｌａｍｉｎａｒ ａｎｄ Ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｓ ｆｏｒ Ｏｒｉｏｎ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ［Ｃ］ ／ ／ ４２ｎｄ ＡＩＡＡ Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒ⁃ ｅｎｃｅ， Ｈｏｎｏｌｕｌｕ， Ｈａｗａｉｉ， ＡＩＡＡ ２０１１－３７７６， ２０１１． ［１７］ＴＩＴＯＶ Ｅ Ｖ， ＫＵＭＡＲ Ｒ， ＬＥＶＩＮ Ｄ Ａ， ｅｔ ａｌ． Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ｏｆ ｔｈｅ Ｃｒａｃｋ Ｇｒｏｗｔｈ ｉｎ ｔｈｅ ＡＶＣＯＡＴ Ｈｅａｔ Ｓｈｉｅｌｄ ［ Ｃ］ ／ ／ ４９ｔｈ ＡＩＡＡ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ Ｍｅｅｔｉｎｇ ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｔｈｅ Ｎｅｗ Ｈｏｒｉｚｏｎｓ Ｆｏｒｕｍ ａｎｄ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｘｐｏｓｉｔｉｏｎ． Ｗａｓｈｉｎｇｔｏｎ， ＤＣ： ＡＩＡＡ， ２０１１： ４－７． ［１８］ＬＡＵＢ Ｂ， ＣＨＥＮ Ｙ Ｋ， ＤＥＣ Ｊ Ａ． Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａ Ｈｉｇｈ－ｆｉｄｅｌｉｔｙ Ｔｈｅｒｍａｌ ／ Ａｂｌａｔｉｏｎ Ｒｅｓｐｏｎｓｅ Ｍｏｄｅｌ ｆｏｒ ＳＬＡ－５６１Ｖ［Ｃ］ ／ ／ ４１ｓｔ ＡＩＡＡ Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ２２ － ２５ Ｊｕｎｅ ２００９， Ｓａｎ Ａｎｔｏｎｉｏ， Ｔｅｘ⁃ ａｓ：２－６． ［１９］ＳＴＲＡＵＳＳ Ｅ Ｌ． Ｓｕｐｅｒｌｉｇｈｔ Ａｂｌａｔｉｖｅ Ｓｙｓｔｅｍｓ ｆｏｒ Ｍａｒｓ Ｌａｎｄｅｒ Ｔｈｅｒ⁃ ｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ［ Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎｄ Ｒｏｃｋｅｔｓ， １９６７， ４ （１０）： １３０５１３０９． ［２０］ＰＲＡＢＨＵ Ｄ Ｋ， ＳＡＵＮＤＥＲＳ Ｄ Ａ． Ｏｎ Ｈｅａｔｓｈｉｅｌｄ Ｓｈａｐｅｓ ｆｏｒ Ｍａｒｓ Ｅｎｔｒｙ Ｃａｐｓｕｌｅｓ［Ｃ］ ／ ／ ５０ｔｈ ＡＩＡＡ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ Ｍｅｅｔｉｎｇ ｉｎｃｌｕ⁃ ｄｉｎｇ ｔｈｅ Ｎｅｗ Ｈｏｒｉｚｏｎｓ Ｆｏｒｕｍ ａｎｄ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｘｐｏｓｉｔｉｏｎ ２０１２， １０． ２５１４ ／ ６．２０１２－３９９：１５． ［２１］ＬＡＶＥＬＬＥ Ｊ Ｐ， ＳＣＨＵＥＴ Ｓ Ｒ， ＤＯＢＥＬＬ Ｃ， ＥＴ ＡＬ． Ｔｈｅ ３Ｄ Ｍａｐ⁃ ｐｉｎｇ ｏｆ Ｓｔａｒｄｕｓｔ’ ｓ Ｐｏｓｔ Ｆｌｉｇｈｔ Ｈｅａｔｓｈｉｅｌｄ ［ Ｃ］ ／ ／ ４６ｔｈ ＡＩＡＡ Ａｅｒｏ⁃ ｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ Ｍｅｅｔｉｎｇ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ ７ － １０ Ｊａｎｕａｒｙ ２００８， Ｒｅｎｏ， Ｎｅｖａｄａ：４． ［２２］ＥＤＱＵＩＳＴ Ｋ Ｔ， ＨＯＬＬＩＳ Ｂ Ｒ， ＤＹＡＫＯＮＯＶ Ａ Ａ， ｅｔ ａｌ． Ｍａｒｓ Ｓｃｉ⁃ ｅｎｃｅ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ Ｅｎｔｒｙ Ｃａｐｓｕｌｅ Ａｅｒｏｔｈｅｒｍｏｄｙｎａｍｉｃｓ ａｎｄ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ［Ｃ］ ／ ／ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ， ２００７ ＩＥＥＥ． ＩＥＥＥ， ２００７： １－１３． ［ ２３］ＳＺＡＬＡＩ Ｃ， ＣＨＥＮ Ｙ Ｋ， ＬＯＯＭＩＳ Ｍ， ｅｔ ａｌ． Ｍａｒｓ Ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ Ｒｏｖｅｒ Ｔｉｒｅｓ Ｃｏｖｅｒ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ｄｅｓｉｇｎ Ｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎ ［ Ｃ］ ／ ／ ３６ｔｈ ＡＩＡＡ Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ２３－２６ Ｊｕｎｅ ２００３， Ｏｒｌａｎｄｏ， Ｆｌｏｒｉｄａ： １－３． ［ ２４］ＳＺＡＬＡＩ Ｃ， ＣＨＥＮ Ｙ Ｋ， ＬＯＯＭＩＳ Ｍ， ｅｔ ａｌ． Ｍａｒｓ Ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ Ｒｏｖｅｒ Ｔｒａｎｓｖｅｒｓｅ Ｉｍｐｕｌｓｅ Ｒｏｃｋｅｔ Ｃｏｖｅｒ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ｄｅｓｉｇｎ Ｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎ［Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎｄ ｒｏｃｋｅｔｓ， ２００５， ４２（ ６）： ９９０－９９８． ［２５］ＢＲＡＵＮ Ｒ Ｄ， ＭＡＮＮＩＮＧ Ｒ Ｍ． Ｍａｎｎｉｎｇ． Ｍａｒｓ Ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ Ｅｎｔｒｙ， Ｄｅｓｃｅｎｔ ａｎｄ Ｌａｎｄｉｎｇ Ｃｈａｌｌｅｎｇｅｓ ［ Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎｄ Ｒｏｃｋｅｔｓ， ２００７， ４４（２）：３１０－３２３． ［２６］ＥＤＱＵＩＳＴ Ｋ Ｔ， ＤＹＡＫＯＮＯＶ Ａ Ａ， ＷＲＩＧＨＴ Ｍ Ｊ， ｅｔ ａｌ． Ａｅｒｏｔｈｅｒ⁃ ｍｏｄｙｎａｍｉｃ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｓ Ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ ｆｏｒ ｔｈｅ Ｍａｒｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ Ｅｎｔｒｙ Ｃａｐｓｕｌｅ［Ｊ］． ＡＩＡＡ ｐａｐｅｒ， ２００７， １２０６： ８－１１． ［２７］ＥＤＱＵＩＳＴ Ｋ Ｔ， ＤＹＡＫＯＮＯＶ Ａ Ａ， ＷＲＩＧＨＴ Ｍ Ｊ， ｅｔ ａｌ． Ａｅｒｏｔｈｅｒ⁃ ｍｏｄｙｎａｍｉｃ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｔｈｅ Ｍａｒｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ Ｂａｃｋｓｈｅｌｌ ａｎｄ Ｐａｒａｃｈｕｔｅ Ｃｏｎｅ［ Ｃ］ ／ ／ ４１ｓｔ ＡＩＡＡ Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ２２ － ２５ Ｊｕｎｅ ２００９， Ｓａｎ Ａｎｔｏｎｉｏ， Ｔｅｘａｓ：２－１３． ［２８］ＤＲＥＧＧＯＲＳ Ｋ Ｌ． Ａｌｔｅｒｎａｔｉｖｅ Ｆｏｒｍ Ｔｒｅａｔｍｅｎｔｓ ｆｏｒ ｔｈｅ Ｓｐａｃｅ Ｓｈｕｔ⁃ ｔｌｅ’ｓ Ｅｘｔｅｒｎａｌ Ｔａｎｋ［Ｄ］． Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ ｏｆ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ， Ｍａｔｅｒｉａｌｓ， ａｎｄ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｉｎ ｔｈｅ Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｎｄ Ｃｏｍｐｕｔｅｒ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｔ ｔｈｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｅｎｔｒａｌ Ｆｌｏｒｉｄａ Ｏｒｌａｎｄｏ， Ｆｌｏｒｉｄａ， ２００５，１２：３９． ［２９］ＡＮＤＲＥＷ Ｓ． ＫＥＹＳ， ＪＥＦＦＥＲＹ Ｌ． ＨＡＬＬ， ＤＡＶＩＤ Ｙ． ＯＨ， ｅｔ ａｌ． Ｏｖｅｒｖｉｅｗ ｏｆ ａ Ｐｒｏｐｏｓｅｄ Ｆｌｉｇｈｔ Ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ ｏｆ Ａｅｒｏｃａｐｔｕｒｅ Ｓｙｓｔｅｍ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｆｏｒ Ｐｌａｎｅｔａｒｙ Ｍｉｓｓｉｏｎｓ［ Ｃ］ ／ ／ ４２ｎｄ ＡＩＡＡ／ ＡＳＭＥ ／ ＳＡＥ／ ＡＳＥＥ Ｊｏｉｎｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ＆ Ｅｘｈｉｂｉｔ ９ － １２ Ｊｕｌｙ ２００６， Ｓａｃｒａｍｅｎｔｏ， Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ． ［ ３０］ＣＯＮＧＤＯＮ Ｗ Ｍ． Ｆａｍｉｌｙ Ｓｙｓｔｅｍｓ ｏｆ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｃｈａｒｒｉｎｇ Ａｂｌａｔｏｒｓ ｆｏｒ Ｐｌａｎｅｔａｒｙ Ａｅｒｏｃａｐｔｕｒｅ ａｎｄ Ｅｎｔｒｙ ｍｉｓｓｉｏｎｓ［Ｊ］． １ｓｔ ＮＳＴＣ， Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｍａｒｙｌａｎｄ， ２００７， １９： １－２． ［３１］ＬＡＵＢ Ｂ． Ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ ｃｏｎｃｅｐｔｓ ａｎｄ ｉｓｓｕｅｓ ｆｏｒ ａｅｒｏｃａｐｔｕｒｅ ａｔ Ｔｉｔａｎ［Ｃ］ ／ ／ ３９ｔｈ ＡＩＡＡ／ ＡＳＭＥ／ ＳＡＥ／ ＡＳＥＥ Ｊｏｉｎｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｃｏｎｆｅｒ⁃ ｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ． ２００３： ４９５４． ［３２］ＡＧＲＡＷＡＬ Ｐ， ＭＵＮＫ Ｍ Ｍ， ＧＬＡＡＢ Ｌ Ｊ． Ａｒｃｊｅｔ Ｔｅｓｔｉｎｇ ｏｆ Ｍｉｃｒｏ－ ｍｅｔｅｏｒｏｉｄ Ｉｍｐａｃｔｅｄ Ｔｈｅｒｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ ［ Ｃ］ ／ ／ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙ⁃ ｎａｍｉｃｓ ａｎｄ Ｃｏ－ｌｏｃａｔｅｄ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅｓ Ｊｕｎｅ ２４－２７， ２０１３， Ｓａｎ Ｄｉｅｇｏ， ＣＡ ４４ｔｈ ＡＩＡＡ Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ：２－１７． ［３３］ＣＯＮＧＤＯＮ Ｗ Ｍ， ＣＵＲＲＹ Ｄ Ｍ， ＣＯＬＬＩＮＳ Ｔ Ｊ． Ｒｅｓｐｏｎｓｅ Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ｏｆ Ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔ Ｃｈａｒｒｉｎｇ Ａｂｌａｔｏｒｓ ａｎｄ Ｔｈｅｒｍａｌ－ｒａｄｉａｔｉｏｎ Ｔｅｓｔｉｎｇ Ｒｅ⁃ ｓｕｌｔｓ［Ｃ］ ／ ／ ３９ｔｈ ＡＩＡＡ／ ＡＳＭＥ／ ＳＡＥ／ ＡＳＥＥ Ｊｏｉｎｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｃｏｎｆｅｒ⁃ ｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ ２０－２３ Ｊｕｌｙ ２００３， Ｈｕｎｔｓｖｉｌｌｅ， Ａｌａｂａｍａ：６－２８． ［３４］ＬＡＵＢ Ｂ， ＷＨＩＴＥ Ｓ． Ａｒｃｊｅｔ Ｓｃｒｅｅｎｉｎｇ ｏｆ Ｃａｎｄｉｄａｔｅ Ａｂｌａｔｉｖｅ Ｔｈｅｒ⁃ ｍａｌ Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ ｆｏｒ Ｍａｒｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ［Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎｄ ｒｏｃｋｅｔｓ， ２００６， ４３（２）： ３６７－３７３． ［３５］ ＢＡＲＮＥＹ Ａ Ｏ， ＡＮＴＯＮ Ｃ， ＣＲＵＭＰＬＥＲ Ｊ， ｅｔ ａｌ． Ｌｏｗ Ｄｅｎｓｉｔｙ Ａｂｌａｔｏｒ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｉｏｎ： Ｕ．Ｓ． Ｐａｔｅｎｔ ６，６２７，６９７［Ｐ］． ２００３－９－３０． ［ ３６］ＲＥＩＬＥＹ Ｋ， ＢＵＲＧＨＡＲＤＴ Ｍ， ＩＮＧＨＡＭ Ｊ， ｅｔ ａｌ． Ｂｏｅｉｎｇ ＣＳＴ－１００ Ｃｏｍｍｅｒｃｉａｌ Ｃｒｅｗ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ ＡＩＡＡ ２０１０ － ８８４１ ［ Ｃ］ ／ ／ ＡＩＡＡ ＳＰＡＣＥ ２０１０ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ＆ Ｅｘｐｏｓｉｔｉｏｎ ３０ Ａｕｇｕｓｔ － ２ Ｓｅｐｔｅｍ⁃ ｂｅｒ ２０１０， Ａｎａｈｅｉｍ， Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ：１－５． ［３７］ＨＡＮＫ Ｊ Ｍ， ＭＵＲＰＨＹ Ｊ Ｓ， ＭＵＴＺＭＡＮ Ｒ Ｃ． Ｔｈｅ Ｘ－５１Ａ Ｓｃｒａｍｊｅｔ Ｅｎｇｉｎｅ Ｆｌｉｇｈｔ Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅ Ｐｒｏｇｒａｍ［ Ｃ］ ／ ／ １５ｔｈ ＡＩＡＡ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｓｐａｃｅ Ｐｌａｎｅｓ ａｎｄ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｓｙｓｔｅｍｓ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ２８ Ａｐｒｉｌ － １ Ｍａｙ ２００８， Ｄａｙｔｏｎ， Ｏｈｉｏ：６－７． ［３８］ＴＲＡＮ Ｈ Ｋ， ＲＡＳＫＹ Ｄ Ｊ， ＥＳＦＡＨＡＮＩ Ｌ． Ｔｈｅｒｍａｌ Ｒｅｓｐｏｎｓｅ ａｎｄ Ａｂｌａｔｉｏｎ Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ Ｌｉｇｈｔ － ｗｅｉｇｈｔ Ｃｅｒａｍｉｃ Ａｂｌａｔｏｒｓ ［ Ｃ］ ／ ／ ＡＩＡＡ ２８ｔｈ Ｔｈｅｒｍｏｐｈｙｓｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ Ｊｕｌｙ ６ － ９， １９９３ ／ Ｏｒｌａｎｄｏ， ＦＬ：１． ［３９］ＰＡＲＭＥＮＴＥＲ Ｋ Ｅ， ＳＨＵＭＡＮ Ｋ， ＭＩＬＳＴＥＩＮ Ｆ， ｅｔ ａｌ． Ｃｏｍｐｒｅｓ⁃ ｓｉｖｅ Ｒｅｓｐｏｎｓｅ ｏｆ Ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔ Ｃｅｒａｍｉｃ Ａｂｌａｔｏｒｓ： Ｓｉｌｉｃｏｎｅ Ｉｍｐｒｅｇｎａ⁃ ｔｅｄ Ｒｅｕｓａｂｌｅ Ｃｅｒａｍｉｃ Ａｂｌａｔｏｒ［Ｊ］． Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｎｄ ｒｏｃｋｅｔｓ， ２００２， ３９（２）： ２９０－２９８． ［４０］吴宏博， 丁新静， 于敬晖， 等． 有机硅树脂的种类、性能及应用 ［Ｊ］． 纤维复合材料， ２００６， ２（５）： ５５． ＷＵ Ｈ Ｂ， ＤＩＮＧ Ｘ Ｊ， ＹＵ Ｊ Ｈ， ｅｔ ａｌ．Ｖａｒｉｅｔｉｅｓ， Ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ａｎｄ Ａｐ⁃ ｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ Ｏｒｇａｎｉｃ Ｓｉｌｉｃｏｎｅ Ｒｅｓｉｎ［ Ｊ］． Ｆｉｂｅｒ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ， ２００６， ２ （５）： ５５． ·１０· 哈 尔 滨 工 业 大 学 学 报 第 ５０ 卷