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·