長(zhǎng)壽命重復(fù)使用熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)研究進(jìn)展

國(guó)外研究現(xiàn)狀

國(guó)外高馬赫數(shù)飛機(jī)用熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)的發(fā)展始于SR-71，上世紀(jì)60年代，形成了以SR-71飛機(jī)用結(jié)構(gòu)為代表的第一代熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，這類防護(hù)結(jié)構(gòu)以樹脂基復(fù)合材料為基礎(chǔ)（硅樹脂、硅氧烷），將樹脂基復(fù)合材料貼合于金屬內(nèi)蒙皮上，用于前緣熱防護(hù)。硅樹脂及硅氧烷復(fù)合材料的溫度使用極限約在300攝氏度，而該機(jī)以馬赫數(shù)3.2的高速飛行時(shí)，前緣溫度已達(dá)到310攝氏度，所以幾乎在材料耐熱極限使用，這導(dǎo)致SR-71頻繁更換熱防護(hù)材料，維護(hù)費(fèi)用高昂。另外，由于熱防護(hù)材料與隔熱技術(shù)相對(duì)落后，SR-71機(jī)身幾乎為熱結(jié)構(gòu)，僅在關(guān)鍵部位進(jìn)行必要的熱防護(hù)處理；由于抗熱膨脹技術(shù)較差，飛機(jī)表面采用波紋蒙皮對(duì)抗熱膨脹，表面涂覆高發(fā)射率熱控涂層。這種熱防護(hù)結(jié)構(gòu)使用溫度較低（不超過(guò)500攝氏度），材料的重復(fù)使用存在較大問(wèn)題。

上世紀(jì)90年代，形成以X-15為代表的第二代熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，此時(shí)的鈦合金生產(chǎn)技術(shù)已經(jīng)成熟，X-15幾乎全部使用鈦合金作為外蒙皮，內(nèi)部使用柔性熱防護(hù)材料。由于結(jié)構(gòu)與蒙皮相連，柔性熱防護(hù)材料雖能阻斷輻射熱，但對(duì)傳導(dǎo)熱的阻斷能力有限，所以其綜合隔熱效能并不太佳。但這種熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，容易維護(hù)，成本較低，其熱防護(hù)效果主要取決于柔性熱防護(hù)材料的隔熱性能。

21世紀(jì)初，形成以X-37B、X-43、X-51A為代表的第三代熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，此時(shí)主要以陶瓷基復(fù)合材料和金屬蜂窩為主干材料的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，這類結(jié)構(gòu)構(gòu)型相對(duì)復(fù)雜，所用材料種類較多，隔熱效果較為理想。該類結(jié)構(gòu)用陶瓷基復(fù)合材料作為耐熱材料，并起到部分隔熱目的，優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)較輕、隔熱性好，缺點(diǎn)是陶瓷基復(fù)合材料柔性較差，容易破損，陶瓷瓦之間的間隙使用高溫密封劑進(jìn)行填充，對(duì)密封材料要求很高。金屬蜂窩為主的金屬熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為外蒙皮與結(jié)構(gòu)間填充柔性熱防護(hù)材料，并用高溫合金緊固件連接金屬蜂窩與內(nèi)部結(jié)構(gòu)，盡量減小蜂窩與結(jié)構(gòu)的接觸點(diǎn)，以達(dá)到最優(yōu)的隔熱效果，這類結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)在于金屬蜂窩韌性較強(qiáng)，不易破損，隔熱效果較好，但由于蜂窩芯與面板焊接而成，抗熱震性能及復(fù)雜形狀加工性能都較差。

最近幾年，一類新型熱防護(hù)結(jié)構(gòu)被研究出來(lái)，被稱為第四代熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，此類熱防護(hù)結(jié)構(gòu)更多考慮輕質(zhì)、耐久性、更好的隔熱效果、良好的維護(hù)性能等，所用材料包括：點(diǎn)陣材料，高性能陶瓷泡沫，剛性纖維熱防護(hù)材料、增韌陶瓷材料等。設(shè)計(jì)上逐漸模糊材料與結(jié)構(gòu)的界限，呈現(xiàn)多學(xué)科交叉綜合運(yùn)用的特點(diǎn)。這類結(jié)構(gòu)成熟度相對(duì)較低，但其結(jié)構(gòu)熱防護(hù)性能優(yōu)越，耐久性好、可多次重復(fù)使用、維護(hù)成本降低。但明顯要求很高的工藝精度，很多部位需進(jìn)行無(wú)縫對(duì)接，對(duì)制造技術(shù)要求很高。

機(jī)構(gòu)建設(shè)方面，國(guó)外發(fā)達(dá)國(guó)家均提出了自己的高馬赫數(shù)飛機(jī)發(fā)展規(guī)劃，并將熱防護(hù)技術(shù)確定為關(guān)鍵技術(shù)之一。2008年，美國(guó)國(guó)防部向國(guó)會(huì)提交的《高超聲速發(fā)展計(jì)劃報(bào)告》更是明確指出熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)技術(shù)是高馬赫數(shù)飛機(jī)發(fā)展的重點(diǎn)和難點(diǎn)，并建議成立專門的研究團(tuán)隊(duì)。由此NASA研究中心和美國(guó)空軍于2009年3月在加利福尼亞、德克薩斯和弗吉尼亞成立了3個(gè)國(guó)家高超聲速中心，其中之一便是高馬赫數(shù)飛機(jī)材料與結(jié)構(gòu)研究中心，專門從事熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)的研究工作。

經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的研究和應(yīng)用驗(yàn)證，其熱防護(hù)技術(shù)經(jīng)歷了從驗(yàn)證機(jī)到型號(hào)飛機(jī)，從3馬赫到20馬赫的大量實(shí)踐，在此期間不斷發(fā)現(xiàn)問(wèn)題和總結(jié)經(jīng)驗(yàn)，目前的應(yīng)用水平已相當(dāng)成熟，大部分熱防護(hù)材料的使用環(huán)境已突破1300攝氏度，并擁有較高的技術(shù)成熟度，滿足5馬赫型號(hào)飛機(jī)使用。甚至部分材料的使用環(huán)境可達(dá)2600攝氏度以上，滿足8～10馬赫飛機(jī)驗(yàn)證使用。根據(jù)美國(guó)的高馬赫數(shù)飛機(jī)發(fā)展戰(zhàn)略，目前正在突破20馬赫的熱防護(hù)技術(shù)，美國(guó)的學(xué)者們也正在開(kāi)展基于20馬赫的熱防護(hù)材料與結(jié)構(gòu)研究工作。

國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

與國(guó)外相比，我國(guó)的高馬赫數(shù)臨近空間飛行器的研制起步較晚，研究單位在低、亞、跨、超、高超聲速等領(lǐng)域進(jìn)行了大量探索研究和型號(hào)研制，積累了豐富的研究經(jīng)驗(yàn)和工程數(shù)據(jù)。在高超聲速飛行器氣熱特性評(píng)估研究方面具有一定的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)。他們幾乎參與了我國(guó)所有熱防護(hù)設(shè)計(jì)和氣動(dòng)熱試驗(yàn)的設(shè)計(jì)研究工作，其熱防護(hù)材料的研究也相對(duì)深入，與航空領(lǐng)域不同的是，航天領(lǐng)域的熱防護(hù)材料對(duì)重復(fù)性和耐久性的要求不多，多數(shù)材料要求滿足一次性使用條件，這是航空熱防護(hù)材料需要加強(qiáng)研究的方面。

各大高效和研究所對(duì)熱防護(hù)材料的研制早已啟動(dòng)，前些年主要立足于基礎(chǔ)研究，近幾年部分研制單位已經(jīng)開(kāi)始進(jìn)入工程應(yīng)用研制階段。以西北工業(yè)大學(xué)為代表的研制團(tuán)隊(duì)已研制成功的陶瓷基復(fù)合材料有C/C、C/SIC耐高溫復(fù)合材料等，并已開(kāi)展了陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)化及其機(jī)身一體化技術(shù)研究，為陶瓷基復(fù)合材料在高超音速飛行器熱結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

我國(guó)很多單位在柔性隔熱氈、剛性瓦、半剛性氣凝膠等熱防護(hù)材料方面進(jìn)行了大量研制工作，取得了豐碩的成果，但目前還存在熱防護(hù)材料導(dǎo)熱系數(shù)偏高，未經(jīng)過(guò)嚴(yán)格的耐久性、老化性能評(píng)定等問(wèn)題。研制高效、耐久的高性能熱防護(hù)材料還需要開(kāi)展進(jìn)一步工作。

國(guó)內(nèi)外水平差距

盡管我國(guó)在高馬赫數(shù)數(shù)飛行器熱防護(hù)方面開(kāi)展了一些研究和設(shè)計(jì)工作，但與目前重復(fù)使用高馬赫數(shù)飛機(jī)的使用要求相比還存在不小差距，主要體現(xiàn)在如下三個(gè)方面：

（1）現(xiàn)有熱防護(hù)材料耐溫等級(jí)低，隔熱效果差

包括隔熱材料在內(nèi)的我國(guó)現(xiàn)有熱防護(hù)材料基于三代/四代機(jī)局部使用環(huán)境而研制，主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)周邊、空調(diào)管道和減速傘艙等部位，長(zhǎng)期使用溫度不超過(guò)一定值。5馬赫級(jí)別飛機(jī)的表面溫度介于500～1400攝氏度之間，機(jī)翼前緣、頭錐、機(jī)身迎風(fēng)面等部位的使用溫度均超過(guò)了1000攝氏度，用于這些部位的長(zhǎng)時(shí)間重復(fù)使用熱防護(hù)材料國(guó)內(nèi)還有差距。國(guó)外在5馬赫級(jí)別熱防護(hù)材料已相當(dāng)成熟，并已開(kāi)始用于高馬赫數(shù)型號(hào)研制。

（2）熱防護(hù)材料未經(jīng)過(guò)耐久性驗(yàn)證

我國(guó)目前的熱防護(hù)材料絕大多數(shù)用于航天領(lǐng)域，航天材料追求極限性能，對(duì)壽命了疲勞性能要求較少，航空飛行器多材料壽命要求較高，需進(jìn)行大量耐久性驗(yàn)證。美國(guó)在熱防護(hù)材料耐久性方面開(kāi)展了大量研究，對(duì)材料體系的壽命及疲勞性能等研究比較深入。

（3）未建立熱防護(hù)結(jié)構(gòu)與材料的性能評(píng)價(jià)手段。

高馬赫數(shù)飛機(jī)用熱防護(hù)結(jié)構(gòu)應(yīng)用環(huán)境復(fù)雜，熱防護(hù)材料性能受邊界條件影響較大，傳統(tǒng)應(yīng)用技術(shù)評(píng)價(jià)手段多不考慮環(huán)境因素影響，采用封閉式環(huán)境進(jìn)行應(yīng)用技術(shù)評(píng)價(jià)工作，試驗(yàn)結(jié)果與實(shí)際使用情況出入較大。急需針對(duì)高馬赫數(shù)飛機(jī)應(yīng)用環(huán)境建立應(yīng)用性能評(píng)價(jià)技術(shù)體系。