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一、超高溫陶瓷材料：

超高溫材料指的是在高溫環(huán)境下(例如高于2 000℃)以及反應(yīng)氣氛中(例如原子氧環(huán)境)能夠保持物理和化學(xué)穩(wěn)定性的一種特殊材料。能夠勝任超高溫環(huán)境的材料主要集中在包括硼化物、碳化物、氧化物以及氮化物在內(nèi)的一些過渡金屬化合物，例如：TaC、ZrB2、ZrC、刪踢、HfC等的熔點(diǎn)都超過3 000℃，這些化合物的熱化學(xué)穩(wěn)定性使得它們能夠作為環(huán)境下使用的候選材料。由高熔點(diǎn)硼化物、碳化物以及氧化物組成的多元復(fù)合陶瓷材料被稱為超高溫陶瓷材料，由于在2 000℃以上表現(xiàn)出很好的抗氧化特性引起了軍事和宇航上的高度關(guān)注和推動L3J3。

’非氧化物陶瓷材料的氧化行為高度依賴于其氧化生成物的性質(zhì)和發(fā)生在暴露于有氧大氣環(huán)境表面的物理、化學(xué)過程。單相ZrB2或HfB2在1 200℃以下具有良好的抗氧化性，這是由于液態(tài)功Q玻璃相的生成，起到了良好的抗氧化保護(hù)作用。在1 200℃以上時，B203快速蒸發(fā)，從而降低了它作為一種擴(kuò)散障礙的效用，ZrB2或HfB2將會發(fā)生快速氧化。加入SiC可以顯著提高它的抗氧化性能，在高溫時形成玻璃相的硅酸鹽來覆蓋材料的表層，在1 600℃以下具有良好的保護(hù)作用。ZrBz—siC材料具有很高的抗氧化性。目前大量的研究是開展三元系硼化物基復(fù)合陶瓷和添加劑的研究以改善其抗氧化和高溫強(qiáng)韌化性能。在早些年的研究 中，I鵬表現(xiàn)出較低的強(qiáng)度和抗熱震性能，2002年NASA Thermal Protection Branch的研究表明這是材料粉體結(jié)塊、不均勻和晶界污染所致，而在2003年，Sandia研究中心認(rèn)為其是由具有理想微結(jié)構(gòu)特征的*致密化的陶瓷控制能力不足造成的。如果一定含量的雜質(zhì)或污染物進(jìn)入工藝，材料不會有好的高溫強(qiáng)度和穩(wěn)定性，同時材料中氧含量過高會明顯降低使用溫度，造成熔化或產(chǎn)生裂紋以致引起災(zāi)難性破壞。ZrB2和HfB2基陶瓷復(fù)合材料的脆性和室溫強(qiáng)度可以通過合理選擇原材料的組分、純度和顆粒度來克服。為了改善其燒結(jié)性、提高致密度，可通過提高反應(yīng)物的表面能、降低生成物的晶界能、提高材料的體擴(kuò)散率、延遲材料的蒸發(fā)、加快物質(zhì)的傳輸速率、促進(jìn)顆粒的重排及提高傳質(zhì)動力學(xué)來解決。

NASA An'les研究中心所做的C／c復(fù)合材料與超高溫ZrB2基陶瓷材料(ZrB2+20％SiC)對比燒蝕試驗(yàn)表明：在相同情況下，超高溫陶瓷燒蝕量為0．01 g，而C／C材料燒蝕量1．31 g，兩者相差131倍。美國宇航局在此基礎(chǔ)上，又系統(tǒng)研究了ZrB2／"-ZrC／SiC三元復(fù)合陶瓷，結(jié)果表明，三元陶瓷的綜合性能要比以前的ZrBz／SiC和HfB2／SiC性能優(yōu)異，材料的配方是ZrB2／'ZrC／SiC三組元的體積比為64：20：6。NASAGlenn研究中心研制出了ZrB2一SiC復(fù)合陶瓷，用作錐前緣材料，高使用溫度可達(dá)到2 015．9℃。在電弧加熱器測試中，ZrB2一SiC材料在溫度達(dá)到1 800℃并保持300 s后，材料表面僅形成了一層非常薄且連續(xù)的氧化層。Gasch等人研究了通過熱壓獲得的硪島一SiC20％超高溫陶瓷燒蝕性能：高熱流條件下，材料的表面溫度顯著提高，在300 s后達(dá)到一種穩(wěn)態(tài)，溫度達(dá)到2 400℃，溫度的提高歸因于表面形成一層厚的I-Ifoh多孔層改變了表面的輻射率和熱導(dǎo)率等因素，溫度進(jìn)一步升高受阻是由于材料中SiC發(fā)生持續(xù)、活性氧化，這能從試驗(yàn)后的材料存在耗盡SiC的區(qū)域得到證實(shí)。在美國SHARP計劃研究中，，對超高溫陶瓷材料制成的尖銳形鼻錐性能進(jìn)行了考核，在23 rnha的亞軌道飛行中，承受了2 760℃的高溫。回收的完整無缺、形狀良好，這表明用了ut-r／Gs尖銳再人體技術(shù)大有發(fā)展前途。近幾年來哈爾濱工業(yè)大學(xué)開展了二元系和三元系zr]Eiz和Hf島基復(fù)合陶瓷體系材料的探索性

二、碳碳復(fù)合材料：

燒蝕防熱碳／碳復(fù)合材料是戰(zhàn)略端頭、固體火箭發(fā)動機(jī)喉襯等關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)部件*的防熱／結(jié)構(gòu)材料。從兩向編織增強(qiáng)結(jié)構(gòu)向三向、四向、五向等三維多向編織結(jié)構(gòu)發(fā)展，不僅增加了各向同性、提高了抗侵蝕能力，也改進(jìn)了耐燒蝕性。近些年來，美、俄、法等國家又開發(fā)了許多混雜其他材料的新型碳／碳材料，以滿足不同的特殊使用要求，例如在碳做材料中混入一些難熔金屬的化合物，以提高碳傲材料抗粒子侵蝕性能。更新的彈頭防熱材料是針刺細(xì)編織物在穿刺或編織過程中加入提高改進(jìn)性能的組分，像耐熔金屬絲、耐侵蝕顆粒等，這樣可大大改進(jìn)抗粒子性能，從單純抗燒蝕碳／碳復(fù)合材料向抗燒蝕一抗侵蝕和抗燒蝕一抗侵蝕一穩(wěn)定外形碳碾復(fù)合材料發(fā)展[6]6。目前碳做防熱材料研究重點(diǎn)主要在三個方面：一是繼續(xù)改善材料性能，要求材料必須能夠經(jīng)受更高的壓強(qiáng)和更高速的粒子沖刷，具有更高的外形穩(wěn)定性能和更低的燒蝕速率---是要對各種新型碳／碳材料在超常服役條件下的響應(yīng)機(jī)理和服役行為的表征、評價方法開展深入的研究；另外解決碳碳復(fù)合材料性能分散性、質(zhì)量穩(wěn)定性和縮短制備周期、降低制備成本等問題也日漸突出。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)聯(lián)合航天科技集團(tuán)有關(guān)部門在燒蝕防熱材料性能的模擬表征方法、揭示新型燒蝕材料燒蝕機(jī)理和評價方面開展了大量的研究工作。針對高溫、高壓、高速粒子沖刷等超常服役環(huán)境，確定能夠反映新型材料燒蝕機(jī)理的熱、氣氛與壓力等環(huán)境關(guān)鍵控制因素，建立了實(shí)現(xiàn)了材料使用效能與多種環(huán)境因素耦合與解耦的物理模擬理論和方法。利用交流等離子電弧技術(shù)和發(fā)射光譜診斷試驗(yàn)技術(shù)建設(shè)了低成本、在線監(jiān)測功能完善的防熱材料燒／浸／剝蝕模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，并能實(shí)時監(jiān)測環(huán)境和關(guān)鍵材料響應(yīng)在時域、空域的信息，給出了*以揭示燒蝕機(jī)理為目標(biāo)的試驗(yàn)?zāi)M結(jié)果，發(fā)現(xiàn)并驗(yàn)證許多新的現(xiàn)象和機(jī)理，為揭示新型碳／碳材料的燒蝕機(jī)理提供了有力的根據(jù)。從材料細(xì)觀燒蝕和體燒蝕特征、細(xì)觀結(jié)構(gòu)流場對燒蝕的影響、材料各相性質(zhì)差異對燒蝕影響等方面人手，將材料細(xì)觀結(jié)構(gòu)參量、作用機(jī)制和細(xì)觀力學(xué)方法引入宏觀熱防護(hù)理論，建立了廣義細(xì)觀熱防護(hù)理論，克服了宏觀熱防護(hù)理論的不足，細(xì)致研究燒蝕過程中材料各相的燒蝕原理，以及材料結(jié)構(gòu)參數(shù)變化和缺陷對燒蝕的影響，提高碳基復(fù)合材料燒蝕性能預(yù)報的科學(xué)性。

研究，已制備的材料試樣部分性能已經(jīng)達(dá)到或超過了國外公開報導(dǎo)的數(shù)據(jù)。

三、熱防護(hù)系統(tǒng)健康監(jiān)測技術(shù)及智能熱防護(hù)系統(tǒng)：

對任何跨大氣層飛行任務(wù)來說，熱防護(hù)系統(tǒng)是繼推進(jìn)系統(tǒng)之后為關(guān)鍵的風(fēng)險因素，其可靠性必須得到足夠豹保證。建立熬防護(hù)系統(tǒng)酶懿滾盜溺技術(shù)，提供系統(tǒng)完整性保涯、故瘁診巍、維護(hù)稚更薪酶快速確定的技術(shù)需求，對已有新型航天飛行器，尤其是可重復(fù)使用飛行器變得越來越強(qiáng)烈。由于熱防護(hù)系統(tǒng)的面積非常大，工作環(huán)境又惡劣，再加上系統(tǒng)的能耗、質(zhì)量和體積等約束的限制，使得TPS在線健康監(jiān)測非常困難并穰難實(shí)現(xiàn)。 ，

國內(nèi)外在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的研究，雖然開展得非常廣泛，假是到目前為止，應(yīng)用到熱防護(hù)系統(tǒng)的研究并不多。其研究重點(diǎn)在于發(fā)展新穎的、創(chuàng)新性的高溫傳感器概念，能夠檢測所有TPS損傷形式；在不改變現(xiàn)有結(jié)構(gòu)形式酌情提下，將傳感器集成到系統(tǒng)巾，既保證其靈敏度和安全性，又使其對予結(jié)構(gòu)性熊和可靠性的影響小，質(zhì)量增加?。唤⑿盘栱憫?yīng)處理、分析、識別和判斷的物理模型，能夠快速實(shí)現(xiàn)損傷檢測、定位，甚至對壽命作出估計。

爵前獲藩電和Bragg光纖光柵傳感器為代表盼智能結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)氐近取得了一些進(jìn)展。匿外對予TPS健康監(jiān)測相關(guān)方面的研究主要集中斯坦福大學(xué)、Ames研究中心、Korteks公司、ESA等幾個研究單位。斯坦福大學(xué)聯(lián)合美國*實(shí)驗(yàn)室提毖了一種嵌入式的、分級的監(jiān)測思想，利用嵌入式的壓電陶瓷對碳／碳熱防護(hù)系統(tǒng)斡螺栓松動進(jìn)行了定性和定量研究。美國*實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合代頓大學(xué)研究掰剃用壓電陶瓷賠片對碳催TPS的螺栓松動進(jìn)行了定性研究，利用頻率間隔作為結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的分類特性來檢測螺栓松動失效。同對研究了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)澍應(yīng)用中不確定性的影響，并設(shè)計了一個基準(zhǔn)分類系統(tǒng)檢測和定位松動的螺檢。Ames研究中心聯(lián)合斯坦福研究所設(shè)計了用以溫度監(jiān)測的被動式的SensorTag高頻識別裝置，并聯(lián)食Koteks公司利用無線傳感器埋入熱防護(hù)系統(tǒng)中監(jiān)測內(nèi)表面的溫度歷程，將熱電偶與射頻識別電路集成在一起，逮過非接觸的傳輸方式將溫度數(shù)據(jù)穿過防熱材料傳輸_出來。ESA歐洲鴦聞技術(shù)處將光纖傳感器集成戮金屬合金結(jié)構(gòu)內(nèi)部，采用高速高壓氧氣燃燒技術(shù)驗(yàn)證了將光線傳感器堙人材料后經(jīng)受熱處理的可能性。

四、金屬熱防護(hù)系統(tǒng)：

金屬材料固有的延展性使得其韌性較好，抗損傷阻力大，工藝成型和連接性能好，可以制成非常薄的箔

材，同時具有良好的高溫抗氧化性能和自愈合能力。金屬熱防護(hù)系統(tǒng)是在金屬殼中封入絕緣材料來維持面

板的形狀和承受熱、機(jī)械載荷，具有易于制成模塊化結(jié)構(gòu)，與主結(jié)構(gòu)具有同等的熱膨脹特性、易于一體化設(shè)

計，高強(qiáng)韌性和良好的耐沖擊性，可進(jìn)行損傷容限設(shè)計，高度可重復(fù)使，全周期成本低等優(yōu)點(diǎn)，這使得它變成

目前高超聲速飛行器大面積防熱的非常具生命力的解決方案之一。

金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的發(fā)展大致經(jīng)歷如下幾個階段：早期應(yīng)用于水星、雙子星、Apllo、X一15等飛行器背風(fēng)面的金屬支架褶皺結(jié)構(gòu)，限于當(dāng)時材料水平，結(jié)構(gòu)很重，防熱效率也較差；鈦合金多層壁結(jié)構(gòu)，結(jié)合高熔點(diǎn)芳香族聚酰胺隔熱氈，整體結(jié)構(gòu)很重、隔熱效率較低；超合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，外面板為Inconel 617蜂窩夾層板，內(nèi)面板為鈦合金蜂窩夾層板，中間是隔熱氈，周圍是Inconel 617波紋側(cè)板。為了開展試驗(yàn)性研究，X一33采用的金屬TPS相對于超合金蜂窩金屬夾層TPS簡單，采用的是“Inoonel 617蜂窩夾層板+薄片密封纖維隔熱氈+金屬支架”的形式，由于密封問題，其防熱時間較短，但已能滿足驗(yàn)證性試驗(yàn)的需要。NASA X一33技術(shù)演示驗(yàn)證機(jī)的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)通過了一系列高溫、高速風(fēng)洞和捆綁在NASA F15機(jī)下的1．5倍聲速的飛行試驗(yàn)，另外在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)，模擬X一33在60 km高度、13 Ma飛行時，外表面環(huán)境2倍的條件下進(jìn)行了測試，實(shí)驗(yàn)證實(shí)了金屬熱防護(hù)系統(tǒng)在982 12下有效保護(hù)可重復(fù)使用飛行器L9J9。超合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計理念主要強(qiáng)調(diào)熱防護(hù)系統(tǒng)的固有性能、可剪裁以及堅固性，隨著對金屬熱防護(hù)系統(tǒng)研究的深入和經(jīng)驗(yàn)的積累，加上相關(guān)材料技術(shù)的突破和成熟度提高，其設(shè)計理念更加強(qiáng)調(diào)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的適應(yīng)性、堅固性、可操作性和可重復(fù)性，這便是美國NASA提出的ARMOR(Adapt．a(chǎn)ble Robust Metallic Operable Reusable)設(shè)計。ARMOR金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的金屬外面板延長并搭接覆蓋兩金屬盒間的縫隙以防止熱短路，采用彎曲的金屬箔片側(cè)壁，減少四周輻射熱在板與板之間的傳播，同時在消除結(jié)構(gòu)縫隙、減緩熱膨脹失配以及連接技術(shù)上也做了很大的改進(jìn)。Blosser等人通過優(yōu)化制備的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)在1 000℃使用溫度的條件下，使用的密度達(dá)到了5．2 kg／m2uol。

受金屬性能的限制，金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的比陶瓷熱防護(hù)系統(tǒng)的使用溫度要低一些。對于較低溫區(qū)(315℃以下)的密度較低(2．77 g／cm3左右)的*鋁合金和鋁基復(fù)合材料比較適合；密度為4．43 g／cm3的鈦合金和鈦基復(fù)合材料可以考慮，這是一些飛行器背風(fēng)面的典型溫度；鐵和鎳基高溫合金可以用在900～1 000℃溫區(qū)，但其密度較大，在8．3 g／cm3左右。氧化物彌散強(qiáng)化高溫合金也有望使金屬體系的工作溫區(qū)超過1 100℃，可應(yīng)用于飛行器的迎風(fēng)面大面積防熱區(qū)域；近以7一T“蛆為代表的鈦金屬間化合物使用溫度可以達(dá)到815℃以上，而密度只有3．88 g／cm3左右，是一類非常有潛力的熱防護(hù)或高溫結(jié)構(gòu)材料[9,10]。

結(jié)合冷卻機(jī)制的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)可以提高的其承受熱載荷的能力，并可能用于再入飛行器銳形鼻錐和翼前緣等部位。TU Delft發(fā)明了附帶增強(qiáng)輻射冷卻(Enhanced Radiation CcDlillg)機(jī)制的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)。采用Plansee公司生產(chǎn)的PMl000 ODS鎳鉻高溫合金作為表湎熱結(jié)構(gòu)材料，這種材料可以用于l 200℃以童的工作澈度，并具有穰好的抗氧性能，輻射系數(shù)在O．85浚主可以實(shí)現(xiàn)很高的輻射冷卻效率。提高機(jī)體表面承受更高熱載荷的途徑可以通過采用高輻射系數(shù)材料和增加可輻射表面面積實(shí)現(xiàn)，同時，機(jī)體表面輻射可以輻射到外部環(huán)境，也可以向機(jī)體痰部輻射。在距外表面--d,段距離的機(jī)體內(nèi)部有～個壺到也一15材料箭造的隔熱瑟。乙也一15是一類氧化鋁多孔材料，由85％的氧化鋁和15％二氧億硅梅成，孔隙率達(dá)翻93％，密度只有0．24 g／cm3。材料內(nèi)充滿了水，可容納70％(體積分?jǐn)?shù))的水，材料微觀內(nèi)部結(jié)構(gòu)保證水通過毛細(xì)作用輸送到表面，同時毛細(xì)管機(jī)制保證水在一定范匿過載條律下包含霆材料內(nèi)。良粳‘體內(nèi)部的輻射繪該朦材料加熱，導(dǎo)致水蒸發(fā)，可以在不燒毀情況下吸收向內(nèi)輻射的熱量。水蒸汽通過飛行器后部的多孔材料和表層材料的縫隙排除。多孔材料既是一個吸熱層，又是一個熱阻擋層，其溫度不會超過蒸發(fā)溫度。