2018, Vol. 50
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].
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/cm3)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/cm3[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/cm3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/m2、300-600 s、144-275 MJ/m2. 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/cm3)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/m2、674~1 000 s和505 MJ/m2. 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/cm3. 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/m2、70~220 s和35 MJ/m2.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/cm3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/cm2的热环境，在722 W/cm2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/cm2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/cm3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/cm2以内SRAM仅有很小或是不出现烧蚀后退，在120 W/cm2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/cm3)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/cm2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/cm2 [34].密度略高的SRAM-20(0.320 g/cm3)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/cm2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/cm2仍有较好防热效果，并且能够承受400 W/cm2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/cm3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/cm3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/cm2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/cm3)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.
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图 2 不同放大倍数的FiberForm和PICA微观照片[45] Figure 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/s2的加速度弹道式再入，PICA成功经受峰值热流密度12 MW/m2和总价热量320 MJ/m2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/m2总价热量40 MJ/m2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.
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图 3 组合式PICA防热大底 Figure 3 Tiled PICA heatshield |
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 /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Calcarb公司提供CBCF，均为密度约0.18 g/cm3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/m2.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/cm3，由0.46 g/cm3的BPA-HD和0.16 g/cm3的BPA-LD组成)、美国应用协会的Phencarb28/15(整体密度为0.38 g/cm3，由0.50 g/cm3的P28和0.26 g/cm3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/cm3，由0.31 g/cm3的MonA-HD和0.25 g/cm3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度等.
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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 Figure 4 Pre-test, post-test after 1st pulse, post-test after 2nd pulseand sectioned functionally graded low-density ablators |
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].
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图 5 PICA-flex及SRICA flex宏观照片 Figure 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/cm2、35 kPa电弧环境，在30 s热流密度114 W/cm2、25 s热流密度450 W/cm2和50 s热流密度115 W/cm2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/cm2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.
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图 6 猎户座载人探测飞船的侧壁的宏微观照片 Figure 6 Macro-and microscopic photographs of backshell of Orion MPCV |
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/cm3的H96材料，热流密度较小的背风面采用密度0.540 g/cm3的H88材料，其中H96材料成功经受了1.2 kW/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[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.
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图 7 CBCF/PR气凝胶复合材料制备流程示意图 Figure 7 Schematic preparation diagram of CBCF/PR aerogel composite |
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图 8 通过摄像机记录的CBCF/PR试样烧蚀过程 Figure 8 Screenshot of sample CBCF/PR aerogel composite during ablation test |
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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 Figure 9 Surface and internal temperature responses of CBCF/PR aerogel composites. Illustration: Samples before and after ablation test |
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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 Figure 10 SEM of transverse slices of CBCF aerogel composite at different height after the ablation test |
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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 Figure 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、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.
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