長壽命重復(fù)使用熱防護材料與結(jié)構(gòu)研究進展

快速打擊是軍用航空裝備的重要發(fā)展方向，發(fā)展高馬赫數(shù)飛機是實現(xiàn)快速打擊的主要手段。在高馬赫數(shù)飛機的研制過程中，對氣動熱的有效防護是決定飛機研制成敗的關(guān)鍵。熱防護結(jié)構(gòu)是防護氣動熱的主要手段，國內(nèi)外在熱防護結(jié)構(gòu)與材料方面都進行了大量研究。

國外研究現(xiàn)狀

國外高馬赫數(shù)飛機用熱防護材料與結(jié)構(gòu)的發(fā)展始于SR-71，上世紀60年代，形成了以SR-71飛機用結(jié)構(gòu)為代表的第一代熱防護結(jié)構(gòu)，這類防護結(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。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，而該機以馬赫數(shù)3.2的高速飛行時，前緣溫度已達到310攝氏度，所以幾乎在材料耐熱極限使用，這導(dǎo)致SR-71頻繁更換熱防護材料，維護費用高昂。另外，由于熱防護材料與隔熱技術(shù)相對落后，SR-71機身幾乎為熱結(jié)構(gòu)，僅在關(guān)鍵部位進行必要的熱防護處理；由于抗熱膨脹技術(shù)較差，飛機表面采用波紋蒙皮對抗熱膨脹，表面涂覆高發(fā)射率熱控涂層。這種熱防護結(jié)構(gòu)使用溫度較低（不超過500攝氏度），材料的重復(fù)使用存在較大問題。

上世紀90年代，形成以X-15為代表的第二代熱防護結(jié)構(gòu)，此時的鈦合金生產(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)部使用柔性熱防護材料。由于結(jié)構(gòu)與蒙皮相連，柔性熱防護材料雖能阻斷輻射熱，但對傳導(dǎo)熱的阻斷能力有限，所以其綜合隔熱效能并不太佳。但這種熱防護結(jié)構(gòu)設(shè)計簡單，容易維護，成本較低，其熱防護效果主要取決于柔性熱防護材料的隔熱性能。

21世紀初，形成以X-37B、X-43、X-51A為代表的第三代熱防護結(jié)構(gòu)，此時主要以陶瓷基復(fù)合材料和金屬蜂窩為主干材料的熱防護結(jié)構(gòu)，這類結(jié)構(gòu)構(gòu)型相對復(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)點是結(jié)構(gòu)較輕、隔熱性好，缺點是陶瓷基復(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行填充，對密封材料要求很高。金屬蜂窩為主的金屬熱防護結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)特點為外蒙皮與結(jié)構(gòu)間填充柔性熱防護材料，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，以達到最優(yōu)的隔熱效果，這類結(jié)構(gòu)的優(yōu)點在于金屬蜂窩韌性較強，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，一類新型熱防護結(jié)構(gòu)被研究出來，被稱為第四代熱防護結(jié)構(gòu)，此類熱防護結(jié)構(gòu)更多考慮輕質(zhì)、耐久性、更好的隔熱效果、良好的維護性能等，所用材料包括：點陣材料，高性能陶瓷泡沫，剛性纖維熱防護材料、增韌陶瓷材料等。設(shè)計上逐漸模糊材料與結(jié)構(gòu)的界限，呈現(xiàn)多學(xué)科交叉綜合運用的特點。這類結(jié)構(gòu)成熟度相對較低，但其結(jié)構(gòu)熱防護性能優(yōu)越，耐久性好、可多次重復(fù)使用、維護成本降低。但明顯要求很高的工藝精度，很多部位需進行無縫對接，對制造技術(shù)要求很高。

機構(gòu)建設(shè)方面，國外發(fā)達國家均提出了自己的高馬赫數(shù)飛機發(fā)展規(guī)劃，并將熱防護技術(shù)確定為關(guān)鍵技術(shù)之一。2008年，美國國防部向國會提交的《高超聲速發(fā)展計劃報告》更是明確指出熱防護材料與結(jié)構(gòu)技術(shù)是高馬赫數(shù)飛機發(fā)展的重點和難點，并建議成立專門的研究團隊。由此NASA研究中心和美國空軍于2009年3月在加利福尼亞、德克薩斯和弗吉尼亞成立了3個國家高超聲速中心，其中之一便是高馬赫數(shù)飛機材料與結(jié)構(gòu)研究中心，專門從事熱防護材料與結(jié)構(gòu)的研究工作。

經(jīng)過半個多世紀的研究和應(yīng)用驗證，其熱防護技術(shù)經(jīng)歷了從驗證機到型號飛機，從3馬赫到20馬赫的大量實踐，在此期間不斷發(fā)現(xiàn)問題和總結(jié)經(jīng)驗，目前的應(yīng)用水平已相當成熟，大部分熱防護材料的使用環(huán)境已突破1300攝氏度，并擁有較高的技術(shù)成熟度，滿足5馬赫型號飛機使用。甚至部分材料的使用環(huán)境可達2600攝氏度以上，滿足8～10馬赫飛機驗證使用。根據(jù)美國的高馬赫數(shù)飛機發(fā)展戰(zhàn)略，目前正在突破20馬赫的熱防護技術(shù)，美國的學(xué)者們也正在開展基于20馬赫的熱防護材料與結(jié)構(gòu)研究工作。

國內(nèi)研究現(xiàn)狀

與國外相比，我國的高馬赫數(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)域進行了大量探索研究和型號研制，積累了豐富的研究經(jīng)驗和工程數(shù)據(jù)。在高超聲速飛行器氣熱特性評估研究方面具有一定的技術(shù)優(yōu)勢，積累了豐富的經(jīng)驗和數(shù)據(jù)。他們幾乎參與了我國所有熱防護設(shè)計和氣動熱試驗的設(shè)計研究工作，其熱防護材料的研究也相對深入，與航空領(lǐng)域不同的是，航天領(lǐng)域的熱防護材料對重復(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，這是航空熱防護材料需要加強研究的方面。

各大高效和研究所對熱防護材料的研制早已啟動，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)開始進入工程應(yīng)用研制階段。以西北工業(yè)大學(xué)為代表的研制團隊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，并已開展了陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)化及其機身一體化技術(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)、熱防護結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用打下了堅實的基礎(chǔ)。

我國很多單位在柔性隔熱氈、剛性瓦、半剛性氣凝膠等熱防護材料方面進行了大量研制工作，取得了豐碩的成果，但目前還存在熱防護材料導(dǎo)熱系數(shù)偏高，未經(jīng)過嚴格的耐久性、老化性能評定等問題。研制高效、耐久的高性能熱防護材料還需要開展進一步工作。

國內(nèi)外水平差距

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

（1）現(xiàn)有熱防護材料耐溫等級低，隔熱效果差

包括隔熱材料在內(nèi)的我國現(xiàn)有熱防護材料基于三代/四代機局部使用環(huán)境而研制，主要用于發(fā)動機周邊、空調(diào)管道和減速傘艙等部位，長期使用溫度不超過一定值。5馬赫級別飛機的表面溫度介于500～1400攝氏度之間，機翼前緣、頭錐、機身迎風(fēng)面等部位的使用溫度均超過了1000攝氏度，用于這些部位的長時間重復(fù)使用熱防護材料國內(nèi)還有差距。國外在5馬赫級別熱防護材料已相當成熟，并已開始用于高馬赫數(shù)型號研制。

（2）熱防護材料未經(jīng)過耐久性驗證

我國目前的熱防護材料絕大多數(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，需進行大量耐久性驗證。美國在熱防護材料耐久性方面開展了大量研究，對材料體系的壽命及疲勞性能等研究比較深入。

（3）未建立熱防護結(jié)構(gòu)與材料的性能評價手段。

高馬赫數(shù)飛機用熱防護結(jié)構(gòu)應(yīng)用環(huán)境復(fù)雜，熱防護材料性能受邊界條件影響較大，傳統(tǒng)應(yīng)用技術(shù)評價手段多不考慮環(huán)境因素影響，采用封閉式環(huán)境進行應(yīng)用技術(shù)評價工作，試驗結(jié)果與實際使用情況出入較大。急需針對高馬赫數(shù)飛機應(yīng)用環(huán)境建立應(yīng)用性能評價技術(shù)體系。

（楊旭，中航工業(yè)集團公司首席專家，單位系沈陽飛機設(shè)計研究所 ）