航天飛行器熱防護系統及防熱材料研究現狀

邢亞娟 孫 波 高 坤 王振河 楊 毅

(航天材料及工藝研究所，北京 100076)

文 摘 隨著航天技術發展，飛行器的飛行速度更快，服役環境更加惡劣，有效的熱防護系統是保證飛行器安全飛行的關鍵系統之一。本文綜述了被動防熱系統、主動防熱系統和半被動防熱系統3類熱防護系統在航天飛行器上的應用現狀，重點介紹了金屬基復合材料、碳基復合材料、陶瓷基復合材料、樹脂基復合材料和氣凝膠材料，5類防熱材料在航天領域的應用發展情況，并提出了航天飛行器未來熱防護的發展趨勢。

0 引言

隨著航天技術的發展，航天飛行器的飛行速度不斷提高，服役環境越來越惡劣，有效的熱防護系統可在飛行器結構面對劇烈的氣動加熱時為其提供足夠的保護，使飛行器免于嚴酷的氣動熱環境的傷害而能保持更長時間的安全飛行。可靠的熱防護系統是高性能飛行器安全飛行的關鍵系統之一，而對其防熱結構的設計和防熱材料的選擇是熱防護系統設計研制的關鍵。隨著飛行器飛行速度的不斷提高，飛行器的熱防護問題成為限制飛行器發展的瓶頸。因此，各國都大力開展飛行器熱防護結構與材料的相關研究。本文簡要總結了飛行器熱防護系統和防熱材料的國內外研究現狀。

1 熱防護系統

根據飛行器飛行任務需求和熱環境分析結果，綜合考慮加熱環境、力學環境、使用次數、成本等因素，飛行器各部位采用不同類型的熱防護系統。主要的防熱系統可分為3大類：被動防熱系統、主動防熱系統和半被動防熱系統，各系統又包括若干種防熱結構。

1.1 被動防熱系統

被動防熱系統主要依靠防熱結構和材料本身將熱量吸收或輻射出去，不需要工質，簡單可靠，使用廣泛，可保持氣動外形不變。該系統又可分為熱沉結構、熱結構和隔熱結構。

熱沉結構是一種吸熱式熱防護結構，依靠自身熱容吸收熱量實現快速導熱。熱沉式發動機由于結構簡單、造價便宜，在飛行和地面演示試驗中有著很廣泛的應用。美國Hyper-X計劃中X-43A成功完成了Ma=9.8狀態的飛行試驗，它所攜帶的熱沉式超燃沖壓發動機工作時間達10 s。熱結構是一種依靠輻射方式散熱的防護結構，其中復合材料薄殼熱結構是一種常用的典型熱結構。隔熱結構兼具了熱沉結構和熱結構的特點，隔熱層阻止熱量向內層結構傳遞，傳入內層的小部分熱量以熱沉方式儲存在結構中。

被動熱防護系統的方案有剛性陶瓷瓦、柔性氈、高導熱碳基防熱、蓋板式防熱等。例如以美國為代表的X-51A和X-43A飛行器的主體結構的外層都采用被動熱防護結構的陶瓷瓦方案進行大面積熱防護[1]，美國Shuttle和前蘇聯暴風雪號航天飛機再入過程中，在最高溫區即機頭錐帽和機翼前緣位置采用碳/碳薄殼熱結構，在較高溫區的機身機翼采用陶瓷剛性隔熱瓦，低溫區采用陶瓷柔性隔熱氈進行熱防護[2]。美國X-37B軌道試驗飛行器的迎風面使用了波音公司最新研制的BRI陶瓷隔熱瓦，使用溫度超過1 315℃，其可靠性比航天飛機上使用的陶瓷隔熱瓦有明顯的提高，2000年前后，美國開發出一種新型的可重復使用隔熱材料CRI，該材料已經在X-37A、X-37B的迎風面上得到成功應用[3-4]。蓋板式防熱結構是由蓋板材料和隔熱材料構成的組合結構單元，是結構功能一體化的一種熱防護方案。目前，研究和實驗的蓋板式熱防護系統有兩種，分別為金屬蓋板熱防護系統和陶瓷基蓋板熱防護系統。例如美國X-43A高超聲速飛行器在迎風面區域高溫區采用了碳化硅陶瓷復合材料蓋板+輕質柔性隔熱層的防熱結構[5]。

1.2 主動防熱系統

主動熱防護主要是依靠冷卻工質將絕大部分熱流帶走，并將一小部分熱量反射。一般分為發汗冷卻、薄膜冷卻和對流冷卻。在主動熱防護系統中，各種防熱結構多采用金屬材料，僅對流冷卻結構中的(熱交換器)面板或蓋板可選用高導熱石墨/銅或碳化硅/鈦等復合材料，因而對流冷卻結構也是未來可重復使用的高超音速航天器最高溫區如機頭錐帽、機翼前緣和發動機結構的必選防熱材料。

從美國NASA制訂的發展路線圖，主動冷卻結構的發展路徑是從金屬管與復合材料面板的組合向全復合材料冷卻結構進步。在NASA第三代火箭基組合循環動力飛行器計劃中，開發了一種金屬Ni合金冷卻管與C/SiC復合材料組合的三明治結構的主動冷卻結構，該結構是第一個在超燃沖壓發動機燃燒室中通過考核的主動冷卻結構[6]。侯宜朋等[7]提出了基于可重復使用熱防護系統的雙蜂窩夾芯對流冷卻熱防護方案，通過實驗表明雙蜂窩夾芯對流冷卻結構有效阻隔了熱量向結構內層傳遞，具有良好的傳熱性能。劉雙等[8]設計了一種發汗式主動冷卻金屬熱防護系統，試驗測試了該系統的冷卻能力和效率，結果表明，發汗冷卻的熱防護方法確實起到了降低結構溫度的作用，對于原理樣件，發汗冷卻使內部結構溫度降低了50℃，整體結構提高熱載荷排散能力70%以上。

近年來國外發展了一種將耐高溫結構和主動冷卻熱防護技術相結合的新技術，并據此開發了主動冷卻功能的耐高溫復合材料結構部件，來解決超燃沖壓發動機的熱防護問題，如法國開發了C/CSi主動冷卻技術[9]。彭麗娜等[10]設計了一種基于陶瓷基耐高溫復合材料的主動冷卻結構，該多層材料主動冷卻模式結合了主動冷卻和耐高溫復合材料的優點，在高溫高熱流環境中的冷卻能力較強，可以在使用較少冷卻劑的條件下使發動機殼體內部的溫度保持在可靠工作的范圍內，并指出使用基于耐高溫復合材料的主動冷卻模式是解決高超聲速吸氣式發動機熱防護問題的新途徑。

1.3 半被動防熱系統

半被動熱防護是介于主動和被動熱防護方案之間，大部分的熱量靠工作流或氣流帶走，主要采取熱管結構和燒蝕結構兩種結構形式。

熱管結構一般用于局部加熱程度嚴重而其周圍區域加熱程度較輕的部分。熱量在嚴重受熱區被熱管吸收，并汽化為工質，而所形成的蒸汽流向較冷端冷凝并排出熱量，最后冷凝了的工質又依靠毛細作用滲過管壁返回嚴重受熱區循環作用。高溫熱管通常選取堿金屬作為工質，由于堿金屬的熔沸點很高，所以高溫熱管相對普通熱管更適用于高溫大熱流的傳熱場合。針對高超聲速飛行器翼面前緣局部氣動加熱嚴重而相鄰區域加熱程度較輕的情形，其可以采用高溫熱管結構進行熱防護。2009年美國空軍研究實驗室完成了機翼前緣的高溫熱管冷卻驗證試驗，該研究目前還在進行中[11]。D.E. GlASS等[12]設計和制造了以Li金屬為工質的翼前緣型Mo-Re耐熱合金熱管，在真空腔中的射頻感應線圈加熱下，熱管雖然沒有達到理想的等溫特性和設計溫度，但能夠正常啟動并穩定運行，有效降低了翼前緣的溫度。陳連忠等[13-14]介紹了高溫熱管在高超聲速飛行器中的應用并做了驗證試驗。劉冬歡等對內置高溫熱管C/C復合材料熱防護結構的熱力耦合機制[15]和傳熱防熱機理進行了研究[16]，熱管在高超聲速飛行器熱防護上的應用的可行性不但得到了充分驗證，而且也證明它是一種高效的熱防護手段。

燒蝕結構適用于表面氣動加熱十分嚴重的飛行器部位，該結構通過燒蝕引起自身質量損失，吸收被帶走大量的熱量，阻止熱量傳遞，起到保護內部結構的作用。國內外飛船的防熱材料基本上采用燒蝕結構形式，如前蘇聯的三代載人飛船東方號、上升號、以及聯盟號，全都采用整船的燒蝕防熱結構，基本采用密度較高(ρ=1.6～1.8 g/cm3)的酚醛玻璃鋼作為燒蝕層，在側壁的高密度燒蝕層下，使用密度小于0.1 g/cm3的泡沫狀隔熱材料[17]。國內返回式衛星與聯盟飛船一樣，防熱結構采用的是高密度的燒蝕材料，而神舟飛船在重量指標要求嚴格的嚴峻形勢下，返回艙設計了中、低密度燒蝕材料的燒蝕防熱結構，通過5次飛行試驗，證明了返回艙防熱結構滿足載人飛行要求[18-19]。

2 防熱材料

防熱材料是為保證飛行器在特殊的氣動熱環境下正常工作的一種功能材料，它不僅要使飛行器在氣動熱環境中免遭損毀破壞，還要使被防護結構保持在指定的工作溫度范圍內，同時還應保證結構的氣動特性。從前文的綜述中總結規律可知，被動熱防護系統主要選用抗氧化碳/碳、陶瓷或其相應的金屬基復合材料；主動熱防護系統中，各種結構多選用金屬材料；半被動熱防護系統中，熱管結構中選用高溫金屬熱管，碳/碳或陶瓷基復合材料面板，燒蝕結構多選用燒蝕材料。以下，將針對目前熱防護系統研究和選用較廣泛的五類防熱材料：金屬基復合材料、碳基復合材料、陶瓷基復合材料、樹脂基復合材料、氣凝膠材料進行簡要介紹。

2.1 金屬基復合材料

除高超聲速飛行器高溫區外其它部位大面積的熱防護，金屬熱防護系統是其重要的發展方向。用于各類航天運輸系統的傳統金屬防熱系統結構主要是高溫合金、鈦合金蜂窩、或多層壁結構，以及發展到新型的ARMOR熱防護結構。近來的發展趨勢是新型鈦合金和鈦鋁合金化合物機體結構及以其為基的復合材料蒙皮，這些可多次重復使用的耐高溫輕質金屬結構已成為未來空天飛機的主要熱結構。根據目前材料及工藝的發展現狀，按照溫度范圍金屬防熱材料的選材大致為：在500℃以上選用鈦合金，但在500℃以下輻射散熱作用不明顯，極少采用；在500～900℃，選用鐵鈷鎳為基的高溫合金；1 000～1 650℃，選用經抗氧化處理的難熔金屬。如日本HOPE號航天飛機在低于550℃的溫區，采用鈦合金多層壁防熱結構，在550～1 100℃溫區，采用鎳基合金面板防熱結構。德國Sanger號空天飛機采用了以金屬多層壁為主的防熱系統，選擇的金屬材料包括鈦合金、鎳基和鈷基合金[20]。荷蘭與俄羅斯等國合作開展的Delflt航天再入飛行器表面全部采用PM1000鎳基高溫合金[21]，德國航天中心指出在德國未來完全可重復使用航天器表面大部分的中低溫區將采用多層壁及Ti-Al合金蜂窩復合結構的金屬熱防護系統[22]。航天材料及工藝研究所研制出了鈦合金多層壁防熱瓦件及Inconel 617蜂窩復合結構[23]。采用高溫金屬合金的熱防護系統，可以實現結構/防熱一體化，并實現重復使用，未來金屬基復合材料的熱防護系統要更進一步提高其熱防護效率。

2.2 C/C復合材料

C/C復合材料是碳纖維增強碳基復合材料，是一種新型的超高溫復合材料，其最重要的用途是用于制造導彈的彈頭部件、航天飛機防熱結構部件(機翼前緣和鼻錐)以及航空發動機的熱端部件。然而C/C復合材料的致命弱點就是抗氧化能力差，空氣中400℃以上就開始氧化。實現C/C復合材料抗氧化的方法有三種，一是優化碳纖維預制體結構，二是在復合材料表面施加抗氧化涂層，三是通過基體浸漬和添加抑制劑提高C/C復合材料自身抗氧化能力[24-26]。宋永忠等[27]以碳纖維立體織物為增強骨架，在碳/碳復合材料內部引入HfB2、TaC、HfC、SiC、WC等難熔金屬化合物，制備出超高溫本體抗氧化碳/碳復合材料，靜態和動態高頻等離子風洞抗氧化試驗表明，在駐點溫度達2 500℃、600 s燒蝕后燒蝕量僅為C/C復合材料的1/5。REN等[28]為了提高C/C復合材料的抗氧化性能，原位引入TaC相，并在SiC涂層外原位合成TaB2-TaC-SiC抗燒蝕涂層，制備出多層抗氧化涂層的C/C復合材料，該復合材料在1 500℃空氣氧化質損僅為1.43%。CORRAL[29]等通過浸漬陶瓷先驅體的方法在C/C復合材料表面制備了連續的ZrB2-SiC涂層，在2 600℃以上的熱流燒蝕下其冷面的最大熱流為680 W/cm2。王少雷等[30]以低密度C/C為坯體，采用前軀體浸漬裂解法制備出具有良好抗燒蝕性能的ZrC-SiC-C/C復合材料材料，研究結果表明經2 200℃、120 s等離子體燒蝕，其線燒蝕率和質量燒蝕率分別為1.67×10-4mm/s和6.04×10-4g/s，燒蝕時材料表面形成的ZrO2-SiO2二元共熔氧化膜，能有效抑制氧化性氣氛向材料內部的滲透，減緩材料的剝蝕。魏連鋒等[31]采用超聲震蕩法將SiC微粉添加到二維針刺炭氈預制體中，利用熱梯度化學氣象浸滲工藝沉積熱解碳制備了SiC改性的C/C復合材料，經氧-乙炔燒蝕30 s后，改性C/C復合材料的線燒蝕率和質量燒蝕率僅為原C/C復合材料的47.1%和70.6%。

抗氧化C/C復合材料已被成功用于X-30和東方快車、俄羅斯暴風雪、法國Hermes等航天飛機的鼻錐、機翼前緣、機翼擋板、起落架，以及遠程洲際導彈的端頭帽等部件上，NASA航天試驗驗證機X-33的鼻錐、面板等熱保護系統采用抗氧化C/C復合材料[32]，多次的成功飛行充分證明了抗氧化C/C復合材料穩定的性能和成熟的技術。日本正在為HOPER航天飛機研制高溫區用C/C復合材料也取得較大進展，在C/C復合材料表面涂覆HfC等難熔碳化物，可大大降低C/C復合材料燒蝕率，能承受更高燃氣溫度或延長時間，該復合材料已成功地用于軌道試驗飛行器頭錐和防熱面板，且其力學性能已接近或優于美國航天機現用材料[33]。未來開發寬溫區抗氧化C/C復合材料，構建功能梯度涂層，是C/C復合材料發展的主要方向。

2.3 陶瓷基復合材料

陶瓷基復合材料是耦合了長纖維增強材料和難熔陶瓷基體的特性，是具有優異的力學性能、熱力學穩定性、耐高溫性能和較高斷裂韌性的結構材料。目前陶瓷基復合材料的研究主要集中在材料的制備方法和強韌化問題上，以克服陶瓷材料的固有脆性大的缺點。根據增韌方式的不同，陶瓷基復合材料可分為顆粒、晶須、層狀和連續纖維增韌陶瓷基復合材料，連續纖維增韌陶瓷基復合材料能從根本上克服陶瓷脆性大的缺點，成為陶瓷基復合材料的發展主流方向，材料體系主要為C/CSi和CSi/CSi。西北工業大學等單位采用CVI、PIP等方法研制的C/SiC陶瓷復合材料，在1 650℃的氧化環境中能夠長時間工作。徐永東[34]等采用化學氣相浸滲法制造了連續碳纖維和碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料，對復合材料的微觀結構和力學性能進行了評價，C/CSi和CSi/CSi復合材料的彎曲強度分別為450和860 MPa，從室溫至1 600℃強度不發生降低，斷裂韌性為20和41.5 MPa·m1/2，且CSi/CSi復合材料具有優異的抗氧化性能，該復合材料噴管在液體火箭發動機上已成功地通過了地面考核試驗。張立同院士課題組[35]已自行研制成功擁有自主知識產權的CVI法制備C/SiC的工藝設備及其設備體系，材料性能和整體水平已躋身國際先進行列。目前陶瓷基復合材料的應用對象主要是發動機燃燒室、喉襯、噴管等熱結構以及飛行器機翼前緣、控制面、機身迎面、鼻錐等防熱構件。如美國X-38采用防熱/結構一體化的全C/CSi復合材料組合襟翼[36]，歐洲的Hermes航天飛機、英國的Hotol空天飛機、德國的Sanger航天飛機等頭錐、方向舵、襟翼和進氣道等均采用C/SiC基復合材料。

陶瓷基復合材料的另一大類是由高熔點硼化物、碳化物以及氧化物組成的超高溫陶瓷材料，在2 200℃以上的超高溫度下具有很好的化學和物理穩定性，如ZrB2、HfB2、TaC、HfC、ZrC、HfN等。YANG等[37]通過真空熱壓工藝制備了ZrB2-SiC和Csf/ ZrB2-SiC超高溫陶瓷基復合材料，研究結果顯示Csf/ ZrB2-SiC復合材料的斷裂韌性比ZrB2-SiC提高了6.6 MPa·m1/2，經氧-乙炔1 800℃燒蝕后，表面生成的SiO2氧化層能有效阻止氧向內部擴散，復合材料表面密實、未剝落，且無宏觀裂紋，展現出良好的抗燒蝕性能。李學英[38]等制備出具有優良抗沖擊性能的ZrB2-SiC-Y2O3超高溫陶瓷復合材料，氧-乙炔在2 100℃燒蝕180 s后的質量損失僅為0.67 mg/s。NASA Ames研究中心對C/C復合材料和超高溫ZrB2基陶瓷材料(ZrB2+20% SiC)進行了燒蝕對比，結果表明，在相同情況下，增強C/C材料燒蝕量是超高溫陶瓷的131倍[39]。WANG等[40]用CVI復合SP方法制備了二維C/ZrB2-SiC超高溫陶瓷材料，極小的線燒蝕量顯示該材料具有良好的抗燒蝕性，結果也表明采用CVI復合SP方法是制備二維C/ZrB2-SiC陶瓷復合材料的一種有效方式。超高溫陶瓷材料[41]是可用于制備飛行器鼻帽、機翼前緣等熱結構的很有前途的一種材料。超高溫陶瓷的強韌化，以及通過微觀結構設計和控制提高其損傷容限和可靠性，是未來的主要研究方向。

2.4 樹脂基復合材料

樹脂基復合材料是短切纖維或連續纖維及其織物復合樹脂基體而成，具有比強度高、耐高溫、耐疲勞等優異的性能，是目前航空航天領域發展較成熟的先進復合材料。根據樹脂基防熱復合材料在飛行器熱防護應用上的燒蝕隔熱機理和密度，可以分為燒蝕防熱型樹脂基復合材料和低密度燒蝕隔熱性樹脂基復合材料。

目前飛行器上用于燒蝕防熱型樹脂基復合材料的增強纖維主要有玻璃纖維、碳纖維、高硅氧纖維、石英纖維等，常用的樹脂基體有有機硅、酚醛、聚芳炔、聚酰亞胺等。酚醛樹脂基防熱復合材料因成本低，成型工藝簡單、耐燒蝕性能優異，是飛行器上應用最廣泛的防熱材料。其中，玻璃纖維/酚醛、高硅氧纖維/酚醛、石英纖維/酚醛復合材料適用于中等熱流密度和中等焓值的飛行器，碳纖維/酚醛復合材料適用于較高熱流密度和較高焓值的飛行器，滌綸纖維/酚醛、PGE/酚醛適用于低熱流、高焓和長時飛行的飛行器[42]。如李杰等[43]采用2.5D石英纖維織物通過RTM工藝復合酚醛樹脂，制備出具有良好的力學性能和優異的燒蝕性能的2.5D石英纖維增強酚醛樹脂基復合材料。張麟[44]等采用高強中空玻璃微珠(HGB)改性酚醛樹脂，用高硅氧布為增強體，制備出耐燒蝕、隔熱性能優異的復合材料。傳統酚醛樹脂存在耐熱性不足、脆性大、固化收縮率高、易吸水等缺點，國內外學者已從分子設計角度著手，通過引入無機元素、芳環或芳雜環等對酚醛樹脂的改性進行了大量的研究工作[45-49]，大幅提高了酚醛樹脂基復合材料的燒蝕性能。航天材料及工藝研究所[50]針對長時防隔熱工況，通過纖維織物改性和樹脂基體改性，研制了新型的改性纖維增強酚醛樹脂基防隔熱材料，該材料相比于玻璃纖維/酚醛復合材料和高硅氧纖維/酚醛復合材料密度和熱導率更低，適用于低焓值、較低熱流和高氣流剪切環境下飛行器的防熱層，同時兼具防熱和長時間隔熱的作用，已應用于多種型號的防熱部件上。

低密度燒蝕隔熱型樹脂基復合材料一般以酚醛樹脂、環氧樹脂或硅橡膠等作為基體，以纖維、酚醛微球、玻璃微球等作為增強材料或填充劑復合而成，其密度范圍通常在0.2～0.9 g/cm3之間，在返回式衛星和飛船上得到廣泛應用。例如 “阿波羅”飛船使用的Avcoat-5026 燒蝕材料，“雙子星座”飛船所采用的“DC-325”燒蝕材料，NASA開發的用于火星探測器進入艙的SLA-561-V防熱材料，Ames 研究中心開發的PICA材料已成功應用于“星塵號”返回艙熱防護系統[51]。NASA的 SRAM系列和PhenCarb系列輕質炭化型燒蝕材料[52]，我國神舟系列載人飛船防熱所用的H88、H96低密度燒蝕材料[53]，都已在多個型號上得到成功應用和飛行驗證。

目前，樹脂基防熱復合材料的研究和應用逐步從單功能向多功能方向發展，如承載-防熱、燒蝕防熱-隱身、燒蝕防熱-透波復合材料等多功能復合材料。

2.5 氣凝膠材料

氣凝膠是一種以氣體為分散介質，由納米粒子或高聚物分子相互聚積形成的納米多孔材料，由于其特殊的微觀結構，氣凝膠具有極好的隔熱性能和極低的密度，室溫真空熱導率可達1 mW/(m·K)，密度可低至2 mg/cm3，是目前密度最小的固體材料[54]。目前廣泛研究應用的主要有SiO2氣凝膠、Al2O3氣凝膠、碳氣凝膠等。

由于氣凝膠的多孔結構使其力學強度較低，因此可通過與不同纖維復合，使其具有優異的隔熱性能、力學性能等綜合性能。馮堅等[55]將無機陶瓷纖維與SiO2溶膠混合，經超臨界干燥制備了SiO2氣凝膠隔熱復合材料，該SiO2氣凝膠復合材料在200和800℃的熱導率分別為17和42 mW/(m·K)，纖維的加入增加了斷裂能的消耗，高溫熱處理提高了氣凝膠網絡結構強度，因而該SiO2氣凝膠復合材料在常溫和高溫下具有較好的力學性能。張麗娟等[56]針對高馬赫數飛行器對透波隔熱材料的需求，采用溶膠-凝膠法，以透波型石英纖維為增強體，通過超臨界干燥制備出透波型SiO2氣凝膠復合材料，該復合材料具有良好的介電性能，介電常數在1.28～1.29，損耗角正切≤0.005，耐溫性≥1 100℃，室溫熱導率≤20 mW/(m·K)，具有較好的力學性能，能保證飛行器在惡劣飛行環境中的通訊、遙測等系統的正常工作。KWON等[57]通過在SiO2溶膠中添加TiO2粉末制備了氣凝膠復合材料，試驗結果顯示該材料在室溫和400℃的熱導率分別為13.6和24.8 mW/(m·K)。周潔潔等[58]采用溶膠-凝膠法和超臨界干燥工藝制備得到了氧化釔摻雜氧化鋁塊狀氣凝膠，結果表明，氧化釔含量在2.5 wt%～10 wt%時，該復合氣凝膠耐熱性能明顯優于純氧化鋁氣凝膠，在1 000℃的高溫下仍可維持高比表面積。XU等[59]采用Al2O3-SiO2溶膠浸漬SiC包覆的莫來石纖維，經超臨界干燥制備得到了Al2O3-SiO2氣凝膠復合材料，在1 000℃復合材料的熱導率為49.02 mW/(m·K)，并且莫來石纖維有效阻止了復合材料的紅外輻射。孫晶晶[60]等以陶瓷纖維制成的高溫隔熱瓦為骨架，真空浸漬氧化鋁溶膠，再經過凝膠、老化和超臨界干燥制備出氧化鋁氣凝膠復合高溫隔熱瓦，該材料的室溫、高溫熱導率顯著降低，在熱面1 400℃的背溫測試中，背溫從945℃降低到870℃，氣凝膠復合高溫隔熱瓦可改善其隔熱性能。

1997年美國宇航局將氣凝膠作為隔熱材料率先應用于火星探測器，美國國家宇航局Ames研究中心還開發了陶瓷纖維-氣凝膠復合防熱瓦，復合后的航天飛機絕熱瓦隔熱性能比原隔熱瓦提高10～100倍[61]。高性能氣凝膠的研究越來越受到研究者的重視，為了滿足越來越高的應用需求，在保持氣凝膠低密度、低熱導率的同時，如何進一步提高其耐高溫、隔熱性能和力學性能是目前亟待解決的問題。

未來，高超聲速飛行器對結構效率的要求越來越苛刻，通過結構與概念的創新，實現承載/防熱一體化以及多功能一體化是防熱材料的發展趨勢。

3 結語

飛行器研制是一項很大的系統工程，從目前國內外熱防護技術的發展情況看，熱防護系統設計研究正在向“防熱-承載-結構功能一體化”和集成化、低成本與高結構效率的一體化方向發展。縱觀國內外飛行器熱防護技術的研究，熱防護所面臨的問題越來越復雜，對飛行器熱防護設計的要求也越來越高，未來飛行器的熱防護研究方向集中在：(1)一體化飛行器熱防護設計；(2)結構與功能一體的防熱方案；(3)發展耐高溫低密度的熱防護材料。