航天復合材料研究進展

馮志海 李俊寧 左小彪 徐 林 李仲平

（航天材料及工藝研究所，先進功能復合材料技術重點實驗室，北京 100076）

0 引言

航天復合材料是航天型號的物質基礎與技術先導，其性能與質量水平是衡量航天型號先進性與可靠性的重要標志。航天復合材料涵蓋熱結構、防熱、透波、隔熱、結構等多個材料體系，在極端環境下服役，是支撐航天型號發展的關鍵材料，決定型號性能與成敗。當前，世界范圍內高超聲速飛行器、空天往返飛行器、空間探測器等各類航天器迅猛發展，航天復合材料是支撐上述航天器研制的關鍵材料，不可替代，對航天器綜合性能與功能實現具有舉足輕重的作用［1］。

目前，我國航天復合材料基本實現了“彈、箭、星、船、器、站”的系統配套、自主保障和體系建成，有效支撐了各類航天器的從無到有和更新換代，并逐步形成了與極端服役環境及裝備特殊要求密切相關的自身特色。主要體現在：（1）先進性，苛刻的設計要求需要挖掘材料力學、物理或化學的極限性能；（2）前沿性，極端使用環境下材料物態特性變化及其使用性能涉及多個學科和交叉學科的前沿；（3）可靠性，材料安全系數小，失效機制復雜，“差之毫厘，失之千里”；（4）自主性，材料支撐航天強國建設，要求實現技術自主、產業自主、體系自主；（5）經濟性，航天規模越來越大，涉及領域越來越廣，對材料經濟可承受方面的要求逐漸提高；（6）帶動性，帶動化工、冶金、能源等基礎工業的進步以及物理、力學、工程熱物理等學科的發展。

本文綜述了近年來熱結構、防熱、熱透波、隔熱等功能復合材料以及樹脂基結構復合材料的主要研究進展，以期總結現階段我國航天復合材料的發展現狀，并為未來本領域的發展提供借鑒。

1 熱結構材料

熱結構是指不依賴金屬結構承力，同時起到氣動維形、防熱承載等功能的復合材料結構，主要包括氣動殼體、端頭/前緣、舵/翼、燃燒室等，一般使用溫度達到1 000 ℃以上，主應力水平達到100 MPa 量級以上，服役環境為復雜的熱/力/化學耦合環境［2?4］。美國航天飛機第一次研制并使用了C/C機頭錐、翼前緣等熱結構，實現了航天飛機安全返回和可重復使用，是航天飛機取得的重大成就之一［5］。近年來隨著高超聲速飛行器的蓬勃發展，陶瓷基熱結構材料研究和應用取得了快速進步。陶瓷基熱結構利用連續纖維克服傳統陶瓷脆性問題，實現耐高溫、低密度、高比強度、高比模量、抗燒蝕等。歐洲過渡性試驗飛行器的頭錐、迎風面蓋板、控制舵等均采用了C/SiC熱結構材料，其頭錐構件尺寸達到了1.4 m，具有尺寸大、形面復雜的特點，體現了很高的制造工藝和應用水平［6?7］。此外，歐洲還對C/SiC 在不同條下的燒蝕特性進行了研究，積累了較為豐富的研究結果，為C/SiC 材料的進一步應用奠定了基礎。近年來，歐洲還開展了超高溫陶瓷基復合材料的研究工作，已經研制出300 mm 量級的平板及舵試件，并在氧?乙炔焰裝置上進行了考核試驗［8?11］。陶瓷基熱結構材料可設計性強，根據增強體結構和基體成分的不同，可以獲得具有不同結構、組分及性能的熱結構材料，如圖1所示。

圖1 熱結構增強體形式與主要材料種類Fig.1 Thermal structural materials and main types of reinforcement

近年來，我國在陶瓷基熱結構材料方面取得了顯著的進展，先后突破了C/SiC、SiC/SiC、C/SiBCN 等系列熱結構材料的設計與制備關鍵技術，研制出系列大尺寸熱結構構件并獲得型號應用。面向未來裝備發展需求，熱結構材料的發展方向是實現大型熱結構復合材料的低成本快速制備；發展超高溫（≥2 500 ℃）熱結構復合材料，開發新成分、新體系熱結構材料，發展新型熱結構材料復合和結構制造的方法與工藝；進一步研究熱結構材料與極端環境的相互作用，確保熱結構材料應用的可靠性和先進性。

2 樹脂基燒蝕防熱材料

樹脂基燒蝕防熱材料是以有機聚合物為基體，通過分解、融化、升華等一系列化學和物理變化犧牲材料自身的質量帶走大量氣動熱從而達到防熱目的，具有高可靠、高性價比、裝配工藝簡便的特點，至今仍然被認為是最有效、最可靠、最成熟和最經濟的一種熱防護方式，如圖2所示。經過多年發展，形成了玻璃/酚醛、高硅氧/酚醛和碳/酚醛三大系列，在現役導彈彈頭防熱部件的應用率高達90%以上，在飛船、返回式衛星等眾多航天飛行器熱防護系統中也大量使用，具有不可替代的獨特優勢。隨著太空探索的需求，低密度防熱材料蓬勃發展［12］。早在20世紀70年代，洛馬公司已經研制成功SLA?561V 蜂窩增強低密度樹脂基防熱材料，最大的極限熱流密度能夠達到3 MW/m2，直至今天，SLA?561V 仍是美國深空探測器重要的選材方案之一。20世紀90年代中后期，NASA Ames 研究中心研制了酚醛樹脂浸漬碳纖維骨架輕質燒蝕防熱材料（PICA），被成功應用于“星塵號”飛船的返回艙及火星探測器防熱，SpaceX 公司在PICA 基礎上，發展了PICA?X 防熱材料，用于龍飛船。2010年以后，NASA 重點發展了3D混雜纖維編織型及梯度結構型輕質防熱材料等，用于深空探測器防熱，技術成熟度已達到6級［13?17］。

圖2 燒蝕材料燒蝕過程中復雜的物理和化學變化［12］Fig.2 Schematic of physical and chemical changes of ablative material during heating［12］

近年來，我國在探月工程以及新型航天飛行器的牽引下開發了中低密度石英/酚醛、玻璃/酚醛體系防熱材料。中低密度防熱材料主要特點是在酚醛樹脂基體中添加玻璃微球、陶瓷粉體等輕質功能填料，通過調整增強體和樹脂基體配方，獲得滿足不同防熱要求的防熱材料。空心小球和微孔的引入在降低材料密度的同時，能夠顯著降低材料的熱導率。同傳統致密型玻璃/酚醛、石英/酚醛防熱復合材料相比，材料密度最大可降低43%左右，室溫熱導率降為傳統防熱材料的50%左右，成功應用于月球軌道返回器關鍵部位的熱防護。此外，以多孔雜化酚醛樹脂為基體，通過改變增強體纖維組織結構，開發了密度在0.25～1.3 g/cm3可調可控的低密度防隔熱一體化復合材料。這類材料典型特點是將氣凝膠材料的微納開孔結構引入到復合材料內部結構中，大幅降低材料的熱導率，顯著提高其隔熱性能。多孔雜化樹脂中的納米功能組元，提高了樹脂基體和碳化層的耐燒蝕、抗剪切、抗氧化和力學性能，進一步降低材料熱導率［18～20］。樹脂基燒蝕防熱材料的發展方向是實現材料的輕量化、多功能兼容與集成化，利用多重熱防護機制協同作用進一步提高材料防隔熱性能和服役溫度。

3 低燒蝕防熱材料

低燒蝕防熱材料一般用于飛行器端頭、前緣、發動機燃燒室等部位。美國突破了難熔金屬摻雜C/C復合材料的制備技術，形成了C/Zr?Si?C、C/ZrC?C、C/Zr?Hf?C 等系列低燒蝕碳基復合材料，通過了2 691 ℃/125 s 條件試驗考核，燃燒室工程尺寸構件經過了多次2 400 ℃/30 s 的點火試驗［21］。多元難熔金屬改性材料實現了2 015 ℃/240 s 氧乙炔的表面無明顯燒蝕考核，實現了低燒蝕碳基材料向微燒蝕或零燒蝕材料的跨越。英國拉夫堡大學PIP 法制備的材料氧乙炔焰試驗考核表面溫度最高達2 650 ℃，C/HfC、C/HfB2表現出較好的耐溫性能和抗氧化性［22～24］。歐洲多家研究機構在H2020 計劃中聯合開展適用于燃燒室環境的超高溫陶瓷基復合材料研究［7］。此外，美國還發展形成了耐超高溫HfC、TaC纖維，并開展了復合材料研究與試驗工作，實現了低燒蝕材料增強體由碳纖維向耐燒蝕纖維的拓展。

針對高超聲速飛行器端頭、前緣熱環境苛刻，但力學性能要求相對偏低的應用特點，國內在碳纖維及超高溫陶瓷組元高溫氧化機制研究的基礎上，采用陶瓷粉體浸滲、前驅體裂解等手段，在碳基體中引入難溶碳化物、硼化物，產生協同抗氧化作用，研制的低燒蝕的C/C復合材料在2 200 ℃以上表現出良好的抗氧化特性，“吸氧+阻氧”是主要的熱防護機制。為進一步提高陶瓷組元含量，還開展了整體織物增強超高溫陶瓷基復合材料研究工作，通過液相浸漬熱壓、抽濾成型熱壓、PIP 浸漬裂解等方法實現了連續纖維和短切纖維增強鋯基、硅基復合材料制備與結構控制，典型樣件并通過了地面試驗考核，表現出較高的耐溫等級和抗燒蝕性能，如圖3所示。針對新型發動機燃燒室熱環境，研制的低燒蝕防熱材料構件通過了地面和飛行試驗考核。面向未來極端環境服役要求，具有更高使用溫度的低燒蝕防熱材料仍是重要的發展方向。

圖3 低燒蝕防熱材料風洞試驗Fig.3 Results of minimal?ablative material in wind tunnel

4 熱透波材料

熱透波材料主要用于飛行器天線罩（窗），早期高溫透波材料以陶瓷為主，包括氧化鋁、微晶玻璃、石英陶瓷等，但由于陶瓷材料無法滿足極端熱力環境下高可靠使用要求，發展了以連續纖維編織體為增強體，氧化硅為基體的第二代熱透波材料。美國發展最為成熟的是SiO2f/SiO2復合材料，而俄羅斯的精確制導導彈主要使用石英纖維增強磷酸鹽材料。石英纖維增強二氧化硅基復合材料介電常數在2.80～3.30，介電損耗可控制在10?3量級，高溫介電性能穩定性良好，材料拉伸強度可達60 MPa，彎曲強度可達150 MPa，短時使用溫度可超過2 000 ℃（表面溫度）［25］。磷酸鹽復合材料主要包括石英纖維增強磷酸鋁、磷酸鉻及磷酸鉻鋁復合材料，基體分別在1 200、1 200～1 500、1 500～1 800 ℃具有較好的熱穩定性［26］。比石英體系耐溫更高的是氮化物體系，美國SRI采用前驅體浸漬熱解法制備了氮化硅纖維增強氮化物復合材料，材料密度2.85 g/cm3，室溫彎曲強度為184 MPa，模量102 GPa，1 000 ℃強度為191 MPa，模量92 GPa。日本東亞燃料公司采用Si3N4和SiBN纖維，制備的復合材料密度2.36 g/cm3，室溫彎曲強度約618 MPa，1 250 ℃彎曲強度546 MPa。美國金剛砂公司研制了BN纖維，制備出密度1.85 g/cm3的復合材料，但相關性能未見報道。此外，國外對氮化硅陶瓷高溫透波材料研究較為深入。波音公司采用反應燒結技術，研制了多倍頻寬帶氮化硅天線罩，介電常數2.24～2.5，介電損耗為0.005；以色列研制出多孔氮化硅天線罩，不僅介電性能好，而且強度高、耐雨蝕性能良好［27］。

我國在石英/石英、氮化硅纖維增強氮化物等復合材料，石英、氮化硅等陶瓷材料領域也取得了很大進展。特別是瞄準未來高溫長時熱透波需求，突破了連續氮化硅纖維工程化制備關鍵技術，實現了氮化硅纖維的批量生產，并開展了基于連續氮化硅纖維的增強陶瓷復合材料設計、制備及透波性能等研究工作，如圖4所示。此外，基于前驅體紡絲的連續氮化硼纖維制備技術也取得突破。面向未來高超聲速飛行器，發展具有更耐高溫燒蝕和優異透波特性的熱透波材料，提升高溫介電性能的穩定性將是重要的發展方向。

圖4 氮化硅纖維樣品圖及拉伸強度Fig.4 Picture and tensile strength of silicon nitride fiber

5 高效隔熱材料

由于高超聲速飛行器在稀薄大氣層中長時高速飛行，隔熱材料是阻止氣動熱向飛行器內部傳遞的最重要屏障，因此具備耐高溫、輕質、低熱導率特性的高效隔熱材料愈發重要。航天飛機是最早大量使用高效隔熱材料的航天器，其迎風面和背風面分別采用了專門研發的隔熱瓦和隔熱氈，其中隔熱瓦形成了LI（Lockheed Insulation）、FRCI（Fibrous Refractory Insulation）、AETB（Alumina Enhanced Thermal Barrier）、BRI（Boeing Reusable Insulation）等系列，最高使用溫度達到1 500 ℃；隔熱氈形成了FRSI（Flexible Reusable Surface Insulation）、AFRSI（Advanced Flexible Reusable Surface Insulation）和CRI（Conformal Reusable Insulation）等系列，最高使用溫度達到1 200 ℃，成為第一代高效隔熱材料的代表。目前仍是美國各類高超聲速飛行器、可重復使用運載器以及飛船等航天器熱防護系統的重要候選材料，如X?37B、Dreamchaser、Orion飛船等［28?31］。進入21世紀后，以HTV?2、X?51A和X?37B為代表的滑翔式、巡航式和返回式臨近空間飛行器研究在世界范圍內迅猛發展，不僅帶動了隔熱瓦和隔熱氈的性能提升，而且催生了以納米隔熱材料為代表的第二代高效隔熱材料的研發與工程應用。自20世紀90年代中后期起，NASA著力推動SiO2氣凝膠的應用，并實現在高超聲速飛行器大面積隔熱、火星探測器電源系統等的應用［32?33］。2018年，美國Parker太陽探測器發射成功，其防熱罩采用了碳泡沫增強碳氣凝膠材料，最高使用溫度超過2 000 ℃，是隔熱材料典型的應用案例［34?35］。

經過近十年的快速發展，國內在飛行器高效隔熱材料領域也形成了隔熱瓦、隔熱氈和納米隔熱材料三大體系。隔熱瓦形成了1 200和1 500 ℃兩種系列，通過了型號飛行試驗考核，充分驗證了材料的可靠性。隔熱氈形成了600和1 000 ℃兩種系列，在運載火箭等型號上得到廣泛應用。在納米多孔隔熱材料領域，國內在SiO2、Al2O3、Al2O3?SiO2及C等納米隔熱材料制備技術、材料性能及應用等方面已到達國際先進水平，如圖5所示。其中氧化物納米隔熱材料最高使用溫度達到1 400 ℃，碳基納米隔熱材料最高使用溫度超過2 000 ℃。面向未來需求，發展使用溫度更高的輕質高效隔熱材料、防隔熱一體化材料是高效隔熱材料重要的發展方向。

圖5 我國研制的高效隔熱材料構件照片Fig.5 Images of high?performance thermal insulation materials

6 結構復合材料

結構復合材料（即樹脂基結構復合材料）具有高比強度、高比模量、可設計性強、抗震性能好、制造周期短等特點，是實現航天器和武器裝備結構輕量化的主要途徑之一，其用量已經成為衡量結構先進性的重要指標［36?38］。以纖維增強體性能級別進行分類，第一代結構復合材料以T300和T700碳纖維為增強體，第二代結構復合材料是以T800級碳纖維為增強體，第三代結構復合材料以高強高模高韌為特征。航天結構復合材料已經發展了兩代，第三代結構復合材料正在孕育發展之中。國外先進結構復合材料廣泛應用于土星5、阿里安、獵鷹9、能源號等運載火箭及三叉戟?2、戰斧、白楊、侏儒等導彈武器。大型運載火箭的整流罩、衛星支架、儀器艙、級間段、貯箱等結構及導彈武器的頭錐殼體、彈體艙段、發動機殼體、彈翼、發射筒等結構廣泛采用IM7、T800H等高強中模碳纖維為增強體的第二代結構復合材料，滿足耐中高溫使用需求，材料研制及工程應用水平非常成熟［39］。

目前，我國第一代、第二代結構復合材料基本滿足了航天型號需求，實現了航天裝備用碳纖維及其復合材料的自主保障。結構復合材料形成了環氧、雙馬樹脂基體為代表的主干材料體系，突破了耐500 ℃聚酰亞胺結構設計及工程應用關鍵技術，實現了“低溫大用、高溫小用”的穩步應用。以高強高模高韌為特征的第三代結構復合材料國際國內正在同步研制發展，面向未來需求，需重點突破第三代復合材料技術，為新型航天裝備材料升級換代奠定基礎，如圖6所示。

圖6 結構復合材料的發展Fig.6 Development of structural composite materials

7 展望

我國已經提出建設航天強國的戰略目標，高超聲速飛行器、空天往返飛行器、空間探測等航天器研制與航天工程實施對復合材料提出了新要求，為航天復合材料的發展提供了新的契機和動力。首先，完善提高現有復合材料體系，發展以用于更高服役環境、重復使用等為代表的新一代復合材料，大力發展第三代樹脂基復合材料，提高復合材料使用效率；其次，提升航天復合材料的自動化制造能力，實現高可靠、低成本、快速制造，促進材料體系與制造體系的融合發展；最后，統籌航天復合材料創新鏈、供應鏈、產業鏈和價值鏈，做好四個鏈條的構建與協同，實現航天復合材料的發展進步，支撐航天強國建設。