空間探測燒蝕防熱材料應用及趨勢

梁 馨 方 洲 鄧火英 羅麗娟 毛科鑄

（航天材料及工藝研究所，北京 100076）

0 引言

燒蝕防熱材料是防熱材料的一種，通常為樹脂基復合材料，該種材料通過在高溫下的物理化學反應，消耗氣動加熱的熱量，從而達到抵御高速返回時返回艙外表面的高溫、降低返回艙內部溫度的目的。與非燒蝕材料相比，燒蝕材料雖然不利于重復使用，但其可以適應更寬范圍和突變情況下的熱流密度變化，安全性和可靠性較高。除美國的航天飛機外，絕大部分空間探測任務的返回艙，尤其是氣動加熱苛刻的大底防熱結構，均采用燒蝕防熱材料。美國主要的空間探測任務如圖1所示。

圖1 美國主要的空間探測任務Fig.1 Main space exploration mission of America

防熱材料輕質化、防熱效率高效化是防熱材料及防熱系統發展的一個重要趨勢，除此以外，安全和可靠也是探測器選擇防熱材料的重要準則，尤其是載人返回器的防熱材料，對安全可靠要求更高。本文介紹國內外空間探測器燒蝕防熱材料的種類及其應用情況

1 美國防熱材料及應用情況

1.1 高密度酚醛/玻璃鋼防熱材料

1961年，美國研制了高密度酚醛∕玻璃鋼防熱材料（密度1.73 g∕cm3），采用斜切布塊手糊鋪成型，應用于地球軌道載人飛船“水星”號上。水星號共發射6 次，其熱流峰值0.68 MW∕m2、再入時間600 s、總加熱量200 MJ∕m2［1］。

1.2 蜂窩增強型防熱材料

1.2.1 DC325/HC

美國研制了玻璃鋼蜂窩增強雙組分甲基硅橡膠DC325∕HC 低密度燒蝕材料（密度0.85 g∕cm3），主要組成為硅橡膠和功能填料，成型方法為通過振動的方式將材料灌注到蜂窩芯里，DC325∕HC 應用于地球軌道載人飛船“雙子星座”座艙熱防護結構中，其承力結構為玻璃鋼夾層結構，面板由5層玻璃布復合而成。該飛船在1965～1966年間共發射9次［2］，熱流峰值1.355 MW∕m2，再入時間300～600 s，總加熱量144～275 MJ∕m2，其防熱結構如圖2所示。

圖2 雙子星座飛船防熱結構Fig.2 Thermal protection structure of Gemini spacecraft

DC325∕HC 表現出低密度和低熱導率、高熱阻塞效應、耐燒蝕、耐高低溫交變和耐高溫氣流沖刷的優良性能，較好地解決了近地軌道再入的防熱問題，但存在密度相對較高、強度低和界面粘結性差以及燒蝕熱效率低等不足。

1.2.2 Avcoat5026-39

針對雙子星座飛船防熱材料DC325∕HC 的不足，美國開展了蜂窩增強酚醛燒蝕材料Avcoat5026-39HC∕G 的研究，以滿足載人登月的防熱需求。該材料密度為0.55 g∕cm3左右，采用灌注槍將低密度材料手工灌注至已經粘接在基材的蜂窩格子中的成型方式［3-5］。這種材料主要用于載人飛船“阿波羅”號上，其防熱結構如圖3所示。可見在Avcoat5026-39HC∕G的后面連接著不銹鋼夾層結構以及絕熱層，最下面是鋁蜂窩夾層結構。該飛船前后共進行了11 次飛行，其熱流峰值4.8 MW∕m2，再入時間674～1 000 s，總加熱量300～505 MJ∕m2。

圖3 阿波羅飛船防熱結構Fig.3 Thermal protection structure of Apollo spacecraft

美國NASA近期研制的獵戶座（Orion）載人探測器可用于月球軌道返回（LDR）和地球軌道返回（LEO），其外形與阿波羅類似，但尺寸增大30%左右。設計的月球軌道返回再入速度為11 km∕s，峰值熱流大于7.5 MW∕m2；近地軌道返回的再入速度約8 km∕s，熱流峰值大于1.5 MW∕m2，燒蝕防熱材料需要同時滿足兩種返回需求（近地軌道返回和月地軌道返回）［6-8］。

在獵戶座燒蝕防熱材料研制過程中，選擇了6種防熱材料進行篩選。篩選試驗過程中，作為助選材料的PICA 材料出現了燒蝕異常，如圖4所示，其燒蝕后退量是預期值的2.5 倍，且PICA 材料使用需采用拼接方式，但目前基本無與之相匹配的縫隙材料，低熱流條件下，填充材料后退量小于PICA，而高熱流條件下填充材料后退量大于PICA，如圖5所示，這都使得PICA 無法應用于獵戶座飛船［9-10］。 而Avcoat5026-39HC∕G 則表現出優異的燒蝕防熱性能，如圖6所示。最終獵戶座飛船的大底采用Avcoat 材料［11］。2014年12月6日，獵戶座飛船在經歷4.5 h飛行后墜入太平洋海域，完成了首次飛行，飛行后的大底如圖7所示。下一次飛行試驗（大幅值逆軌道）飛船已組裝完畢，正在開展飛行前的試驗。

圖4 PICA材料后退量與理論計算偏差Fig.4 Measured recession of PICA in a shear environment relative to the FIAT prediction

圖5 PICA與縫隙填充材料燒蝕不匹配Fig.5 No matching between PICA and fiilings in the gap

圖6 改進后Avcoat在10 MW∕m2 經40 s的燒蝕形貌Fig.6 Ablation morphology of Avcoat improved for 10 MW∕m2，40 s

圖7 返回后的獵戶座大底Fig.7 Heatshield of Orion after the first flight test

1.2.3 SLA-561V

在火星進入的防熱材料方面，應用最為廣泛的為SLA-561 V蜂窩增強防熱材料，如圖8所示。該材料密度為0.27 g∕cm3左右，主要用于火星探測器拓荒者號（MPF）、海盜號（Viking）及漫游者號（MER）等，熱流峰值0.46～1.2 MW∕m2，加熱時間70～220 s，總加熱量最大35 MJ∕m2。SLA-561 V材料是繼阿波羅計劃后，美國又研制的一種密度更低的新型燒蝕材料，可以模壓成有蜂窩增強或無蜂窩增強的平板，或者作為燒蝕隔熱層和平面的或者曲面的基材一道整體模壓而成，也可以作為三種組分的噴涂成型混合物，在燒蝕過程中形成堅固的、黏性很好的碳化層［12-16］。

圖8 SLA-561Ⅴ防熱材料Fig.8 Ablation material for SLA-561V

1.2.4 BLA-HD

波音自行研發的BLA低密度燒蝕材料，應用在新飛船CST-100“星際線”號的大底上，其外形如圖9所示。BLA是一種低成本有機硅樹脂燒蝕材料（密度約0.32 g∕cm3）。該飛船于2019年執行了首次不載人飛行試驗，但由于控制系統問題，未能完成指定任務，提前返回。后續計劃于2021年再次開展飛行試驗［17］。

圖9 波音的CST-100飛船Fig.9 Ablation material for SLA-561V

1.3 PICA及PICA-X

PICA是NASA Ames研究中心為了進一步降低防熱材料密度研制的一種酚醛樹脂浸漬碳燒蝕防熱材料。PICA密度能夠控制在0.224～0.321 g∕cm3，以高孔隙率的硬質碳纖維隔熱材料為增強體，經過特殊工藝浸漬酚醛樹脂制得，其熱導率和密度都要小于碳∕酚醛，同時還具有很好的耐燒蝕性能，能夠承受苛刻的熱流環境。PICA首次應用是用于星塵號（Stardust）的熱防護結構（熱流峰值12 MW∕m2，再入時間120 s，總加熱量320 MJ∕m2）［18-21］，如圖10所示，其大底采用整體成型；后續又應用于火星探測器MSL，其原因是SLA-561V在MSL火星科學實驗室探測器研制過程中，出現了異常燒蝕現象（圖11）［22-24］，而PICA材料通過了試驗考核，鑒于研制周期和經費等原因，MSL直接選用PICA作為大底結構的防熱材料，大底結構如圖12所示。MSL防熱層的PICA共有113塊，共27種形狀，每塊與結構之間采用膠黏劑粘接，塊塊之間的縫隙也采用膠黏劑密封，粘接界面溫度低于225～250℃［25］。MSL的峰值熱流為1.97 MW∕m2，再入時間為100 s，總加熱量40 MJ∕m2，2012年8月成功到達火星表面［26-27］。

圖10 星辰號防熱結構Fig.10 Thermal protection structure of Stardust

圖11 SLA-561異常燒蝕現象Fig.11 Anomaly ablation of SLA-561

圖12 MSL的PICA大底防熱結構Fig.12 PICA heat shield for MSL

PICA-X是在PICA的基礎上進行改進得到的，應用在近兩年發射的SpaceX公司的龍飛船（貨運飛船）及龍飛船2號（載人龍飛船）上，并取得了地球軌道返回的成功［28］，如圖13所示。2021年4月22日，載人龍飛船再一次開展飛行試驗［29-30］，并于2021年5月2日成功返回。

圖13 返回后的龍飛船Fig.13 Dragon spacecraft after fight

1.4 高密度碳酚醛

碳酚醛材料密度較高，適用于熱流密度較高的氣動加熱環境。如FM5055，密度為1.45 g∕cm3左右，用于木星探測器-伽利略號飛船和金星探測器-先行者號。伽利略號飛船是迄今為止再入熱流最高的探測器，峰值熱流可達170 MW∕m2，再入時間70 s，總加熱量2 000 MJ∕m2，迎風面防熱層（大底）采用碎布模壓工藝，側壁錐段采用布帶斜纏工藝，圖14為伽利略飛船產品圖［31］。

圖14 伽利略飛船熱防護結構Fig.14 Thermal protection material and structure of Galileo

金星先行者號于1958年3月～1978年8月共18次（含失敗）、1978年12月9日到達金星，熱流峰值約47 MW∕m2，再入時間約12 s，總加熱量約216 MJ∕m2，圖15為先行者號飛船熱防護產品圖［32］。

圖15 先行者號飛船熱防護結構Fig.15 Thermal protection material and structure of Pioneer

探測太陽風粒子的起源號大底迎風面采用的也是C-C 體系的碳酚醛材料，密度1.8 g∕cm3左右。起源號飛船熱流峰值7.3 MW∕m2，再入時間100 s，總加熱量330 MJ∕m2。圖16 為起源號飛船的熱防護結構［33］。

圖16 起源號飛船的熱防護結構Fig.16 Thermal protection material and structure of Genesis

各探測器的防熱結構與其熱環境的關系如圖17所示［34］。防熱結構質量與熱環境密切相關，并非防熱材料密度越小，防熱結構質量占比越小。圖18 為美國主要空間探測器其防熱結構輕量化目標，可見Apollo防熱結構已經實現了其理想的輕量化水平，說明其防熱材料的防熱效率較高［34］。

圖17 探測器的防熱結構與其熱環境Fig.17 Mission environments for ablation TPS application

圖18 探測器其防熱結構輕量化目標Fig.18 TPS mass fraction for prior and future planetary mission employing ablative TPS

2 我國防熱材料及應用情況

2.1 酚醛/尼龍燒蝕防熱材料

國內最早的空間探測燒蝕防熱材料應用于返回式衛星，其頭部和裙部采用的是尼龍酚醛復合材料，密度1.2 g∕cm3左右［35］，底部采用的是硅橡膠涂層［36］。

2.2 蜂窩增強燒蝕防熱材料

蜂窩增強燒蝕防熱材料最早是由航天材料及工藝研究所為我國神舟飛船研制的輕質防熱材料，其密度約0.71 g∕cm3，以蜂窩結構為增強體，填充樹脂和功能填料而成［37］，耐受地球軌道返回的熱環境。目前已完成11次飛行試驗，均成功返回，有利保障了航天員的生命安全。神舟飛船返回艙再入返回后的圖片如圖19所示。

圖19 返回后的神舟飛船返回艙Fig.19 Shenzhou spacecraft re-entry capsule after re-entry

隨著我國探月工程研制進程發展，針對月地軌道跳躍式返回的“嫦娥五號”返回器的使用要求，航天材料及工藝研究所研制了密度為0.5 g∕cm3的新型蜂窩增強輕質燒蝕防熱材料，“嫦娥五號”返回器是首次實現我國地外天體取樣返回、攜帶月壤以第二宇宙速度從月球軌道跳躍式返回。該材料可適用于月球軌道返回，同時耐受中高熱流短時及低熱流長時的復雜氣動加熱條件，并耐受將近3 000 ℃溫差的熱沖擊載荷，目前經歷了2 次返回飛行任務（2014年11月和2020年12月），均圓滿成功。圖20 是“嫦娥五號”返回艙飛行試驗后的照片［38］。

圖20 返回后的“嫦娥五號”返回艙Fig.20 “Chang＇e 5”re-entry capsule after re-entry

防熱材料除滿足熱環境使用要求外，其可靠性也是防熱材料的一個重要篩選準則，例如，返回器在軌飛行過程中，可能遭受空間碎片的撞擊，如若在撞擊的防熱過程中，燒蝕材料出現異常，則會發生災難性事故，美國的哥倫比亞號航天飛機因為其防熱瓦在受到撞擊后防熱材料出現裂紋，此處在燒蝕中被燒穿而導致整塊防熱瓦脫落，導致飛行任務失敗，成為“挑戰者”號以后美國航天史上最大的一次航天事故。在“嫦娥五號”防熱材料研制過程中，針對返回器防熱材料抵抗空間碎片的能力進行了相應研究。在防熱材料上預制貫穿到底縫隙，然后進行燒蝕試驗，用來表征防熱材料抵抗裂紋或者撞擊凹坑等的能力。圖21為蜂窩增強防熱材料預制縫隙燒蝕前后的形貌，可見無論是燒蝕表面還是材料內部，縫隙完全閉合，說明該防熱材料具有優異的適應性，能夠在出現意外的情況下仍保持其良好的燒蝕防熱性能，安全性和可靠性高。

圖21 蜂窩增強防熱材料預制縫隙燒蝕前后的形貌Fig.21 The graphic of the ablation material enhanced by honeycomb before and after ablation

在我國深空探測的牽引下，航天材料及工藝研究所研制了密度為0.4 g∕cm3的新型蜂窩增強超輕質燒蝕防熱材料，用于我國“天問一號”火星著陸巡視器大底防熱結構，并于2021年5月15日成功進入火星大氣，通過了飛行任務的考核。

2.3 NF燒蝕防熱材料

NF燒蝕材料是北京衛星制造廠研制的新型輕質燒蝕防熱材料［39］，目前應用于新飛船的試驗船，于2020年5月8日完成飛行試驗，成功返回地面。

3 結語

高效、輕量化、可靠是空間探測防熱材料發展的主題，但防熱材料與使用環境的耦合非常密切，不同類型防熱材料有不同的適用環境，合理選用防熱材料既可以保障探測器安全進入或再入探測星體的大氣，又可以降低防熱結構質量，提高有效載荷質量占比。除燒蝕性能外，高可靠也是防熱材料選材至關重要的因素，是決定探測任務成敗的關鍵。在新型防熱材料技術發展過程中，在滿足其所應用環境外，也要提高材料抵御如空間輻照、空間溫度交變、極低溫以及空間碎片等復雜使用環境的能力和長使用壽命，并充分借鑒以往防熱材料的優勢，有效提高防熱材料的綜合性能，促進空間探測向更高、更遠、更可靠發展。