長壽命重復使用熱防護材料與結構研究進展

快速打擊是軍用航空裝備的重要發展方向，發展高馬赫數飛機是實現快速打擊的主要手段。在高馬赫數飛機的研制過程中，對氣動熱的有效防護是決定飛機研制成敗的關鍵。熱防護結構是防護氣動熱的主要手段，國內外在熱防護結構與材料方面都進行了大量研究。

國外研究現狀

國外高馬赫數飛機用熱防護材料與結構的發展始于SR-71，上世紀60年代，形成了以SR-71飛機用結構為代表的第一代熱防護結構，這類防護結構以樹脂基復合材料為基礎（硅樹脂、硅氧烷），將樹脂基復合材料貼合于金屬內蒙皮上，用于前緣熱防護。硅樹脂及硅氧烷復合材料的溫度使用極限約在300攝氏度，而該機以馬赫數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相對落后，SR-71機身幾乎為熱結構，僅在關鍵部位進行必要的熱防護處理；由于抗熱膨脹技術較差，飛機表面采用波紋蒙皮對抗熱膨脹，表面涂覆高發射率熱控涂層。這種熱防護結構使用溫度較低（不超過500攝氏度），材料的重復使用存在較大問題。

上世紀90年代，形成以X-15為代表的第二代熱防護結構，此時的鈦合金生產技術已經成熟，X-15幾乎全部使用鈦合金作為外蒙皮，內部使用柔性熱防護材料。由于結構與蒙皮相連，柔性熱防護材料雖能阻斷輻射熱，但對傳導熱的阻斷能力有限，所以其綜合隔熱效能并不太佳。但這種熱防護結構設計簡單，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構，此時主要以陶瓷基復合材料和金屬蜂窩為主干材料的熱防護結構，這類結構構型相對復雜，所用材料種類較多，隔熱效果較為理想。該類結構用陶瓷基復合材料作為耐熱材料，并起到部分隔熱目的，優點是結構較輕、隔熱性好，缺點是陶瓷基復合材料柔性較差，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構，其結構特點為外蒙皮與結構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部結構，盡量減小蜂窩與結構的接觸點，以達到最優的隔熱效果，這類結構的優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，抗熱震性能及復雜形狀加工性能都較差。

最近幾年，一類新型熱防護結構被研究出來，被稱為第四代熱防護結構，此類熱防護結構更多考慮輕質、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。設計上逐漸模糊材料與結構的界限，呈現多學科交叉綜合運用的特點。這類結構成熟度相對較低，但其結構熱防護性能優越，耐久性好、可多次重復使用、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，對制造技術要求很高。

機構建設方面，國外發達國家均提出了自己的高馬赫數飛機發展規劃，并將熱防護技術確定為關鍵技術之一。2008年，美國國防部向國會提交的《高超聲速發展計劃報告》更是明確指出熱防護材料與結構技術是高馬赫數飛機發展的重點和難點，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飛機材料與結構研究中心，專門從事熱防護材料與結構的研究工作。

經過半個多世紀的研究和應用驗證，其熱防護技術經歷了從驗證機到型號飛機，從3馬赫到20馬赫的大量實踐，在此期間不斷發現問題和總結經驗，目前的應用水平已相當成熟，大部分熱防護材料的使用環境已突破1300攝氏度，并擁有較高的技術成熟度，滿足5馬赫型號飛機使用。甚至部分材料的使用環境可達2600攝氏度以上，滿足8～10馬赫飛機驗證使用。根據美國的高馬赫數飛機發展戰略，目前正在突破20馬赫的熱防護技術，美國的學者們也正在開展基于20馬赫的熱防護材料與結構研究工作。

國內研究現狀

與國外相比，我國的高馬赫數臨近空間飛行器的研制起步較晚，研究單位在低、亞、跨、超、高超聲速等領域進行了大量探索研究和型號研制，積累了豐富的研究經驗和工程數據。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優勢，積累了豐富的經驗和數據。他們幾乎參與了我國所有熱防護設計和氣動熱試驗的設計研究工作，其熱防護材料的研究也相對深入，與航空領域不同的是，航天領域的熱防護材料對重復性和耐久性的要求不多，多數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研究，近幾年部分研制單位已經開始進入工程應用研制階段。以西北工業大學為代表的研制團隊已研制成功的陶瓷基復合材料有C/C、C/SIC耐高溫復合材料等，并已開展了陶瓷基復合材料結構化及其機身一體化技術研究，為陶瓷基復合材料在高超音速飛行器熱結構、熱防護結構上的應用打下了堅實的基礎。

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熱系數偏高，未經過嚴格的耐久性、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。

國內外水平差距

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

（1）現有熱防護材料耐溫等級低，隔熱效果差

包括隔熱材料在內的我國現有熱防護材料基于三代/四代機局部使用環境而研制，主要用于發動機周邊、空調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使用熱防護材料國內還有差距。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型號研制。

（2）熱防護材料未經過耐久性驗證

我國目前的熱防護材料絕大多數用于航天領域，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）未建立熱防護結構與材料的性能評價手段。

高馬赫數飛機用熱防護結構應用環境復雜，熱防護材料性能受邊界條件影響較大，傳統應用技術評價手段多不考慮環境因素影響，采用封閉式環境進行應用技術評價工作，試驗結果與實際使用情況出入較大。急需針對高馬赫數飛機應用環境建立應用性能評價技術體系。

（楊旭，中航工業集團公司首席專家，單位系沈陽飛機設計研究所 ）