1引言
航天技术是研究太空科学、进行资源开发与应用的综合工程技术，是高技术密集的尖端科学技术［1-2］。航天复合材料与结构是保障航天器在轨服役、高速再入和安全返回的关键技术之一，其涉及高温和超高温、强辐射、高真空、微重力等极端环境，具有显著的多学科交叉特点。由于航天复合材料产品结构复杂、工作条件和服役环境特殊，与传统复合材料的结构和性能存在较大的差异。欧美等国一直把航天复合材料作为国家的基础技术和关键技术大力发展，安排了系列研究［3-4］。近年来，国外围绕新一代飞行器的快速发展开展了新一轮的材料技术创新驱动研究，例如X-43A、HTV-2、X-37B、X-51A等飞行器的成功飞行［5-8］，标志着国外热防护复合材料技术已经进入了崭新的发展阶段。纵观国内外最新航天器的发展现状，航天复合材料总体发展趋势是耐高温、轻量化、低成本和多功能化，而材料微结构设计、材料体系和制备方法创新发展将在未来航天复合材料的发展中发挥不可或缺的主导作用。本文总结了国内外航天器轻质防热复合材料及轻质结构的发展现状，并以新型超轻质“雾凇结构”防隔热复合材料和充气式再入减速器热防护材料为重点，介绍了近年来我国相关领域的进展，最后对航天复合材料与结构的未来发展趋势进行了探讨。
2超轻质烧蚀型高效防隔热一体化材料
烧蚀防隔热材料是经典的热防护方法，通过相变和物质消耗起到防热作用，可用于高焓高热流环境。尤其是深空探测航天器以第二宇宙速度再入的热环境特征是峰值热流密度大、焓值高、压力低和再入时间长，要求防热材料及其构件具有低密度、耐高温、低热导率、低烧蚀量和高热阻塞效应的特点［9］。针对深空探测航天器对耐超高温防/隔热材料一体化材料需求，国内外研究机构相继研制出了系列具有“超轻质、低热导率、耐高温、微烧蚀”热防护材料并成功通过飞行验证。例如美国阿波罗(Apollo)计划采用了AVCOAT热防护材料(平均密度为0.55g/cm3)，以酚醛玻璃钢蜂窝增强环氧-酚醛、石英纤维和空心微球的结构形式，这种中密度材料40年前成功应用于A-pollo热防护结构［10-11］。其改进型被选为OrionCEV热防护材料，改进后的Avcoat材料所累积的试验数据较少，主要集中于评价它与成熟Avcoat材料在性能上的一致性［12］。值得注意的是，近年来NASAAmes研究中心开发了新一代低密度烧蚀材料即酚醛浸渍碳烧蚀体(PICA)。PICA以FMI公司生产的纤维状碳基隔热材料为增强体，浸渍酚醛树脂而成，密度为0.24～0.32g/cm3，成功用于高速再入的星尘号试样返回舱热防护系统中，经受了峰值热流密度12MW/m2、总加热量365MJ/m2的再入热环境［13-19］。PICA曾是OrionCEV除改进型Avcoat外的TPS候选材料，还作为MSL的迎风面防热材料成功登陆火星［20］，并作为主要防热方案应用于SpaceX公司龙飞船热防护系统，这种新型轻质防/隔热材料曾被评为2007年美国宇航局年度发明奖［21］，密度仅为传统隔热材料的1/5，能瞬时抵抗高达2700℃的高温，是集耐烧蚀-承载-隔热于一体的新一代热防护材料［22］。而国内目前通过探月三期再入返回飞行试验器的“半弹道跳跃式再入”方式返回地球，验证了由月球高速再入情况下的中密度防热材料与技术，但对这类纤维状基体增强树脂类超轻质烧蚀材料的研究还处于初期阶段，既没有形成完备的材料体系，更没有完成验证飞行的报道。
2.1微结构设计和力学性能
经过调研国内外研究进展，哈尔滨工业大学提出了新型超轻质具有“雾凇结构”(图1(a))防隔热复合材料用于极端环境再入防热的构想，并进行了典型热环境考核试验。图1(b)为自制的网络碳骨架微观结构，纤维之间通过特种玻璃碳相连以提高强度和刚度［23］。通过自制特种改性酚醛树脂的结构改性，并进一步浸渍和充填碳骨架(图1(c))，制备的碳骨架增强酚醛树脂具有比表面积大、孔隙率高、热导率和密度低的特点，集烧蚀防热和隔热于一体的新型超轻复合材料。图2为四种密度的碳粘结碳纤维骨架材料压缩测试的典型应力-应变曲线。从图中可以看出，碳粘结碳纤维骨架材料具有“半柔性”材料的特点，其压缩曲线可分为两个阶段，在第一阶段，压缩应力随着应变的增加呈近似线性增加达到最大弹性应力(曲线上A点，定义为压缩强度)，之后曲线出现转折点，应力增加的幅度较之前大为减小，且应力值出现类似于屈服现象的上下浮动，这也表明材料内部局部发生破坏。在平行于压力方向，压缩应力达到压缩强度后随应变增加快速降低直至应变接近30%，而垂直于压力方向，压缩应力随应变增加平稳波动变化至30%以上。研究了碳纤维骨架的密度与其压缩强度的关系，如图3所示，平行于和垂直于压力方向的压缩强度和模量均随着密度的增强而增大，在平行于压力方向的压缩强度已经超过6MPa，垂直于压力方向的压缩强度也达到2MPa以上。
2.2烧蚀性能
地面模拟试验是检验和验证防热复合材料烧蚀性能优劣的重要途径，使用等离子电弧风洞模拟试验对碳骨架增强酚醛树脂防热复合材料进行了驻点烧蚀考核。电弧风洞驻点烧蚀试验考核过程使用高频摄像机所获取的视频截图如图4所示，发现烧蚀过程中材料前表面温度一致，整个过程中均匀烧蚀后退并且没有机械剥蚀出现，烧蚀加热过程中防热材料表面温度超过2200℃，经过60s气动加热后材料的质量烧蚀率为0.136g/s，线烧蚀率为0.058mm/s，驻点烧蚀后较好保持了初始的球头外形，试样后表面的碳化层完整没有沟槽、孔洞等缺陷。从图6所示的烧蚀后试样的横向切片宏观照片上可见烧蚀过程和热沉后，试样可以分成明显的碳化反应层(或碳化层)、热解层和原始材料层，而且碳化区和热解区只集中在试样前端的较小范围内，即试样背面温升极低，酚醛树脂仍为原始状态，表明防热材料具有优越的隔热性能。通常在高温烧蚀过程中，酚醛树脂在高温下与穿过边界层进入的高速气流相互作用，树脂热解释放吸收热量并且热解产物注入边界层对表面才形成保护作用，同时表面形成坚固碳化层辐射热量;亚表层产生的小分子和大分子热解产物在碳化反应层内高温作用发生二次裂解吸热并产生大量气体，同时在处于高温下的碳吸热升华吸收热量，这些热解气体及其反应产物和升华碳从材料表面逸出注入边界层对轻质防隔热材料起到热屏蔽作用。酚醛树脂热解层出现的温度区间为200～800℃，酚醛受热分解释放出热解气体得到多孔碳，因此该区域的主要成分是碳骨架、孔隙、热解气体、热解碳以及这些物质相互反应得到的气体产物。处于孔隙中的热解气体及反应产物随着气体量增加、压力升高会沿着材料内部开放孔隙逸出酚醛热解层，对多孔酚醛热解区起到热屏蔽作用。原始材料层烧蚀过程中温度始终维持在200℃以下，主要吸收机制为热容吸热，由于材料具有“雾凇结构”而表现优异的隔热特性，因此始材料的酚醛几乎保持制备态的颜色和微结构。
3充气式再入减速器热防护复合材料
充气式再入减速器(简称为充气减速器)，也称为充气式防热罩［24］。再入过程中，减速器在大气层内从包装折叠状态到完全展开飞行状态，经历大气的自由流、过度流和连续流等几个阶段后，飞行速度由超高声速逐渐降低到亚声速，直至满足着陆要求［25］。充气式减速器主要功能包括:1)再入防热:在进入大气层时承受高超声速气动热载荷;2)气动减速:在超声速和亚声速状态时通过气动力减速，达到着陆速度要求;3)缓冲着陆:在着陆过程中通过充气结构实现着陆器的着陆缓冲从而安全到达地面完成回收。充气式再入减速器具有传统返回飞行器的热防护系统、降落伞减速装置和着陆缓冲/漂浮系统集成一体的特点，为有效载荷和航天员的应急返回提供了一种新的技术途径［26］。20世纪60年代，美国进行了充气式气动减速系统的研究［27］，但当时单从减速功能考虑，降落伞技术相对更为成熟且能满足当时的要求，所以70年代后，充气式气动减速装置的研究基本终止;20世纪末，随着轻质柔性耐高温材料技术的突破，充气式进入降落技术重新获得关注，美国进行了一系列飞行及地面试验［28］;随着研究深入，发掘更多潜在的应用需求，明确了相应关键技术［29］。目前为止，充气式再入飞行试验(IＲVE)共进行了三次飞行试验，有成功也有失败。2007年，由于火箭问题，IＲVE首飞失败［26］。2009年8月，IＲVE-2获得成功，飞行高度达211km［27］。2012年7月，IＲVE-3发射升空，从451km高度开始下落，IＲVE-3承受比IＲVE-2更剧烈的气动热载荷，并验证了利用移动质心产生升力的技术，试验获得完全成功［32-33］。NASA发射的IＲVE-3采用Nextel440BF-20作为外层防护，隔热层为Pyrogel3350，气密层为Kapton/Kevlar/Kapton［33］。NASA提出了Nomex-Viton结合的热防护复合材料以及超薄的新型陶瓷防护高辐射涂层PPC，可经受－120～1650℃的温度［34］。单面或双面涂覆的对位芳纶纤维、芳香族聚酯纤维以及ILC纤维也成功应用于IＲVE防热系统［30-32］。日本JAXA研制了一种新型硅橡胶薄膜与ZYLON纤维复合材料［35］，ESA和俄罗斯在IＲDT中研制的具有烧蚀特性的预浸二氧化硅纤维织物可以有效防止热流传入柔性充气壳中［35-36］。根据可折叠展开柔性TPS服役环境要求［37］，通常防热材料设计由三部分组成［38］:1)防热层，由特种陶瓷纤维组织，如具有耐高温和优异的高温热稳定性的Nextel系列［39］;2)隔热层，主要由纤维增强气凝胶组成，根据密度要求，可以调控柔性纤维增强气凝胶材料的厚度、密度和热导率;3)气体阻隔层，主要由聚酰亚胺薄膜或凯芙拉纤维组成(如图7和8所示)［37-38］。可折叠展开柔性TPS的厚度较薄(～10mm)［40］，这对TPS的耐热和隔热性能提出了苛刻的要求，利用石英灯阵列加热试验［41］考察了多层TPS的表面和冷面温升曲线。可以发现对于8mm的柔性TPS而言，经过长时间石英灯表面加热(300s)，表面温度设定为1000℃，背面温度在100s前几乎没有变化，在300s时最高温度为210℃，表现出良好的防隔热特性(图9所示)。根据大气再进入任务工作环境的特点，可折叠展开柔性防热复合材料的耐热性能和力学性能都面临比较高的要求，如比重小、强度高、耐冲击和耐高温等。目前，美国和俄罗斯［43］在该项材料技术上已有所突破，但国内相关的材料的报道较少，对于开展可折叠展开柔性防热复合材料的研究应首先结合设计方案，对材料指标做充分地论证分析，例如材料的强度、高温特性和柔韧性等技术指标要求，并且提出高性能防热材料的研制思路，为彻底攻克材料技术打下基础［44］。相比于传统刚性材料，大尺寸可折叠展开柔性TPS对材料和工艺提出了更高的技术要求。一方面柔性耐高温防热层材料国内目前研究基础和实力较弱，难以研制出高温强度保持率高、抗氧化烧蚀性能优异的柔性防热布［43］;另一方面这类TPS的大面积可折叠柔性展开等性能特点对材料成型工艺(缝补、涂层、折叠储存等)提出了更加苛刻的要求［44］，需要进一步深入开展相关材料成型工艺和控制的基础研究。
4结束语
超轻质热防护复合材料和充气式再入减速器热防护复合材料为未来飞行器热防护系统提供了一条崭新的途径，以美国、俄罗斯为首的航天大国起步较早，历经几十年的发展，已在该领域确立了领先地位。我国在该领域起步较晚，亟需展开相关研究并借鉴国外先进经验、整合国内科研院所优势资源，加快新型轻质热防护复合材料的微结构精细设计、工艺优化、原理样机制备、实验数据库建立以及飞行试验验证等相关技术积累和技术储备，为我国深空探测技术的轻量化、低成本和高可靠性提供重要的技术保障。
作者：韩杰才 洪长青 张幸红 程海明 薛华飞 单位：哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所
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