楊昌昊 董彥芝

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

0 引言

航天器再入∕進(jìn)入大氣層時(shí)會(huì)經(jīng)歷嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，防熱系統(tǒng)是確保航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)和設(shè)備維持正常狀態(tài)的關(guān)鍵子系統(tǒng)之一，而防熱材料則是防熱系統(tǒng)的基礎(chǔ)。在防熱系統(tǒng)中，防熱材料發(fā)揮防熱、隔熱、維形、承載乃至透波、信號(hào)特征抑制、可重復(fù)使用等功能，涉及特殊環(huán)境下材料的多種熱響應(yīng)以及多組元、多尺度結(jié)構(gòu)的高溫演化。因此，防熱材料研究具有顯著的多學(xué)科交叉特點(diǎn)。伴隨著航天技術(shù)的發(fā)展，我國(guó)防熱材料的研究和應(yīng)用取得了一系列重要成果和突破，形成了覆蓋應(yīng)用基礎(chǔ)研究、應(yīng)用研究、產(chǎn)品研制和質(zhì)量保障的綜合技術(shù)體系，為我國(guó)航天事業(yè)的發(fā)展做出了巨大貢獻(xiàn)［1-2］。

近年來，我國(guó)探月三期、“天問一號(hào)”、載人登月等一系列重大深空探測(cè)項(xiàng)目已經(jīng)紛紛進(jìn)入工程實(shí)施階段。其中，2020年12月17日，探月三期“嫦娥五號(hào)”返回器攜帶月球樣品安全返回地球，標(biāo)志著我國(guó)探月工程“繞、落、回”三步走成功收官?！版隙鹞逄?hào)”返回器采用跳躍式再入方式，需要兼顧短時(shí)間、高熱流和長(zhǎng)時(shí)間、中低熱流的氣動(dòng)熱環(huán)境特點(diǎn)，對(duì)防熱材料提出了寬泛的熱流環(huán)境適應(yīng)性要求，以及能夠耐受跳躍式返回所面臨的強(qiáng)冷熱沖擊。2021年5月15日，“天問一號(hào)”著陸巡視器成功著陸火星表面，標(biāo)志著我國(guó)向月球以外的深空探測(cè)更進(jìn)一步?；鹦谴髿獬煞峙c地球差異極大，火星進(jìn)入過程中的高超聲速氣動(dòng)加熱和燒蝕機(jī)理也對(duì)防熱材料提出了新的要求。

未來，在月球和火星探測(cè)的基礎(chǔ)上，我國(guó)還要進(jìn)一步建立月球空間站，載人登陸月球探測(cè)，開展火星無人采樣探測(cè)直至載人登陸火星探測(cè)，開展小天體無人采樣探測(cè)，并向更遠(yuǎn)的深空和太陽(yáng)進(jìn)行探測(cè)，所有這些探測(cè)任務(wù)都離不開防熱技術(shù)和防熱材料的發(fā)展。

本文通過月球探測(cè)返回任務(wù)和火星探測(cè)任務(wù)，重點(diǎn)介紹我國(guó)在防熱材料領(lǐng)域所取得的研究進(jìn)展，并對(duì)未來以火星與小天體探測(cè)返回、火星大氣制動(dòng)以及近日探測(cè)為代表的深空探測(cè)任務(wù)中防熱材料的發(fā)展和需求進(jìn)行展望。

1 深空探測(cè)領(lǐng)域防熱技術(shù)及材料的特點(diǎn)

自人類開展深空探測(cè)事業(yè)以來，該類任務(wù)所固有的復(fù)雜環(huán)境條件、高昂的研制成本和嚴(yán)苛的質(zhì)量指標(biāo)等屬性不斷地對(duì)防熱技術(shù)和材料提出挑戰(zhàn)。在太陽(yáng)系里，除了水星以外的其他行星都有大氣層，因此在行星際深空探測(cè)中，氣動(dòng)防熱技術(shù)具有非常重要的實(shí)際意義，并已廣泛地用于針對(duì)帶有大氣層的星體的深空探測(cè)任務(wù)。表1 列出了穿越太陽(yáng)系星體大氣層到達(dá)星體表面時(shí)兩種進(jìn)入路徑下的比能。其中停泊軌道假定為軌道半徑1.5 倍于探測(cè)目標(biāo)半徑的圓形停泊軌道，行星際進(jìn)入速度假定為探測(cè)目標(biāo)的逃逸速度［3］。

表1 到達(dá)星體表面時(shí)每單位質(zhì)量對(duì)應(yīng)的能量Tab.1 Energy per unit mass at the surface of a celestial body

可以看出，針對(duì)不同的探測(cè)目標(biāo)，采用不同的進(jìn)入方式，探測(cè)器所需要吸收或耗散的能量存在顯著的差異。不考慮真實(shí)氣體效應(yīng)，在亞聲速和低馬赫數(shù)下，周圍的氣體受到探測(cè)器的壓縮和摩擦而溫度上升，探測(cè)器主要通過對(duì)流換熱方式吸收熱量。在高超聲速情況下，探測(cè)器前緣駐點(diǎn)溫度可高達(dá)1×104K以上，激波層內(nèi)高溫氣體的輻射加熱也可能達(dá)到對(duì)流加熱的量級(jí)；在這種高溫環(huán)境下，大氣成分也成為重要的影響因素，不僅大氣本身會(huì)發(fā)生離解和電離反應(yīng)，而且離解后的高溫組元亦會(huì)與探測(cè)器外部的防熱材料發(fā)生復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng)；在絕大多數(shù)的行星進(jìn)入任務(wù)中，防熱設(shè)計(jì)還需要考慮材料的相變效應(yīng)、壁面的催化效應(yīng)、粒子侵蝕效應(yīng)、氣動(dòng)外形形貌與氣動(dòng)環(huán)境的耦合效應(yīng)以及探測(cè)器的結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)特性等問題［4］。

深空探測(cè)器往往需要花費(fèi)巨額的研制經(jīng)費(fèi)，投入龐大的人力、物力資源，經(jīng)過漫長(zhǎng)的研制歷程方可得以實(shí)現(xiàn)。而且到目前為止，人們對(duì)于地外行星的研究還不是很充分，行星進(jìn)入過程中的各種環(huán)境條件也還有著相當(dāng)?shù)牟淮_定性因素。因此，提高對(duì)探測(cè)器熱防護(hù)的設(shè)計(jì)冗余度看似是比較合理的應(yīng)對(duì)手段，但是，火箭的運(yùn)載能力決定了探測(cè)器的最大質(zhì)量，深空探測(cè)任務(wù)中探測(cè)器總質(zhì)量總是受到嚴(yán)格的限制，這也是設(shè)計(jì)師需要客觀面對(duì)的問題。表2中列出了一些深空探測(cè)器的防熱系統(tǒng)示例［5］。

表2 部分行星探測(cè)器防熱系統(tǒng)和材料示例［5］Tab.2 Part of the planetary probe TPS and materials［5］

能夠可靠適應(yīng)任務(wù)環(huán)境的輕質(zhì)、高效防熱技術(shù)始終是深空探測(cè)任務(wù)的需求，在該領(lǐng)域并不存在“通用性”的防熱方案，每一個(gè)針對(duì)特定任務(wù)進(jìn)入環(huán)境的防熱設(shè)計(jì)都需要充分考慮特定的氣動(dòng)環(huán)境條件，在防熱性能與隔熱效率之間取得平衡，并盡可能的在地面開展試驗(yàn)驗(yàn)證。比如，低熱流密度條件下，最好選用能夠在較低溫度下就開始碳化的防熱材料，從而起到燒蝕防熱作用；較長(zhǎng)加熱時(shí)間條件，往往需要材料具備較低的熱導(dǎo)率和密度；而對(duì)于高熱流、高駐點(diǎn)壓力、相對(duì)適中的總加熱量條件，隔熱性能一般但耐燒蝕的碳酚醛材料往往是很好的選擇。

總體而言，深空探測(cè)器的防熱設(shè)計(jì)始終面臨著多方面的因素制約，而合理的防熱設(shè)計(jì)，應(yīng)能夠可靠地應(yīng)對(duì)任務(wù)方案所預(yù)計(jì)的氣動(dòng)熱環(huán)境，又能夠使得熱防護(hù)層的質(zhì)量占比最小化，從而顯著提升提高整個(gè)系統(tǒng)層面的效能。

迄今為止，所有已開展的行星進(jìn)入探測(cè)任務(wù)都是針對(duì)特定的氣動(dòng)熱環(huán)境，采用燒蝕防熱或燒蝕與其他的組合形式，例如燒蝕輻射防熱、燒蝕熱沉防熱。燒蝕防熱最大的優(yōu)點(diǎn)就是安全、可靠，適應(yīng)流場(chǎng)的變化能力強(qiáng)，能夠兼容大氣參數(shù)或任務(wù)環(huán)境的不確定性，是目前適用于深空探測(cè)任務(wù)的主要的高效、高可靠防熱技術(shù)和材料。

未來，隨著我國(guó)深空探測(cè)任務(wù)的不斷發(fā)展，金星和木星等稠密大氣天體的極高熱流環(huán)境、近日探測(cè)的高強(qiáng)輻照環(huán)境以及大尺寸載荷的可展開柔性防熱需求，對(duì)我國(guó)防熱技術(shù)和材料的發(fā)展提出了新的挑戰(zhàn)。

2 我國(guó)深空探測(cè)領(lǐng)域防熱材料的研究進(jìn)展

2.1 月球探測(cè)返回任務(wù)

“嫦娥五號(hào)”返回器自月球采樣返回是我國(guó)在深空探測(cè)領(lǐng)域邁出的極為重要的一步。從月球返回地球的再入速度達(dá)到11 km∕s，接近第二宇宙速度，采用半彈道式再入方式，熱流密度峰值可達(dá)到神舟飛船的4 倍，而若采用彈道式再入，熱流密度峰值將達(dá)到飛船的7.5 倍。此外，與近地軌道返回相比，月球返回時(shí)燒蝕與氣流沖刷情況更為嚴(yán)重，要求防熱材料必須具有更好的防熱和抗剝蝕能力。

我國(guó)“嫦娥五號(hào)”返回器采用了跳躍式再入方式，一方面氣動(dòng)加熱時(shí)間長(zhǎng)，需要防熱材料具有優(yōu)異的隔熱性能；另一方面還存在二次加熱問題，即防熱材料首先經(jīng)受第一次再入的高熱流氣動(dòng)環(huán)境，然后躍出到大氣層以外，在100 km 以上-90 ℃的高空飛行時(shí)間＞400 s，然后經(jīng)受第二次再入的中低熱流氣動(dòng)環(huán)境，強(qiáng)烈的冷熱沖擊對(duì)防熱材料的碳層強(qiáng)度提出了很高的要求，防熱材料的碳層需要能夠保持完整不剝落。第一次再入和第二次再入的氣動(dòng)熱環(huán)境差異很大，要求防熱材料能夠同時(shí)滿足兩次再入過程寬泛熱流環(huán)境下的防熱需求。

月球軌道的最低溫度達(dá)到-120 ℃，對(duì)防熱材料提出了很高的耐受低溫和高低溫交變環(huán)境要求。此外，深空探測(cè)的任務(wù)特點(diǎn)和運(yùn)載火箭的發(fā)射能力，對(duì)防熱還提出了嚴(yán)格的輕量化要求?！版隙鹞逄?hào)”返回器外形包絡(luò)為飛船返回艙的1∕2，面積比為1∕4，而防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比卻僅為飛船返回艙的21%。返回器尺度小，質(zhì)心和氣動(dòng)外形變化對(duì)氣動(dòng)力影響大，對(duì)燒蝕外形控制要求更高，特別是高熱流、小半徑的大底拐角。“嫦娥五號(hào)”返回器與神舟飛船返回艙的技術(shù)指標(biāo)對(duì)比如表3所示［6］。

表3 “嫦娥五號(hào)”返回器與神舟飛船返回艙的技術(shù)指標(biāo)對(duì)比Tab.3 Comparison of technical indicators between CE-5 reentry probe and SZ reentry capsule

針對(duì)月球返回的環(huán)境特點(diǎn)和防熱要求，“嫦娥五號(hào)”返回器采用了7 種新研制的低密度防熱材料，分別用于器表不同部位的氣動(dòng)防熱，如表4所示。

表4 “嫦娥五號(hào)”返回器防熱材料Tab.4 Ablative materials of CE-5 reentry probe

2.2 火星著陸探測(cè)任務(wù)

火星進(jìn)入環(huán)境與地球再入環(huán)境差異巨大，再入熱環(huán)境呈現(xiàn)中低焓、中低熱流和化學(xué)非平衡等特征。同時(shí)，由于火星大氣成分主要為CO2，與地球大氣不同，防熱材料燒蝕機(jī)理存在較大的差異，火星防熱技術(shù)面臨新的挑戰(zhàn)。

“天問一號(hào)”著陸巡視器在地火轉(zhuǎn)移段需要經(jīng)歷-120～+100 ℃的溫度交變環(huán)境，并在火星大氣進(jìn)入過程中經(jīng)受氣動(dòng)加熱。其中，大底部位的峰值熱流密度約為700 kW∕m2，背罩部位的峰值熱流密度約為60 kW∕m2。根據(jù)火星進(jìn)入環(huán)境特點(diǎn)，大底采用了FG4、SPQ9、SPQ10材料（繼承“嫦娥五號(hào)”返回器防熱材料），而背罩采用了新研制的超低密度（約0.28 g∕cm3）防熱涂層材料。

火星再入環(huán)境為中低焓，美國(guó)火星探測(cè)器S561-V 材料，在地面試驗(yàn)過程中，曾經(jīng)出現(xiàn)過燒蝕材料從蜂窩格子中脫出問題［7］?！疤靻栆惶?hào)”大底部位的FG4材料也是蜂窩增強(qiáng)低密度燒蝕材料，其與適用于低剪力氣動(dòng)環(huán)境的S561-V 材料比較相似（表5）。FG4材料采用適用于低熱流環(huán)境的樹脂體系作為材料本體樹脂，在燒蝕過程中，表層樹脂裂解，釋放出小分子氣體，生成碳化層、熱解層，隨著樹脂的裂解，同時(shí)會(huì)向外引射分解氣體，分解產(chǎn)生的氣體一方面可以阻擋熱流侵入，形成熱阻塞效應(yīng)，另一方面，對(duì)碳化層起到冷卻降溫的作用，維持碳層穩(wěn)定。另外，在材料配方設(shè)計(jì)過程中，采用高孔隙率降低材料的熱導(dǎo)率，提高防隔熱性能，同時(shí)降低材料的密度，在防熱層減重上做出貢獻(xiàn)。當(dāng)熱流從材料表面往內(nèi)部傳輸時(shí)，其傳輸路徑會(huì)因?yàn)榭紫堵实囊攵桓淖?，一部分熱量被孔隙界面阻擋，反射向材料表面，減少了傳入材料背面的熱量；另一部分熱量被孔隙界面折射，延長(zhǎng)了熱量在材料內(nèi)部傳輸?shù)臅r(shí)間，降低了材料背面溫度增加的速率，最終實(shí)現(xiàn)減緩燒蝕條件下材料背溫升高速度的目的。

表5 防熱材料對(duì)比Tab.5 Comparison of ablative materials

“天問一號(hào)”背罩部位的防熱材料是以運(yùn)載火箭TR-37B 防熱涂層為基礎(chǔ)，所研制出的密度約為0.28 g∕cm3的TR-37C 材料，該材料通過采用輕質(zhì)隔熱填料，在降低涂層密度的同時(shí)，強(qiáng)化燒蝕防熱作用。此外，還通過適量添加的橡膠和玻璃纖維作為增強(qiáng)相，提高防熱涂層的力學(xué)性能。

在研制階段，針對(duì)地火轉(zhuǎn)移段的溫度交變環(huán)境以及火星大氣進(jìn)入過程中的氣動(dòng)環(huán)境，對(duì)各種防熱材料均進(jìn)行了全面的試驗(yàn)考核。

3 我國(guó)深空探測(cè)領(lǐng)域防熱材料的發(fā)展需求

3.1 火星與小天體探測(cè)返回任務(wù)

火星探測(cè)返回、小天體探測(cè)返回與月球探測(cè)返回環(huán)境的差異如表6所示?？梢姡鹦翘綔y(cè)返回的再入速度達(dá)到14.5 km∕s，超過了第二宇宙速度，駐點(diǎn)熱流峰值高達(dá)44 MW∕m2。小天體探測(cè)返回的再入速度達(dá)到13 km∕s，駐點(diǎn)熱流峰值高達(dá)12 MW∕m2，氣體焓值高達(dá)85 MJ∕kg。高熱流密度峰值、高焓會(huì)加劇防熱層表面的燒蝕和剝落，熱環(huán)境比月球返回更為惡劣，對(duì)防熱材料性能的要求也會(huì)更高。

表6 不同返回器的環(huán)境參數(shù)對(duì)比Tab.6 Comparison of environmental parameters of different reentry probes

國(guó)外在深空探測(cè)領(lǐng)域開展了多次取樣返回任務(wù)，包括美國(guó)、蘇聯(lián)∕俄羅斯以及日本均發(fā)射了空間采樣返回探測(cè)器，并且都成功實(shí)現(xiàn)了采樣返回目標(biāo)。

上述深空返回再入飛行器均采用彈道式再入方式。這類再入的最大持點(diǎn)是下降速度快、再入彈道比較陡：由于減速很快，會(huì)產(chǎn)生很大的減速過載，表面熱流密度，特別是迎風(fēng)頭部的熱流密度峰值很高；但再入飛行時(shí)間和航程短，總加熱量較小。

針對(duì)彈道式再入環(huán)境的高熱流密度、大剪力和大再入過載，國(guó)外彈道式再入輕小型返回器大底防熱材料的選用主要有三種思路（表7）：一是日本“隼鳥號(hào)”采用傳統(tǒng)碳∕酚醛作為燒蝕材料，碳∕酚醛材料燒蝕后退量低，但材料密度偏高，防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比較大；二是“星塵號(hào)”采用了低密度PICA 防熱材料，PICA 材料密度相較于傳統(tǒng)碳∕酚醛下降明顯，但是其原始材料及碳層的熱導(dǎo)率較高，防熱層厚度大，同時(shí)在再入過程中燒蝕后退量明顯增加，返回器外形和質(zhì)心位置變化較大；三是“起源號(hào)”采用了雙層的防熱結(jié)構(gòu)，外層為C∕C材料，內(nèi)層為碳纖維隔熱材料，需考慮內(nèi)外層之間的界面問題。雖然三種防熱思路在側(cè)重點(diǎn)上各不相同，但不難看出在高熱流密度條件下選擇的防熱材料均是碳基燒蝕材料［8］。

表7 深空返回再入飛行器再入方式及相關(guān)參數(shù)對(duì)比Tab.7 Comparison of reentry modes and related parameters of deep space reentry probes

參考國(guó)外小行星探測(cè)返回器設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，結(jié)合我國(guó)的防熱材料體系研發(fā)基礎(chǔ)，燒蝕嚴(yán)重的大底部位可以初步考慮采用碳∕酚醛材料進(jìn)行防熱。碳∕酚醛材料是指采用碳纖維作增強(qiáng)體，酚醛樹脂為基體的一類材料。由于碳纖維沒有明顯的熔點(diǎn)，升華溫度在3 000 ℃以上，適合于高焓高熱流的再入環(huán)境。目前我國(guó)研制的粘膠基碳∕酚醛材料已經(jīng)達(dá)到美國(guó)FM5055 材料的水平，包括碎布模壓、纖維模壓、層壓以及布帶纏繞等四種，都已在型號(hào)上得到穩(wěn)定應(yīng)用，是廣泛應(yīng)用于飛行器大面積防熱的主要材料，但是其熱導(dǎo)率較大，隔熱性能不夠突出。為此，提出在碳∕酚醛材料內(nèi)部增加兼具低熱流燒蝕和優(yōu)異隔熱性能的更低密度材料SPQ7，該材料在“嫦娥五號(hào)”SPQ9材料基礎(chǔ)上進(jìn)一步降低密度、提高隔熱性能。外層碳∕酚醛材料與內(nèi)層SPQ7 材料一體成型，形成沿厚度方面的功能梯度材料，將“嫦娥五號(hào)”的沿厚度的單一材料同時(shí)承擔(dān)燒蝕和隔熱功能改進(jìn)為兩層材料，每層材料僅承擔(dān)一種功能，進(jìn)一步提高防熱材料的防熱效率和隔熱效率，從而進(jìn)一步減輕防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

側(cè)壁位置熱流約為駐點(diǎn)的十分之一，熱環(huán)境相對(duì)緩和，比“嫦娥五號(hào)”返回器略低，初步考慮采用FG4材料防熱。與大底設(shè)計(jì)思路一樣，側(cè)壁防熱也采用功能梯度材料，在FG4 材料內(nèi)部增加兼具低熱流燒蝕和優(yōu)異隔熱性能的防熱材料FG3（該材料在FG4材料基礎(chǔ)上進(jìn)一步降低密度并提高防隔熱性能）。外層FG4 材料和內(nèi)層FG3 材料一體成型，形成沿厚度方面的功能梯度材料。而前端熱環(huán)境更低，剪力小，初步考慮采用“天問一號(hào)”研制的TR-37C 超低密度防熱涂層。

此外，火星和小天體返回器所面臨的-150～+150℃空間溫度交變環(huán)境比以往返回器更為惡劣，這就要求防熱材料必須具有適應(yīng)大溫差變化的能力。特別是低溫，含有膠黏劑和樹脂類的材料都存在低溫脆化、變硬問題，過低的溫度將導(dǎo)致防熱材料開裂。例證：阿波羅載人登月飛船篩選防熱材料時(shí)，有5種低密度碳化燒蝕材料在質(zhì)量、燒蝕性能上差異很小，但是只有最終采用的Avcoat 5026-39材料可以在各種厚度下經(jīng)受-120 ℃的低溫考驗(yàn)。

3.2 火星大氣制動(dòng)任務(wù)

火星大氣制動(dòng)變軌任務(wù)是在氣動(dòng)減速過程中，利用較大的氣動(dòng)面進(jìn)行減速和熱防護(hù)，可以大幅減少探測(cè)器進(jìn)入環(huán)火軌道的推進(jìn)劑消耗。受到火箭整流罩包絡(luò)限制，該類任務(wù)需要采用可展開防熱技術(shù)和材料來實(shí)現(xiàn)，而根據(jù)結(jié)構(gòu)展開方式可分為柔性充氣式展開、半剛性機(jī)械式展開以及剛性機(jī)械式展開三種技術(shù)途徑。對(duì)于我國(guó)未來的火星大氣制動(dòng)任務(wù)而言，目前主要側(cè)重于柔性充氣式展開方式開展防熱結(jié)構(gòu)和材料的研究工作，其中最為重要包括剛性防熱頭錐和柔性防熱材料。圖1 為美國(guó)柔性充氣式回收飛行器（Inflatable Recovery Vehicle，IRV）的示意圖［9-10］。

圖1 IRV的柔性充氣式防熱系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic diagram of IRV’s flexible inflatable TPS

對(duì)于剛性防熱頭錐而言，需要根據(jù)熱環(huán)境開展剛性防熱材料篩選、確定剛性防熱材料類型及厚度、設(shè)計(jì)剛性防熱頭錐結(jié)構(gòu)方案。柔性防熱結(jié)構(gòu)需要根據(jù)再入力∕熱環(huán)境、背壁溫升、氣密性及機(jī)構(gòu)收納比等指標(biāo)，確定柔性防熱材料的基本防熱形式、材料組成方案；確定柔性防熱材料與承載結(jié)構(gòu)的連接方案、確定柔性防熱材料折疊方案以及柔性防熱材料接縫處氣密性設(shè)計(jì)方案。

一般情況下，可展開的柔性防熱結(jié)構(gòu)由多層材料組成，每層材料所起的作用不同，要根據(jù)其功能來進(jìn)行相應(yīng)的選材。防熱材料不僅要能承受極高的溫度，還要具有密度低、柔性可折疊等特點(diǎn)，這極大的增加了研制柔性熱防護(hù)材料的難度。氣動(dòng)減速過程中，由于柔性防熱材料不能承受彎曲載荷，受到的氣動(dòng)力依靠柔性防熱材料的拉力來抵消并最終傳遞到內(nèi)部充氣結(jié)構(gòu)上，勢(shì)必會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)面變形、影響氣動(dòng)面構(gòu)型的穩(wěn)定性。氣動(dòng)減速過程中，控制氣動(dòng)面變形量保持在一定范圍內(nèi)是大尺寸柔性體氣動(dòng)面構(gòu)型穩(wěn)定性技術(shù)研究的主要內(nèi)容，主要涉及到氣動(dòng)力∕熱環(huán)境仿真技術(shù)、柔性防熱結(jié)構(gòu)抗力學(xué)性能及展開結(jié)構(gòu)技術(shù)?；诳烧归_氣動(dòng)減速與柔性熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和總體方案以及氣動(dòng)試驗(yàn)和分析的結(jié)果，對(duì)柔性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的方案設(shè)計(jì)、柔性熱防護(hù)材料的強(qiáng)度、高溫特性和柔韌性等提出具體的技術(shù)要求［11］。

與傳統(tǒng)的硬質(zhì)防熱材料相比，柔性防熱材料除了要承受氣動(dòng)加熱環(huán)境滿足防熱性能要求外，還要實(shí)現(xiàn)可折疊、結(jié)構(gòu)承載的兩項(xiàng)功能，材料從單一功能材料轉(zhuǎn)化成結(jié)構(gòu)功能一體化材料，且材料經(jīng)過折疊再展開后仍要滿足防熱與承力的要求，對(duì)材料的研制應(yīng)用提出了新的要求和挑戰(zhàn)。因此需要依據(jù)氣動(dòng)特征，開展柔性防熱材料配置優(yōu)化、生產(chǎn)成型、檢測(cè)修補(bǔ)、性能評(píng)價(jià)等研制工作。主要內(nèi)容包括：柔性防熱用長(zhǎng)時(shí)間耐燒蝕樹脂配方研制；柔性耐燒蝕防熱材料成型技術(shù)研究；可折疊耐高溫柔性隔熱材料成型技術(shù)；多層可折疊柔性防熱材料結(jié)構(gòu)優(yōu)化技術(shù)；多層可折疊柔性防熱材料的性能評(píng)價(jià)與可靠性研究；多層可折疊柔性防熱材料缺陷檢測(cè)與修補(bǔ)技術(shù)［12］。

目前，美國(guó)在大面積柔性防熱材料研究領(lǐng)域保持領(lǐng)先地位，其主要材料類型和耐溫性能匯總見表8。

表8 大面積典型柔性熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和材料匯總Tab.8 Summary of flexible thermal protection structures and materials for large areas

3.3 近日探測(cè)任務(wù)

探索太陽(yáng)磁場(chǎng)起源及能量釋放機(jī)制，不僅是天文愛好者的夢(mèng)想，更是國(guó)家深空探測(cè)戰(zhàn)略發(fā)展的需要。長(zhǎng)久以來，天文學(xué)家一直從遠(yuǎn)處對(duì)太陽(yáng)進(jìn)行研究，然而對(duì)太陽(yáng)風(fēng)加速、太陽(yáng)磁場(chǎng)分布及演化規(guī)律等問題的理解都依賴于近日成像觀測(cè)。美國(guó)宇航局于2018年發(fā)射了帕克號(hào)太陽(yáng)探測(cè)器（Parker Solar Probe），是人類航天歷史上第一個(gè)近距離對(duì)太陽(yáng)開展探測(cè)的航天器，距離日心最近處將小于0.05 AU，其將深入大氣層內(nèi)部采集太陽(yáng)風(fēng)和太陽(yáng)磁的第一手樣品［13-14］。歐空局于2020年發(fā)射太陽(yáng)軌道探測(cè)器（Solar Orbiter）來研究太陽(yáng)起源，配置了大量成像探測(cè)有效載荷，但它運(yùn)行在近日點(diǎn)0.28 AU處的大橢圓軌道上，溫度雖然低于帕克號(hào)，但要保持長(zhǎng)期加熱狀態(tài)［15］。我國(guó)也針對(duì)國(guó)家后續(xù)空間發(fā)展戰(zhàn)略需要開展了一系列近日探測(cè)預(yù)先研究工作［16］。

在0.05 AU處對(duì)太陽(yáng)近距離成像時(shí)，探測(cè)器表面將經(jīng)受約600 kW∕m2的熱流密度，表面溫度預(yù)計(jì)1 700 K。與氣動(dòng)加熱過程不同，近日探測(cè)器長(zhǎng)期經(jīng)受高熱流輸入，因此解決長(zhǎng)周期、高熱流環(huán)境下熱隔離問題，保證設(shè)備正常工作，成為近日探測(cè)關(guān)鍵技術(shù)之一。此外，近日探測(cè)器發(fā)射成本巨大，熱防護(hù)系統(tǒng)有嚴(yán)格質(zhì)量限制，在滿足承載要求前提下開展輕量化設(shè)計(jì)必不可少。通過調(diào)研可知，在近日點(diǎn)，“帕克號(hào)”太陽(yáng)探測(cè)器的向陽(yáng)面將長(zhǎng)時(shí)間承受1 377 ℃高溫，而所有結(jié)構(gòu)及設(shè)備溫度必須滿足其工作或存儲(chǔ)溫度范圍要求，這給防隔熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來了巨大挑戰(zhàn)。為此探測(cè)器針對(duì)其任務(wù)特點(diǎn)設(shè)計(jì)了相應(yīng)的防熱系統(tǒng)方案，配置了一個(gè)直徑2.3 m、厚度11.43 cm 的碳復(fù)合材料熱盾，能夠抵御1 650℃的高溫和強(qiáng)輻射流沖擊。熱盾相當(dāng)于一個(gè)絕熱擋板，安裝在桁架結(jié)構(gòu)上熱盾表面采用復(fù)合陶瓷涂層和難溶金屬涂層處理，具有耐高溫、耐超強(qiáng)太陽(yáng)輻射、耐空間帶電粒子輻射、反射率高、質(zhì)量密度小、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度大等特點(diǎn)［17］。

圖2 “帕克太陽(yáng)探測(cè)器”的熱盾結(jié)構(gòu)產(chǎn)品狀態(tài)Fig.2 Thermal shield structure of Parker solar probe

針對(duì)我國(guó)近日探測(cè)中的高熱流、長(zhǎng)時(shí)間、輕量化需求，目前需要側(cè)重研究主要包括耐高溫涂層材料、耐高溫隔熱屏以及低密度隔熱層材料等。

3.3.1 耐高溫涂層

耐高溫涂層由于直接暴露于太陽(yáng)強(qiáng)輻照之下，其熱平衡溫度會(huì)達(dá)到一個(gè)相當(dāng)高的水平，其表面溫度高達(dá)1 400 ℃（與涂層特性有關(guān)），因此高溫涂層選型應(yīng)首先關(guān)注其耐高溫特性。平衡溫度與α∕ε有關(guān)，α為吸收率，ε為發(fā)射率。為了降低平衡溫度，涂層α∕ε應(yīng)盡可能低。涂層的吸收率α越低、發(fā)射率ε越高，通過輻射散熱效果越理想，傳入系統(tǒng)內(nèi)部的熱量越小。因此，低吸收、高發(fā)射率的高溫涂層是輻射熱防護(hù)系統(tǒng)的關(guān)鍵［18］。

耐高溫涂層具有耐高溫、密度低、耐腐蝕、高強(qiáng)度、高模量、熱膨脹系數(shù)低等特點(diǎn)，具體表現(xiàn)為：（1）能夠提供有效的防護(hù)屏障，以阻止原子氧在材料外界面和組織結(jié)構(gòu)內(nèi)部的擴(kuò)散。即具有較低的原子氧滲透率；（2）涂層與基體材料之間具有良好的化學(xué)與物理相容性和穩(wěn)定性；（3）涂層不能對(duì)氧化反應(yīng)有催化作用；（4）涂層具有低的揮發(fā)性，以防止材料在高速氣流中或高溫條件下工作時(shí)，涂層因過度損耗而失效；（5）涂層不能影響C∕C或SiC∕C復(fù)合材料原有的優(yōu)秀機(jī)械性能；（6）涂層與基體材料之間具有良好的熱膨脹系數(shù)匹配和結(jié)合能力，不易剝落；（7）涂層致密，具有高溫自愈合能力。除了抗氧化性能，涂層還應(yīng)在太空環(huán)境中太陽(yáng)風(fēng)以及紫外輻射等極端條件下，具有較小的質(zhì)量損失率［19-20］。

綜上所述，在進(jìn)行耐高溫涂層選擇時(shí)應(yīng)著重關(guān)注耐高溫、吸收率、發(fā)射率、抗氧化、抗輻照等特性。

3.3.2 隔熱屏

隔熱屏位于高溫涂層與隔熱層的中間，材料選型時(shí)主要關(guān)注耐高溫特性和輕量化要求。C∕C-SiC復(fù)合材料作為一種優(yōu)越的熱結(jié)構(gòu)復(fù)合材料，具備以下特性：（1）可設(shè)計(jì)性，材料的強(qiáng)度、模量、熱物理性能具有可設(shè)計(jì)性；（2）高溫強(qiáng)度大，在1 700 ℃下可以保持高強(qiáng)度；（3）具有很強(qiáng)的抗氧化能力，在1 650℃氧化氣氛下可以長(zhǎng)時(shí)間反復(fù)使用；（4）密度小，致密的C∕C-SiC 復(fù)合材料密度在1.9～2.2 g∕cm3；（5）硬度高、斷裂韌度高、熱脹系數(shù)低、抗熱震性能優(yōu)異。目前，C∕C-SiC 復(fù)合材料已經(jīng)作為防熱材料在可重復(fù)使用飛行器和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)上使用，如美國(guó)X-38 關(guān)鍵防熱部位等都有應(yīng)用。另外，C∕C-SiC 復(fù)合材料在空間反射鏡、航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和液體發(fā)動(dòng)機(jī)的推力室和噴管、裝甲板以及剎車片等方面也有著廣泛的應(yīng)用前景［21］。

3.3.3 隔熱層

隔熱層由反射屏和間隔層交替疊合而成。其中，反射屏采用低發(fā)射率金屬箔，間隔層采用纖維或空隙材料，減低導(dǎo)熱效果。隔熱層采用鎢絲固定在點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)隔熱屏的下表面上。常用的反射屏有兩類：一類是低發(fā)射率的金屬箔，多用于高溫情形，如鉬箔、不銹鋼箔、鋁箔、銅箔、金箔、鑰箔等；另一類是表面蒸鍍金屬層的塑料薄膜，多用于中低溫情形，如蒸鍍有金或鋁的聚脂薄膜或聚酰亞胺薄膜。而隔熱材料是由輕質(zhì)疏松的纖維材料、輕質(zhì)多孔材料或顆粒松散填充材料等制成，材料中的微小氣孔可以使熱輻射經(jīng)反射、散射和吸收盡可能降低到最低［22］。

4 結(jié)束語

在深空探測(cè)領(lǐng)域，我國(guó)防熱材料的研究和應(yīng)用取得了一系列重要成果和突破，形成了覆蓋應(yīng)用基礎(chǔ)研究、應(yīng)用研究、產(chǎn)品研制和質(zhì)量保障的綜合技術(shù)體系，為我國(guó)航天事業(yè)的發(fā)展做出了巨大貢獻(xiàn)。展望未來，不斷開展先進(jìn)防熱材料的研究與應(yīng)用，對(duì)于提高我國(guó)深空探測(cè)航天器的熱防護(hù)水平有著重要意義。