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(fù)合材料，該種材料通過在高溫下的物理化學(xué)反應(yīng)，消耗氣動(dòng)加熱的熱量，從而達(dá)到抵御高速返回時(shí)返回艙外表面的高溫、降低返回艙內(nèi)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(fù)使用，但其可以適應(yīng)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(jī)外，絕大部分空間探測(cè)任務(wù)的返回艙，尤其是氣動(dòng)加熱苛刻的大底防熱結(jié)構(gòu)，均采用燒蝕防熱材料。美國主要的空間探測(cè)任務(wù)如圖1所示。

圖1 美國主要的空間探測(cè)任務(wù)Fig.1 Main space exploration mission of America

防熱材料輕質(zhì)化、防熱效率高效化是防熱材料及防熱系統(tǒng)發(fā)展的一個(gè)重要趨勢(shì)，除此以外，安全和可靠也是探測(cè)器選擇防熱材料的重要準(zhǔn)則，尤其是載人返回器的防熱材料，對(duì)安全可靠要求更高。本文介紹國內(nèi)外空間探測(cè)器燒蝕防熱材料的種類及其應(yīng)用情況

1 美國防熱材料及應(yīng)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?jí)K手糊鋪成型，應(yīng)用于地球軌道載人飛船“水星”號(hào)上。水星號(hào)共發(fā)射6 次，其熱流峰值0.68 MW∕m2、再入時(shí)間600 s、總加熱量200 MJ∕m2［1］。

1.2 蜂窩增強(qiáng)型防熱材料

1.2.1 DC325/HC

美國研制了玻璃鋼蜂窩增強(qiáng)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(dòng)的方式將材料灌注到蜂窩芯里，DC325∕HC 應(yīng)用于地球軌道載人飛船“雙子星座”座艙熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中，其承力結(jié)構(gòu)為玻璃鋼夾層結(jié)構(gòu)，面板由5層玻璃布復(fù)合而成。該飛船在1965～1966年間共發(fā)射9次［2］，熱流峰值1.355 MW∕m2，再入時(shí)間300～600 s，總加熱量144～275 MJ∕m2，其防熱結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 雙子星座飛船防熱結(jié)構(gòu)Fig.2 Thermal protection structure of Gemini spacecraft

DC325∕HC 表現(xiàn)出低密度和低熱導(dǎo)率、高熱阻塞效應(yīng)、耐燒蝕、耐高低溫交變和耐高溫氣流沖刷的優(yōu)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(duì)較高、強(qiáng)度低和界面粘結(jié)性差以及燒蝕熱效率低等不足。

1.2.2 Avcoat5026-39

針對(duì)雙子星座飛船防熱材料DC325∕HC 的不足，美國開展了蜂窩增強(qiáng)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(jīng)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(hào)上，其防熱結(jié)構(gòu)如圖3所示?？梢娫贏vcoat5026-39HC∕G的后面連接著不銹鋼夾層結(jié)構(gòu)以及絕熱層，最下面是鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。該飛船前后共進(jìn)行了11 次飛行，其熱流峰值4.8 MW∕m2，再入時(shí)間674～1 000 s，總加熱量300～505 MJ∕m2。

圖3 阿波羅飛船防熱結(jié)構(gòu)Fig.3 Thermal protection structure of Apollo spacecraft

美國NASA近期研制的獵戶座（Orion）載人探測(cè)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(shè)計(jì)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(shí)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(jìn)行篩選。篩選試驗(yàn)過程中，作為助選材料的PICA 材料出現(xiàn)了燒蝕異常，如圖4所示，其燒蝕后退量是預(yù)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(yīng)用于獵戶座飛船［9-10］。 而Avcoat5026-39HC∕G 則表現(xiàn)出優(yōu)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(jīng)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(yàn)（大幅值逆軌道）飛船已組裝完畢，正在開展飛行前的試驗(yàn)。

圖4 PICA材料后退量與理論計(jì)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(jìn)后Avcoat在10 MW∕m2 經(jīng)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(jìn)入的防熱材料方面，應(yīng)用最為廣泛的為SLA-561 V蜂窩增強(qiáng)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(cè)器拓荒者號(hào)（MPF）、海盜號(hào)（Viking）及漫游者號(hào)（MER）等，熱流峰值0.46～1.2 MW∕m2，加熱時(shí)間70～220 s，總加熱量最大35 MJ∕m2。SLA-561 V材料是繼阿波羅計(jì)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(qiáng)或無蜂窩增強(qiáng)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(jiān)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(fā)的BLA低密度燒蝕材料，應(yīng)用在新飛船CST-100“星際線”號(hào)的大底上，其外形如圖9所示。BLA是一種低成本有機(jī)硅樹脂燒蝕材料（密度約0.32 g∕cm3）。該飛船于2019年執(zhí)行了首次不載人飛行試驗(yàn)，但由于控制系統(tǒng)問題，未能完成指定任務(wù)，提前返回。后續(xù)計(jì)劃于2021年再次開展飛行試驗(yàn)［17］。

圖9 波音的CST-100飛船F(xiàn)ig.9 Ablation material for SLA-561V

1.3 PICA及PICA-X

PICA是NASA Ames研究中心為了進(jìn)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(zhì)碳纖維隔熱材料為增強(qiáng)體，經(jīng)過特殊工藝浸漬酚醛樹脂制得，其熱導(dǎo)率和密度都要小于碳∕酚醛，同時(shí)還具有很好的耐燒蝕性能，能夠承受苛刻的熱流環(huán)境。PICA首次應(yīng)用是用于星塵號(hào)（Stardust）的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)（熱流峰值12 MW∕m2，再入時(shí)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(xù)又應(yīng)用于火星探測(cè)器MSL，其原因是SLA-561V在MSL火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室探測(cè)器研制過程中，出現(xiàn)了異常燒蝕現(xiàn)象（圖11）［22-24］，而PICA材料通過了試驗(yàn)考核，鑒于研制周期和經(jīng)費(fèi)等原因，MSL直接選用PICA作為大底結(jié)構(gòu)的防熱材料，大底結(jié)構(gòu)如圖12所示。MSL防熱層的PICA共有113塊，共27種形狀，每塊與結(jié)構(gòu)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(shí)間為100 s，總加熱量40 MJ∕m2，2012年8月成功到達(dá)火星表面［26-27］。

圖10 星辰號(hào)防熱結(jié)構(gòu)Fig.10 Thermal protection structure of Stardust

圖11 SLA-561異常燒蝕現(xiàn)象Fig.11 Anomaly ablation of SLA-561

圖12 MSL的PICA大底防熱結(jié)構(gòu)Fig.12 PICA heat shield for MSL

PICA-X是在PICA的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)得到的，應(yīng)用在近兩年發(fā)射的SpaceX公司的龍飛船（貨運(yùn)飛船）及龍飛船2號(hào)（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(yàn)［29-30］，并于2021年5月2日成功返回。

圖13 返回后的龍飛船F(xiàn)ig.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(dòng)加熱環(huán)境。如FM5055，密度為1.45 g∕cm3左右，用于木星探測(cè)器-伽利略號(hào)飛船和金星探測(cè)器-先行者號(hào)。伽利略號(hào)飛船是迄今為止再入熱流最高的探測(cè)器，峰值熱流可達(dá)170 MW∕m2，再入時(shí)間70 s，總加熱量2 000 MJ∕m2，迎風(fēng)面防熱層（大底）采用碎布模壓工藝，側(cè)壁錐段采用布帶斜纏工藝，圖14為伽利略飛船產(chǎn)品圖［31］。

圖14 伽利略飛船熱防護(hù)結(jié)構(gòu)Fig.14 Thermal protection material and structure of Galileo

金星先行者號(hào)于1958年3月～1978年8月共18次（含失?。?978年12月9日到達(dá)金星，熱流峰值約47 MW∕m2，再入時(shí)間約12 s，總加熱量約216 MJ∕m2，圖15為先行者號(hào)飛船熱防護(hù)產(chǎn)品圖［32］。

圖15 先行者號(hào)飛船熱防護(hù)結(jié)構(gòu)Fig.15 Thermal protection material and structure of Pioneer

探測(cè)太陽風(fēng)粒子的起源號(hào)大底迎風(fēng)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(hào)飛船熱流峰值7.3 MW∕m2，再入時(shí)間100 s，總加熱量330 MJ∕m2。圖16 為起源號(hào)飛船的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)［33］。

圖16 起源號(hào)飛船的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)Fig.16 Thermal protection material and structure of Genesis

各探測(cè)器的防熱結(jié)構(gòu)與其熱環(huán)境的關(guān)系如圖17所示［34］。防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量與熱環(huán)境密切相關(guān)，并非防熱材料密度越小，防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比越小。圖18 為美國主要空間探測(cè)器其防熱結(jié)構(gòu)輕量化目標(biāo)，可見Apollo防熱結(jié)構(gòu)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)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(cè)器的防熱結(jié)構(gòu)與其熱環(huán)境Fig.17 Mission environments for ablation TPS application

圖18 探測(cè)器其防熱結(jié)構(gòu)輕量化目標(biāo)Fig.18 TPS mass fraction for prior and future planetary mission employing ablative TPS

2 我國防熱材料及應(yīng)用情況

2.1 酚醛/尼龍燒蝕防熱材料

國內(nèi)最早的空間探測(cè)燒蝕防熱材料應(yīng)用于返回式衛(wèi)星，其頭部和裙部采用的是尼龍酚醛復(fù)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(qiáng)燒蝕防熱材料

蜂窩增強(qiáng)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(zhì)防熱材料，其密度約0.71 g∕cm3，以蜂窩結(jié)構(gòu)為增強(qiáng)體，填充樹脂和功能填料而成［37］，耐受地球軌道返回的熱環(huán)境。目前已完成11次飛行試驗(yàn)，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(jìn)程發(fā)展，針對(duì)月地軌道跳躍式返回的“嫦娥五號(hào)”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(qiáng)輕質(zhì)燒蝕防熱材料，“嫦娥五號(hào)”返回器是首次實(shí)現(xiàn)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(shí)耐受中高熱流短時(shí)及低熱流長時(shí)的復(fù)雜氣動(dòng)加熱條件，并耐受將近3 000 ℃溫差的熱沖擊載荷，目前經(jīng)歷了2 次返回飛行任務(wù)（2014年11月和2020年12月），均圓滿成功。圖20 是“嫦娥五號(hào)”返回艙飛行試驗(yàn)后的照片［38］。

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

防熱材料除滿足熱環(huán)境使用要求外，其可靠性也是防熱材料的一個(gè)重要篩選準(zhǔn)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(xiàn)異常，則會(huì)發(fā)生災(zāi)難性事故，美國的哥倫比亞號(hào)航天飛機(jī)因?yàn)槠浞罒嵬咴谑艿阶矒艉蠓罒岵牧铣霈F(xiàn)裂紋，此處在燒蝕中被燒穿而導(dǎo)致整塊防熱瓦脫落，導(dǎo)致飛行任務(wù)失敗，成為“挑戰(zhàn)者”號(hào)以后美國航天史上最大的一次航天事故。在“嫦娥五號(hào)”防熱材料研制過程中，針對(duì)返回器防熱材料抵抗空間碎片的能力進(jìn)行了相應(yīng)研究。在防熱材料上預(yù)制貫穿到底縫隙，然后進(jìn)行燒蝕試驗(yàn)，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(qiáng)防熱材料預(yù)制縫隙燒蝕前后的形貌，可見無論是燒蝕表面還是材料內(nèi)部，縫隙完全閉合，說明該防熱材料具有優(yōu)異的適應(yīng)性，能夠在出現(xiàn)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(qiáng)防熱材料預(yù)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(cè)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(qiáng)超輕質(zhì)燒蝕防熱材料，用于我國“天問一號(hào)”火星著陸巡視器大底防熱結(jié)構(gòu)，并于2021年5月15日成功進(jìn)入火星大氣，通過了飛行任務(wù)的考核。

2.3 NF燒蝕防熱材料

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

3 結(jié)語

高效、輕量化、可靠是空間探測(cè)防熱材料發(fā)展的主題，但防熱材料與使用環(huán)境的耦合非常密切，不同類型防熱材料有不同的適用環(huán)境，合理選用防熱材料既可以保障探測(cè)器安全進(jìn)入或再入探測(cè)星體的大氣，又可以降低防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提高有效載荷質(zhì)量占比。除燒蝕性能外，高可靠也是防熱材料選材至關(guān)重要的因素，是決定探測(cè)任務(wù)成敗的關(guān)鍵。在新型防熱材料技術(shù)發(fā)展過程中，在滿足其所應(yīng)用環(huán)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(fù)雜使用環(huán)境的能力和長使用壽命，并充分借鑒以往防熱材料的優(yōu)勢(shì)，有效提高防熱材料的綜合性能，促進(jìn)空間探測(cè)向更高、更遠(yuǎn)、更可靠發(fā)展。