一、超高溫陶瓷材料：
超高溫材料指的是在高溫環(huán)境下(例如高于2 000℃)以及反應氣氛中(例如原子氧環(huán)境)能夠保持物理和化學穩(wěn)定性的一種特殊材料。能夠勝任超高溫環(huán)境的材料主要集中在包括硼化物、碳化物、氧化物以及氮化物在內的一些過渡金屬化合物，例如：TaC、ZrB2、ZrC、刪踢、HfC等的熔點都超過3 000℃，這些化合物的熱化學穩(wěn)定性使得它們能夠作為環(huán)境下使用的候選材料。由高熔點硼化物、碳化物以及氧化物組成的多元復合陶瓷材料被稱為超高溫陶瓷材料，由于在2 000℃以上表現出很好的抗氧化特性引起了軍事和宇航上的高度關注和推動L3J3。
’非氧化物陶瓷材料的氧化行為高度依賴于其氧化生成物的性質和發(fā)生在暴露于有氧大氣環(huán)境表面的物理、化學過程。單相ZrB2或HfB2在1 200℃以下具有良好的抗氧化性，這是由于液態(tài)功Q玻璃相的生成，起到了良好的抗氧化保護作用。在1 200℃以上時，B203快速蒸發(fā)，從而降低了它作為一種擴散障礙的效用，ZrB2或HfB2將會發(fā)生快速氧化。加入SiC可以顯著提高它的抗氧化性能，在高溫時形成玻璃相的硅酸鹽來覆蓋材料的表層，在1 600℃以下具有良好的保護作用。ZrBz—siC材料具有很高的抗氧化性。目前大量的研究是開展三元系硼化物基復合陶瓷和添加劑的研究以改善其抗氧化和高溫強韌化性能。在早些年的研究 中，I鵬表現出較低的強度和抗熱震性能，2002年NASA Thermal Protection Branch的研究表明這是材料粉體結塊、不均勻和晶界污染所致，而在2003年，Sandia研究中心認為其是由具有理想微結構特征的*致密化的陶瓷控制能力不足造成的。如果一定含量的雜質或污染物進入工藝，材料不會有好的高溫強度和穩(wěn)定性，同時材料中氧含量過高會明顯降低使用溫度，造成熔化或產生裂紋以致引起災難性破壞。ZrB2和HfB2基陶瓷復合材料的脆性和室溫強度可以通過合理選擇原材料的組分、純度和顆粒度來克服。為了改善其燒結性、提高致密度，可通過提高反應物的表面能、降低生成物的晶界能、提高材料的體擴散率、延遲材料的蒸發(fā)、加快物質的傳輸速率、促進顆粒的重排及提高傳質動力學來解決。
NASA An'les研究中心所做的C／c復合材料與超高溫ZrB2基陶瓷材料(ZrB2+20％SiC)對比燒蝕試驗表明：在相同情況下，超高溫陶瓷燒蝕量為0．01 g，而C／C材料燒蝕量1．31 g，兩者相差131倍。美國宇航局在此基礎上，又系統(tǒng)研究了ZrB2／"-ZrC／SiC三元復合陶瓷，結果表明，三元陶瓷的綜合性能要比以前的ZrBz／SiC和HfB2／SiC性能優(yōu)異，材料的配方是ZrB2／'ZrC／SiC三組元的體積比為64：20：6。NASAGlenn研究中心研制出了ZrB2一SiC復合陶瓷，用作錐前緣材料，高使用溫度可達到2 015．9℃。在電弧加熱器測試中，ZrB2一SiC材料在溫度達到1 800℃并保持300 s后，材料表面僅形成了一層非常薄且連續(xù)的氧化層。Gasch等人研究了通過熱壓獲得的硪島一SiC20％超高溫陶瓷燒蝕性能：高熱流條件下，材料的表面溫度顯著提高，在300 s后達到一種穩(wěn)態(tài)，溫度達到2 400℃，溫度的提高歸因于表面形成一層厚的I-Ifoh多孔層改變了表面的輻射率和熱導率等因素，溫度進一步升高受阻是由于材料中SiC發(fā)生持續(xù)、活性氧化，這能從試驗后的材料存在耗盡SiC的區(qū)域得到證實。在美國SHARP計劃研究中，，對超高溫陶瓷材料制成的尖銳形鼻錐性能進行了考核，在23 rnha的亞軌道飛行中，承受了2 760℃的高溫?；厥盏耐暾麩o缺、形狀良好，這表明用了ut-r／Gs尖銳再人體技術大有發(fā)展前途。近幾年來哈爾濱工業(yè)大學開展了二元系和三元系zr]Eiz和Hf島基復合陶瓷體系材料的探索性
二、碳碳復合材料：
燒蝕防熱碳／碳復合材料是戰(zhàn)略端頭、固體火箭發(fā)動機喉襯等關鍵熱結構部件*的防熱／結構材料。從兩向編織增強結構向三向、四向、五向等三維多向編織結構發(fā)展，不僅增加了各向同性、提高了抗侵蝕能力，也改進了耐燒蝕性。近些年來，美、俄、法等國家又開發(fā)了許多混雜其他材料的新型碳／碳材料，以滿足不同的特殊使用要求，例如在碳做材料中混入一些難熔金屬的化合物，以提高碳傲材料抗粒子侵蝕性能。更新的彈頭防熱材料是針刺細編織物在穿刺或編織過程中加入提高改進性能的組分，像耐熔金屬絲、耐侵蝕顆粒等，這樣可大大改進抗粒子性能，從單純抗燒蝕碳／碳復合材料向抗燒蝕一抗侵蝕和抗燒蝕一抗侵蝕一穩(wěn)定外形碳碾復合材料發(fā)展[6]6。目前碳做防熱材料研究重點主要在三個方面：一是繼續(xù)改善材料性能，要求材料必須能夠經受更高的壓強和更高速的粒子沖刷，具有更高的外形穩(wěn)定性能和更低的燒蝕速率---是要對各種新型碳／碳材料在超常服役條件下的響應機理和服役行為的表征、評價方法開展深入的研究；另外解決碳碳復合材料性能分散性、質量穩(wěn)定性和縮短制備周期、降低制備成本等問題也日漸突出。
哈爾濱工業(yè)大學聯合航天科技集團有關部門在燒蝕防熱材料性能的模擬表征方法、揭示新型燒蝕材料燒蝕機理和評價方面開展了大量的研究工作。針對高溫、高壓、高速粒子沖刷等超常服役環(huán)境，確定能夠反映新型材料燒蝕機理的熱、氣氛與壓力等環(huán)境關鍵控制因素，建立了實現了材料使用效能與多種環(huán)境因素耦合與解耦的物理模擬理論和方法。利用交流等離子電弧技術和發(fā)射光譜診斷試驗技術建設了低成本、在線監(jiān)測功能完善的防熱材料燒／浸／剝蝕模擬試驗系統(tǒng)，并能實時監(jiān)測環(huán)境和關鍵材料響應在時域、空域的信息，給出了*以揭示燒蝕機理為目標的試驗模擬結果，發(fā)現并驗證許多新的現象和機理，為揭示新型碳／碳材料的燒蝕機理提供了有力的根據。從材料細觀燒蝕和體燒蝕特征、細觀結構流場對燒蝕的影響、材料各相性質差異對燒蝕影響等方面人手，將材料細觀結構參量、作用機制和細觀力學方法引入宏觀熱防護理論，建立了廣義細觀熱防護理論，克服了宏觀熱防護理論的不足，細致研究燒蝕過程中材料各相的燒蝕原理，以及材料結構參數變化和缺陷對燒蝕的影響，提高碳基復合材料燒蝕性能預報的科學性。
研究，已制備的材料試樣部分性能已經達到或超過了國外公開報導的數據。
三、熱防護系統(tǒng)健康監(jiān)測技術及智能熱防護系統(tǒng)：
對任何跨大氣層飛行任務來說，熱防護系統(tǒng)是繼推進系統(tǒng)之后為關鍵的風險因素，其可靠性必須得到足夠豹保證。建立熬防護系統(tǒng)酶懿滾盜溺技術，提供系統(tǒng)完整性保涯、故瘁診巍、維護稚更薪酶快速確定的技術需求，對已有新型航天飛行器，尤其是可重復使用飛行器變得越來越強烈。由于熱防護系統(tǒng)的面積非常大，工作環(huán)境又惡劣，再加上系統(tǒng)的能耗、質量和體積等約束的限制，使得TPS在線健康監(jiān)測非常困難并穰難實現。 ，
國內外在結構健康監(jiān)測技術的研究，雖然開展得非常廣泛，假是到目前為止，應用到熱防護系統(tǒng)的研究并不多。其研究重點在于發(fā)展新穎的、創(chuàng)新性的高溫傳感器概念，能夠檢測所有TPS損傷形式；在不改變現有結構形式酌情提下，將傳感器集成到系統(tǒng)巾，既保證其靈敏度和安全性，又使其對予結構性熊和可靠性的影響小，質量增加?。唤⑿盘栱憫幚?、分析、識別和判斷的物理模型，能夠快速實現損傷檢測、定位，甚至對壽命作出估計。
爵前獲藩電和Bragg光纖光柵傳感器為代表盼智能結構健康監(jiān)測技術氐近取得了一些進展。匿外對予TPS健康監(jiān)測相關方面的研究主要集中斯坦福大學、Ames研究中心、Korteks公司、ESA等幾個研究單位。斯坦福大學聯合美國*實驗室提毖了一種嵌入式的、分級的監(jiān)測思想，利用嵌入式的壓電陶瓷對碳／碳熱防護系統(tǒng)斡螺栓松動進行了定性和定量研究。美國*實驗室聯合代頓大學研究掰剃用壓電陶瓷賠片對碳催TPS的螺栓松動進行了定性研究，利用頻率間隔作為結構健康監(jiān)測的分類特性來檢測螺栓松動失效。同對研究了結構健康監(jiān)澍應用中不確定性的影響，并設計了一個基準分類系統(tǒng)檢測和定位松動的螺檢。Ames研究中心聯合斯坦福研究所設計了用以溫度監(jiān)測的被動式的SensorTag高頻識別裝置，并聯食Koteks公司利用無線傳感器埋入熱防護系統(tǒng)中監(jiān)測內表面的溫度歷程，將熱電偶與射頻識別電路集成在一起，逮過非接觸的傳輸方式將溫度數據穿過防熱材料傳輸_出來。ESA歐洲鴦聞技術處將光纖傳感器集成戮金屬合金結構內部，采用高速高壓氧氣燃燒技術驗證了將光線傳感器堙人材料后經受熱處理的可能性。
四、金屬熱防護系統(tǒng)：
金屬材料固有的延展性使得其韌性較好，抗損傷阻力大，工藝成型和連接性能好，可以制成非常薄的箔
材，同時具有良好的高溫抗氧化性能和自愈合能力。金屬熱防護系統(tǒng)是在金屬殼中封入絕緣材料來維持面
板的形狀和承受熱、機械載荷，具有易于制成模塊化結構，與主結構具有同等的熱膨脹特性、易于一體化設
計，高強韌性和良好的耐沖擊性，可進行損傷容限設計，高度可重復使，全周期成本低等優(yōu)點，這使得它變成
目前高超聲速飛行器大面積防熱的非常具生命力的解決方案之一。
金屬熱防護系統(tǒng)的發(fā)展大致經歷如下幾個階段：早期應用于水星、雙子星、Apllo、X一15等飛行器背風面的金屬支架褶皺結構，限于當時材料水平，結構很重，防熱效率也較差；鈦合金多層壁結構，結合高熔點芳香族聚酰胺隔熱氈，整體結構很重、隔熱效率較低；超合金蜂窩夾層結構，外面板為Inconel 617蜂窩夾層板，內面板為鈦合金蜂窩夾層板，中間是隔熱氈，周圍是Inconel 617波紋側板。為了開展試驗性研究，X一33采用的金屬TPS相對于超合金蜂窩金屬夾層TPS簡單，采用的是“Inoonel 617蜂窩夾層板+薄片密封纖維隔熱氈+金屬支架”的形式，由于密封問題，其防熱時間較短，但已能滿足驗證性試驗的需要。NASA X一33技術演示驗證機的金屬熱防護系統(tǒng)通過了一系列高溫、高速風洞和捆綁在NASA F15機下的1．5倍聲速的飛行試驗，另外在實驗室內，模擬X一33在60 km高度、13 Ma飛行時，外表面環(huán)境2倍的條件下進行了測試，實驗證實了金屬熱防護系統(tǒng)在982 12下有效保護可重復使用飛行器L9J9。超合金蜂窩夾層結構金屬熱防護系統(tǒng)的設計理念主要強調熱防護系統(tǒng)的固有性能、可剪裁以及堅固性，隨著對金屬熱防護系統(tǒng)研究的深入和經驗的積累，加上相關材料技術的突破和成熟度提高，其設計理念更加強調金屬熱防護系統(tǒng)的適應性、堅固性、可操作性和可重復性，這便是美國NASA提出的ARMOR(Adapt．able Robust Metallic Operable Reusable)設計。ARMOR金屬熱防護系統(tǒng)的金屬外面板延長并搭接覆蓋兩金屬盒間的縫隙以防止熱短路，采用彎曲的金屬箔片側壁，減少四周輻射熱在板與板之間的傳播，同時在消除結構縫隙、減緩熱膨脹失配以及連接技術上也做了很大的改進。Blosser等人通過優(yōu)化制備的金屬熱防護系統(tǒng)在1 000℃使用溫度的條件下，使用的密度達到了5．2 kg／m2uol。
受金屬性能的限制，金屬熱防護系統(tǒng)的比陶瓷熱防護系統(tǒng)的使用溫度要低一些。對于較低溫區(qū)(315℃以下)的密度較低(2．77 g／cm3左右)的*鋁合金和鋁基復合材料比較適合；密度為4．43 g／cm3的鈦合金和鈦基復合材料可以考慮，這是一些飛行器背風面的典型溫度；鐵和鎳基高溫合金可以用在900～1 000℃溫區(qū)，但其密度較大，在8．3 g／cm3左右。氧化物彌散強化高溫合金也有望使金屬體系的工作溫區(qū)超過1 100℃，可應用于飛行器的迎風面大面積防熱區(qū)域；近以7一T“蛆為代表的鈦金屬間化合物使用溫度可以達到815℃以上，而密度只有3．88 g／cm3左右，是一類非常有潛力的熱防護或高溫結構材料[9,10]。
結合冷卻機制的金屬熱防護系統(tǒng)可以提高的其承受熱載荷的能力，并可能用于再入飛行器銳形鼻錐和翼前緣等部位。TU Delft發(fā)明了附帶增強輻射冷卻(Enhanced Radiation CcDlillg)機制的金屬熱防護系統(tǒng)。采用Plansee公司生產的PMl000 ODS鎳鉻高溫合金作為表湎熱結構材料，這種材料可以用于l 200℃以童的工作澈度，并具有穰好的抗氧性能，輻射系數在O．85浚主可以實現很高的輻射冷卻效率。提高機體表面承受更高熱載荷的途徑可以通過采用高輻射系數材料和增加可輻射表面面積實現，同時，機體表面輻射可以輻射到外部環(huán)境，也可以向機體痰部輻射。在距外表面--d,段距離的機體內部有～個壺到也一15材料箭造的隔熱瑟。乙也一15是一類氧化鋁多孔材料，由85％的氧化鋁和15％二氧億硅梅成，孔隙率達翻93％，密度只有0．24 g／cm3。材料內充滿了水，可容納70％(體積分數)的水，材料微觀內部結構保證水通過毛細作用輸送到表面，同時毛細管機制保證水在一定范匿過載條律下包含霆材料內。良粳‘體內部的輻射繪該朦材料加熱，導致水蒸發(fā)，可以在不燒毀情況下吸收向內輻射的熱量。水蒸汽通過飛行器后部的多孔材料和表層材料的縫隙排除。多孔材料既是一個吸熱層，又是一個熱阻擋層，其溫度不會超過蒸發(fā)溫度。
