新型高速飛行器（如可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)、飛船返回艙、近空間高超聲速飛行器等）在穿越或飛行于大氣層過(guò)程中表面受到強(qiáng)氣動(dòng)加熱的作用，溫度可達(dá)1327～2727℃甚至更高，因此對(duì)飛行器表面熱防護(hù)系統(tǒng)提出異常苛刻的要求，同時(shí)高速飛行器表面不同部位在往返過(guò)程中將承受不同的熱腐蝕環(huán)境，其表面須采用不同功能的熱防護(hù)材料。其鼻錐、前緣、垂尾等部位采用的是高溫/超高溫防熱材料，而飛行器表面其它部位則主要采用可重復(fù)使用的非燒蝕防隔熱材料，外加熱防護(hù)涂層。于是，熱防護(hù)涂層成為了防隔熱材料能否成功運(yùn)用于飛行器外部防隔熱的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，它解決了防隔熱材料在高溫環(huán)境下的抗沖蝕、抗熱裂、輻射和抗氧化等瓶頸問(wèn)題。
 

新型高速飛行器

 

 

   非燒蝕防隔熱層可分為剛性隔熱瓦和柔性隔熱氈。剛性隔熱瓦表面經(jīng)歷了RCG、TUFI、HETC為代表的３代涂層發(fā)展歷程，而柔性隔熱氈表面熱防護(hù)涂層也經(jīng)歷了DC92、D-9、PCC三代涂層的演變。在這些涂層的研發(fā)過(guò)程中，不斷提高耐溫性和輻射率成為了科研者一直追求的目標(biāo)，通過(guò)不斷的創(chuàng)新和努力，新一代涂層HETC的耐溫性被提高到1600℃以上，而輻射率被提高到0.9以上。表１給出了不同非燒蝕防隔熱材料表面熱防護(hù)涂層的基本信息。

表１ 不同非燒蝕防隔熱材料表面熱防護(hù)涂層

  美國(guó)航天飛機(jī)挑戰(zhàn)者號(hào)、X-34、X43A、X-51A高速飛行器表面非燒蝕防隔熱材料的應(yīng)用分布情況如下圖所示。

美國(guó)挑戰(zhàn)者號(hào)、X-34高速飛行器表面熱防護(hù)材料應(yīng)用

 

   剛性隔熱瓦是高速飛行器迎風(fēng)面主要采用的熱防護(hù)材料，經(jīng)過(guò)多年研制，剛性隔熱瓦由一元朝多元材料體系發(fā)展，通過(guò)結(jié)構(gòu)上的組合成功實(shí)現(xiàn)了多元體系兩元結(jié)構(gòu)的防隔熱一體化設(shè)計(jì)，其典型代表有：LI（Lock heed insulation）、FRCI（Fibrous refractory composite insulation）、AETB（Alumina enhanced thermal barrier）、BRI（Boeing reusable insulation）幾代陶瓷纖維隔熱瓦以及新型防隔熱一體化材TUFROC（Toughened  uni-piece fibrous reinforced oxidization-resistant composite）。

 

  剛性隔熱瓦表面熱防護(hù)涂層也分別經(jīng)歷了：RCG（Reaction cured glass）、TUFI（Tougheneduni-piece fibrous）、HETC（High efficency tantalum based ceramic composite structures）三代涂層的升級(jí)改進(jìn)。
 

 

 

 

   最早由美國(guó)宇航局James.C Fletcher提出，該涂層由阻擋內(nèi)層和輻射玻璃外層組成，內(nèi)層為SiO2，其作用是將輻射玻璃層和基體材料分開(kāi)，防止二者可能發(fā)生的反應(yīng)，另外它也可以很好地匹配基底材料的熱膨脹系數(shù)，使整體材料具有很好的抗熱震性。其外層由難溶輻射劑（SiC、CrO2   CoO2  NiO2  Si3N4   CrO2等其中一種或幾種）、高硅玻璃和硼硅酸鹽玻璃組成，使涂層擁有高硬度、極高的輻射率以及抗熱震裂紋性能。

 

 

   該涂層是美國(guó)航天飛機(jī)剛性陶瓷瓦上首次得到使用的高輻射率涂層，它成功地被運(yùn)用在LI-2200、LI-900等第一代陶瓷隔熱瓦上。RCG采用SiB4作為輻射劑，以特別制備的高硅玻璃粉和硼硅酸鹽玻璃粉為粘結(jié)劑。最終使涂層具有低的熱膨脹系數(shù)、高的力學(xué)強(qiáng)度和高的輻射率等優(yōu)異性能，具有較高的抗熱沖擊強(qiáng)度和表面硬度，其高溫下的流動(dòng)性可以很好地使涂層達(dá)到高溫自愈合的作用，且可在1480℃高溫下成功實(shí)現(xiàn)抗氧化。

 

 

   TUFI涂層被成功運(yùn)用到FRCI、AETB、BRI為代表的陶瓷隔熱瓦上。以高溫結(jié)構(gòu)材料MoSi2作為輻射劑，以硼硅酸鹽玻璃作為粘結(jié)劑，以SiB6作為燒結(jié)助劑，使涂層具有高的熔點(diǎn)、極好的高溫抗氧化性。

 

 

   主要由MoSi2和MoB2組成，可以在低溫下流動(dòng)，且可以起到抗氧化作用。鉬基涂層的熔點(diǎn)在1949℃左右，軟化點(diǎn)在1593～1649℃，這說(shuō)明鉬基涂層具有比硅基涂層更好的耐溫性，同時(shí)鉬基涂層擁有高的輻射率、良好的抗沖擊性和抗氧化性。

 

 

   該涂層由硼硅酸鹽玻璃作為內(nèi)層，硅酸鹽玻璃（如SiC、HfC等）作為外保護(hù)層，再添加一定量的難熔金屬相（如Ti、Hf、Zr、Mo、Ni、Ta等及其硅化物，氧化物，硼化物或碳化物等）。摻雜難熔金屬相復(fù)合材料可以在1650℃下很好地保護(hù)基底材料， 起到很好地抵抗腐蝕、潮濕、高溫?zé)彷d荷等作用。

 

 

   2010年美國(guó)成功發(fā)射并返回的X-37B臨近空間飛行器的翼前緣、垂尾等部位首次使用了整體增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)材料TUFROC。其雙層結(jié)構(gòu)的內(nèi)層采用低熱導(dǎo)率的AETB或FRCI，其表面涂覆了TUFI涂層，而外層則采用耐高溫的ROCCI材料。內(nèi)層作為過(guò)渡層可緩和涂層和基底的熱膨脹不匹配，外層起到高輻射抗氧化抗沖刷作用。ROCCI表面涂覆了高效鉭基陶瓷復(fù)合涂層HETC，中間過(guò)渡區(qū)域采用成分為T(mén)aSi2、MoSi2、WSi2等高輻射劑和含醇鹽的有機(jī)硅組成的高效粘結(jié)劑，這種設(shè)計(jì)將隔熱和防熱問(wèn)題耦合起來(lái)研究，真正實(shí)現(xiàn)了防隔熱一體化的梯度設(shè)計(jì)理念。

 

 

   柔性隔熱氈主要有FRSI、AFRSI、LHB、HHB、TABI、CFBI、CRI、OFI，被廣泛運(yùn)用在飛行器機(jī)身表面大部分面積，如上翼、尾翼側(cè)面，升降舵輔助翼，剎車裝置中，如美國(guó)OV-099航天飛機(jī)。

 
美國(guó)OV-099航天飛機(jī)柔性隔熱氈表面涂層應(yīng)用

   其發(fā)展歷程包括：

 

   該涂層由50%～55%的膠態(tài)硅溶膠和45%～50%的石英陶瓷顆粒組成。其中石英陶瓷顆粒作為增強(qiáng)相，膠態(tài)硅溶膠作為粘結(jié)劑，另外為了判斷涂層涂覆情況， SiB4作顏料劑，通過(guò)氣相沉積混合氣體方式制備疏水涂層表面，可運(yùn)用到柔性隔熱氈FRSI剛性隔熱瓦LI-900和FRCI上。

 

 

   該涂層由膠態(tài)的硅溶膠和不定形的SiC或SiB6組成，以異丙醇為溶劑，它具有低的熱膨脹系數(shù)，耐高溫性和抗熱震性能相比DC92提高。

 

 

   該涂層以氧化硅粉末和膠態(tài)的硅溶膠為混合物，以六硼化硅、四硼化硅、碳化硅、二硅化鉬、二硅化鎢、氧化鋯中的一種或幾種為輻射劑。高比表面積凝膠粒子與大尺寸SiO2和硼化硅粘附在一起形成一個(gè)整體，使涂層粘度和熱穩(wěn)定性相對(duì)于RCG、C-9增加，六硼化硅在加熱過(guò)程中在硼硅酸鹽玻璃表面慢慢發(fā)生氧化形成表面薄膜，阻止涂層表面的揮發(fā)和進(jìn)一步氧化。PCC不僅能耐受1650℃高溫條件，同時(shí)具有高輻射率、高粘性和高穩(wěn)定性、低表面能等諸多優(yōu)點(diǎn)。