新型高速飛行器（如可重復使用天地往返運輸系統、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程中表面受到強氣動加熱的作用，溫度可達1327～2727℃甚至更高，因此對飛行器表面熱防護系統提出異常苛刻的要求，同時高速飛行器表面不同部位在往返過程中將承受不同的熱腐蝕環境，其表面須采用不同功能的熱防護材料。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使用的非燒蝕防隔熱材料，外加熱防護涂層。于是，熱防護涂層成為了防隔熱材料能否成功運用于飛行器外部防隔熱的關鍵環節，它解決了防隔熱材料在高溫環境下的抗沖蝕、抗熱裂、輻射和抗氧化等瓶頸問題。
 

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。剛性隔熱瓦表面經歷了RCG、TUFI、HETC為代表的３代涂層發展歷程，而柔性隔熱氈表面熱防護涂層也經歷了DC92、D-9、PCC三代涂層的演變。在這些涂層的研發過程中，不斷提高耐溫性和輻射率成為了科研者一直追求的目標，通過不斷的創新和努力，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涂層的基本信息。

表１ 不同非燒蝕防隔熱材料表面熱防護涂層

  美國航天飛機挑戰者號、X-34、X43A、X-51A高速飛行器表面非燒蝕防隔熱材料的應用分布情況如下圖所示。

美國挑戰者號、X-34高速飛行器表面熱防護材料應用

 

   剛性隔熱瓦是高速飛行器迎風面主要采用的熱防護材料，經過多年研制，剛性隔熱瓦由一元朝多元材料體系發展，通過結構上的組合成功實現了多元體系兩元結構的防隔熱一體化設計，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涂層也分別經歷了：RCG（Reaction cured glass）、TUFI（Tougheneduni-piece fibrous）、HETC（High efficency tantalum based ceramic composite structures）三代涂層的升級改進。
 

 

 

 

   最早由美國宇航局James.C Fletcher提出，該涂層由阻擋內層和輻射玻璃外層組成，內層為SiO2，其作用是將輻射玻璃層和基體材料分開，防止二者可能發生的反應，另外它也可以很好地匹配基底材料的熱膨脹系數，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。

 

 

   該涂層是美國航天飛機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劑。最終使涂層具有低的熱膨脹系數、高的力學強度和高的輻射率等優異性能，具有較高的抗熱沖擊強度和表面硬度，其高溫下的流動性可以很好地使涂層達到高溫自愈合的作用，且可在1480℃高溫下成功實現抗氧化。

 

 

   TUFI涂層被成功運用到FRCI、AETB、BRI為代表的陶瓷隔熱瓦上。以高溫結構材料MoSi2作為輻射劑，以硼硅酸鹽玻璃作為粘結劑，以SiB6作為燒結助劑，使涂層具有高的熔點、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，且可以起到抗氧化作用。鉬基涂層的熔點在1949℃左右，軟化點在1593～1649℃，這說明鉬基涂層具有比硅基涂層更好的耐溫性，同時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層，硅酸鹽玻璃（如SiC、HfC等）作為外保護層，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）。摻雜難熔金屬相復合材料可以在1650℃下很好地保護基底材料， 起到很好地抵抗腐蝕、潮濕、高溫熱載荷等作用。

 

 

   2010年美國成功發射并返回的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合結構材料TUFROC。其雙層結構的內層采用低熱導率的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。內層作為過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合涂層HETC，中間過渡區域采用成分為TaSi2、MoSi2、WSi2等高輻射劑和含醇鹽的有機硅組成的高效粘結劑，這種設計將隔熱和防熱問題耦合起來研究，真正實現了防隔熱一體化的梯度設計理念。

 

 

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

 
美國OV-099航天飛機柔性隔熱氈表面涂層應用

   其發展歷程包括：

 

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

 

 

   該涂層由膠態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，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整體，使涂層粘度和熱穩定性相對于RCG、C-9增加，六硼化硅在加熱過程中在硼硅酸鹽玻璃表面慢慢發生氧化形成表面薄膜，阻止涂層表面的揮發和進一步氧化。PCC不僅能耐受1650℃高溫條件，同時具有高輻射率、高粘性和高穩定性、低表面能等諸多優點。