楊　杰　隋學(xué)葉　劉瑞祥　周長(zhǎng)靈　王重海

（山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院有限公司，淄博２５５０３１）

　　１９８１年，美國(guó)“哥倫比亞號(hào)”航天飛機(jī)試飛成功，使用了剛性陶瓷瓦，將防熱和隔熱問題分離出來，是世界航天史上的一項(xiàng)偉大創(chuàng)舉，并揭開了高超聲速飛行器大規(guī)模使用陶瓷隔熱瓦的序幕［１～４］。近年來，美國(guó)在研制Ｘ－４３Ａ，Ｘ－５１Ａ，ＨＴＶ－２和Ｘ－３７Ｂ為代表的多種高超聲速飛行器的過程中都將隔熱材料作為飛行器的關(guān)鍵材料技術(shù)之一。本文綜述了美國(guó)三種材料體系剛性隔熱瓦在制備工藝、性能等方面的研究進(jìn)展，以及新型防熱一隔熱一體化陶瓷瓦的應(yīng)用，介紹了高超飛行器上高效剛性隔熱材料的使用種類以及性能，對(duì)國(guó)內(nèi)隔熱瓦的研究進(jìn)行了總結(jié)，并對(duì)剛性隔熱瓦今后的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。

    １　剛性高效隔熱瓦發(fā)展進(jìn)程

    剛性高效隔熱瓦是航天飛機(jī)迎風(fēng)面使用的熱防護(hù)材料，被視為航天飛機(jī)取得的重大成就之一。美國(guó)剛性隔熱瓦的研制工作始于２０世紀(jì)６０年代，經(jīng)過多年研制和改進(jìn)，先后研制出了一元、二元、多元材料體系的隔熱材料，此外，經(jīng)過在結(jié)構(gòu)上組合，研制出多元體系兩元結(jié)構(gòu)的防熱一隔熱一體化設(shè)計(jì)的整體增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)材料ＴＵＦＯＣＩ（Ｔｏｕｇｈｅｎｅｄ　Ｕｎｉ－ｐｉｅｃｅ?。疲椋猓颍铮酰蟆。遥澹椋睿妫铮颍悖澹洌希椋洌幔簦椋铮睿颍澹螅椋螅簦幔睿簟。茫铮恚穑铮螅椋簦澹?。先后研制了ＬＩ（Ｌｏｃｋｈｅｅｄ　Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ），ＦＲＣＩ（ＦｉｂｒｏｕｓＲｅｆｒａｃｔｏｒｙ?。茫铮恚穑铮螅椋簦濉。桑睿螅酰欤幔簦椋铮睿?，ＡＥＴＢ（ＡｌｕｍｉｎａＥｎｈａｎｃｅｄ　Ｔｈｅｒｍａｌ?。拢幔颍颍椋澹颍?，ＢＲＩ（ＢｏｅｉｎｇＲｅｓｕａｂｌｅ?。桑睿螅酰欤幔簦椋铮睿┑认盗袆傂愿魺嵬?。隔熱瓦的主要成分為石英纖維、硼硅酸鋁纖維或氧化鋁纖維一元或多元材料體系經(jīng)高溫?zé)Y(jié)后纖維之間相互搭接形成多孔結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)賦予陶瓷隔熱瓦良好的隔熱性能和力學(xué)性能。此外，與隔熱瓦相匹配的高輻射涂層技術(shù)也取得了明顯進(jìn)步。先后研制了ＲＣＧ（Ｒｅａｃｔｉｏｎ?。茫酰颍澹洹。牵欤幔螅螅?、ＴＵＦＩ（Ｔｏｕｇｈｅｎｅｄ　Ｕｎｉ－ ｐｉｅｃｅ　Ｆｉｂｒｏｕｓ    Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）涂層。提高了陶瓷隔熱瓦的使用性能，并在航天飛機(jī)熱防護(hù)系統(tǒng)中得到充分體現(xiàn)。下面是幾種典型的剛性高效隔熱瓦。

    １.１　一元材料體系剛性高效隔熱瓦

    一元材料體系剛性隔熱瓦（全石英纖維型）是美國(guó)航天飛機(jī)軌道飛行器最早使用的陶瓷纖維剛性隔熱瓦。主要包括高溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦（Ｈｉｇｈ－ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｒｅｕｓａｂｌｅ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ，ＨＲＳＩ）和低溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦（Ｌｏｗ－－ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ?。颍澹酰螅幔猓欤濉。螅酰颍妫幔悖濉。椋睿螅酰欤幔簦椋铮?，ＬＲＳＩ）。它主要是將高純度的無定型石英纖維、ＳｉＯ２溶膠和水澆注成塊體，經(jīng)高溫?zé)贫?。ＨＲＳＩ材料表面涂刷一層黑色的厚１６～１８ｍｍ的硅化物和硼硅鹽玻璃涂層，而ＬＲＳＩ表面涂覆有一層１０μｍ厚的白色硅酸鹽和氧化鋁防水涂層［５～７］。

    １.２　二元材料體系剛性高效隔熱瓦

    可重復(fù)使用空間飛行器的發(fā)展對(duì)陶瓷纖維剛性隔熱瓦的性能提出了更高的需求，要求這種材料具有良好的力學(xué)性能、高斷裂應(yīng)變、重復(fù)使用穩(wěn)定性能好，并且能夠防止纖維材料在高溫下多次使用出現(xiàn)的析晶現(xiàn)象。二元陶瓷纖維剛性隔熱瓦ＦＲＣＩ是由ＮＡＳＡ艾姆斯研究中心研制，并由ＬＭＳＣ及洛克威爾國(guó)際公司完成擴(kuò)大生產(chǎn)工藝研究［８］。ＦＲＣＩ是一種強(qiáng)度更高、密度小、能經(jīng)受多次熱沖擊破壞的隔熱材料。其主要成分為石英纖維和硼硅酸鋁纖維，同時(shí)還含有少量的ＳｉＣ粉末作為反紅外輻射遮光劑。硼硅酸鋁纖維中含約含有１４％的氧化硼，高溫?zé)Y(jié)時(shí)氧化硼能夠阻止石英纖維的析晶現(xiàn)象，同時(shí)起高溫粘結(jié)劑作用，有助于提高隔熱瓦的耐高溫性。但硼硅酸鋁纖維的加入也相應(yīng)增加了隔熱瓦的熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)。

    為了尋找一種能耐更高溫度、高強(qiáng)度、且熱導(dǎo)率與ＦＲＣＩ相當(dāng)?shù)目芍貜?fù)使用的表面隔熱材料，１９８２年，ＬＭＳＣ的科學(xué)家使用石英纖維和氧化鋁纖維，添加一定比例的ＢＮ作為粘結(jié)劑，研制出一種新型陶瓷纖維剛性隔熱瓦－ＨＴＰ［９］。其中ＨＴＰ－１２的成分為７４.４％質(zhì)量分?jǐn)?shù)的石英纖維和２１％質(zhì)量分?jǐn)?shù)的氧化鋁纖維２.７％質(zhì)量分?jǐn)?shù)ＢＮ 和１.９％ 質(zhì)量分?jǐn)?shù)ＳｉＣ 粉末。密度為０.１９２ｇ／ｃｍ３。最初的應(yīng)用是作為高溫高強(qiáng)度環(huán)境下美國(guó)航天飛機(jī)軌道飛行器上ＦＲＣＩ－１２和ＬＩ－２２００的替代品。ＨＴＰ的尺寸穩(wěn)定性比ＦＲＣＩ好，使用溫度高于１４２７Ｋ。ＨＴＰ具有比ＦＲＣＩ和ＬＩ更高的力學(xué)強(qiáng)度。ＨＴＰ的抗壓強(qiáng)度約為ＬＩ系列的兩倍。ＨＴＰ在厚度方向的抗拉強(qiáng)度比同密度的ＦＲＣＩ－１２提高約２０％。這是由于ＢＮ粘接劑的存在使ＨＴＰ中的各個(gè)纖維牢固地粘結(jié)到一起，從而比全石英纖維體系隔熱瓦有更高的強(qiáng)度。在ＨＴＰ中，氧化鋁纖維的含量對(duì)隔熱瓦的性能有較大的影響。ＨＴＰ在厚度和平面方向的抗拉強(qiáng)度隨氧化鋁纖維含量的增加先增后減小，ＨＴＰ的平均熱膨脹系數(shù)則隨著氧化鋁纖維含量的增加而增大［１０］。

    ＢＲＩ（ｂｏｒｏｎ－ｃｏｎｔａｉｎｉｎｇ?。颍椋纾椋洹。悖澹颍幔恚椋悖螅┦菫楦倪M(jìn)陶瓷瓦的防熱性能和降低熱導(dǎo)率而研制的一種新型剛性隔熱材料。ＬＩ－９００和ＡＥＴＢ隔熱瓦在可重復(fù)使用的航天飛行器上得到了廣泛使用，這兩種隔熱瓦的性能還存在一些不足。其中，ＬＩ－９００在１３７０℃長(zhǎng)時(shí)間加熱的環(huán)境中收縮很嚴(yán)重；此外，ＬＩ－９００及其他全石英纖維型隔熱材料與帶加固的單塊纖維隔熱涂層ＴＵＦＩ（ｔｏｕｇｈｅｎｅｄｕｎｉ－ｐｉｅｃｅ　ｆｉｂｒｏｕｓ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）的匹配性不好，使用涂層會(huì)導(dǎo)致全石英纖維隔熱材料出現(xiàn)收縮，從而在重復(fù)使用航天飛行器飛行過程中ＬＩ－９００易產(chǎn)生破壞。而ＡＥＴＢ隔熱瓦的熱導(dǎo)率比較高，限制了其應(yīng)用范圍。因此，美國(guó)Ａｍｅｓ中心為解決ＬＩ－９００和ＡＥＴＢ存在的不足，研究出一種新型剛性隔熱材料ＢＲＩ。

    ＢＲＩ主要由６０％～８０％石英纖維、２０％～４０％氧化鋁纖維和０.１％～１.０％Ｂ４Ｃ粉組成。一種較為理想的成分是６７％石英纖維、３２.７５％氧化鋁纖維和０.２５％（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）Ｂ４Ｃ粉。其中，石英纖維的存在使ＢＲＩ具有與ＬＩ－９００相似的低熱導(dǎo)率，氧化鋁纖維則使ＢＲＩ具有較高的強(qiáng)度和耐高溫性能，可抵御１５４０℃的高溫，具有與ＡＥＴＢ相似甚至更好的耐溫性和強(qiáng)度，Ｂ４Ｃ粉的作用則使石英纖維和氧化鋁纖維在燒結(jié)時(shí)相互熔合在一起。ＢＲＩ隔熱瓦具有優(yōu)異的耐溫性，在１２６０℃保溫１６ｈ的收縮率是ＬＩ－９００的１／８～１／７，是ＡＥＴＢ－８的１／２。ＢＲＩ隔熱瓦的熱導(dǎo)率和強(qiáng)度具有各向異性，在厚度方向的熱導(dǎo)率低于平面方向的熱導(dǎo)率［１１］。

    １.３　三元體系剛性隔熱瓦

    ＡＥＴＢ是為改進(jìn)ＦＲＣＩ的性能而研制的三元纖維復(fù)合隔熱瓦［１２～１５］。ＡＥＴＢ的一種典型成分為約６８％石英纖維、１２％硼硅酸鋁纖維、２０％氧化鋁纖維，其中石英纖維和氧化鋁纖維的直徑為１～３μｍ，硼硅酸鋁纖維的直徑為５～１０μｍ。ＡＥＴＢ的制備過程與ＬＩ系列隔熱瓦類似，不同的是ＡＥＴＢ 中不含ＳｉＯ２粘結(jié)劑，燒結(jié)時(shí)沒有  ＳｉＯ２粘結(jié)劑的粘結(jié)作用，替代的方法是高溫促使硼硅酸鋁中的硼形成氧化硼，使纖維燒結(jié)，從而使各纖維牢固地結(jié)合在一起，但由于硼硼酸鋁纖維的直徑較大，加熱硼硅酸鋁纖維也增加了隔熱瓦的熱導(dǎo)率。與ＦＲＣＩ相比，ＡＥＴＢ的抗拉強(qiáng)度提高了約２０％，同時(shí)氧化鋁纖維的加入使ＡＥＴＢ具有較好的高溫穩(wěn)定性，１２６０℃時(shí)的抗收縮性比ＦＲＣＩ提高了６倍。ＡＥＴＢ的熱穩(wěn)定性也優(yōu)于ＬＩ系列隔熱瓦。但是ＡＥＴＢ的析晶性能不如ＦＲＣＩ，限制了它在高溫的長(zhǎng)期使用［１６］。

表１　美國(guó)高超聲速飛行器用剛性隔熱瓦的性能［１７－１８］

隔熱瓦涂層公司密度（ｇ／ｃｍ３） 耐溫／Ｋ 飛行器（發(fā)射年份）

ＢＲＩ－１６ ＴＵＦＩ?。拢铮澹椋睿纭。埃常病。保福保?發(fā)現(xiàn)者號(hào)（２００６），Ｘ－５１

ＢＲＩ－８ ＴＵＦＩ?。拢铮澹椋睿纭。埃保玻浮。保叮矗埃ǎ停?/p>

ＡＥＴＢ－２０ ＴＵＦＩ?。粒恚澹蟆。埃常?奮進(jìn)者號(hào)（１９９４），Ｘ－４３Ａ，Ｘ－３７Ｂ

ＡＥＴＢ－１２ ＴＵＦＩ?。粒恚澹蟆。埃保梗病。保罚埃埃ǎ停保福罚埃ǎ樱?/p>

ＡＥＴＢ－８ ＴＵＦＩ　Ａｍｅｓ　０．１２８?。保叮矗埃ǎ停保福保埃ǎ樱?/p>

ＨＴＰ－１２ ＴＵＦＩ?。蹋停樱谩。埃保梗病。保罚埃?/p>

ＦＲＣＩ－２０ ＴＵＦＩ?。粒恚澹蟆。埃常病。保叮矗埃ǎ停保福保埃ǎ樱?亞特蘭蒂斯號(hào)和挑戰(zhàn)者號(hào)

ＦＲＣＩ－１２ ＴＵＦＩ?。粒恚澹蟆。埃保梗保埃玻保丁。保叮矗埃ǎ停保福保埃ǎ樱?/p>

ＬＩ－２２００ ＲＣＧ?。蹋停樱谩。埃常玻埃常福础。保叮矗埃ǎ停保福保埃ǎ樱?挑戰(zhàn)者號(hào)和哥倫比亞號(hào)

ＬＩ－９００ ＲＣＧ?。蹋停樱谩。埃保玻福埃保担病。保担梗埃ǎ停保罚叮埃ǎ樱?/p>

    １.４　多元體系兩結(jié)構(gòu)剛性隔熱瓦（ＴＵＦＲＯＣ）

    傳統(tǒng)的陶瓷防熱瓦和隔熱瓦分別用在高超聲速飛行器的高溫區(qū)和大面積隔熱區(qū)域。與傳統(tǒng)的防熱一隔熱分開設(shè)計(jì)不同，２０１０年發(fā)射并成功返回的Ｘ－３７Ｂ采用了防熱一隔熱一體化設(shè)計(jì)的整體增韌抗氧化復(fù)合結(jié)構(gòu)（ＴＵＦＲＯＣ）。這種新型的陶瓷復(fù)合結(jié)構(gòu)同樣也是由Ａｍｅｓ中心研制，不僅能承受再入時(shí)產(chǎn)生的高溫，還解決了陶瓷瓦在高溫環(huán)境下的熱裂和抗氧化等瓶頸問題。并且實(shí)現(xiàn)了防熱一隔熱一體化。ＴＵＦＲＯＣ的密度只是增強(qiáng)Ｃ／Ｃ 材料（ＲＣＣ）的１／４，成本降為ＲＣＣ的１／１０，并且制造周期縮為ＲＣＣ的１／６到１／３［１９］。ＴＵＦＲＯＣ主要有兩部分構(gòu)成：其外層為難熔、抗氧化的輕質(zhì)陶瓷／碳材料（ＲＯＣＣＩ）。ＲＯＣＣＩ的制備工藝為：將多孔碳基體浸漬到二烷氧基和三烷氧基硅烷中，然后在惰性氣氛中熱解。ＲＯＣＣＩ的主要成分為碳、硅和氧。使用溫度達(dá)到了１２００Ｋ，表面添加高輻射低催化涂層后，ＲＯＣＣＩ在１０ｍｉｎ 內(nèi)的使用溫度可達(dá)１９３１Ｋ，１ｍｉｎ的使用溫度可達(dá)２２５５Ｋ。ＴＵＦＲＯＣ的內(nèi)層為低密度隔熱材料，如ＡＥＴＢ或ＦＲＣＩ，其表面為ＴＵＦＩ涂層。其過渡區(qū)為１.２ｍｍ厚度的粘結(jié)劑。過渡區(qū)的初始成分為玻璃、聚合物（含硅醇的有機(jī)硅）和高輻射添加劑（如ＴａＳｉ２，ＭｏＳｉ２和ＷＳｉ２）。在使用過程中，這些組元會(huì)發(fā)生化學(xué)反應(yīng)并凝固，形成粘結(jié)劑和過渡層，以緩解外層和隔熱層之間的溫度梯度效應(yīng)和線脹系數(shù)的差異。隨著時(shí)間的增加，粘結(jié)層中的聚合物成分逐漸揮發(fā)消失［２０］。

    ２　剛性陶瓷隔熱瓦在飛行器上的應(yīng)用

    ２.１　美國(guó)航天飛機(jī)上剛性隔熱瓦使用

    剛性隔熱瓦是熱防護(hù)體系的組成者。在航天飛機(jī)上的應(yīng)用面積高達(dá)６８％，據(jù)統(tǒng)計(jì)一架航天飛機(jī)上有３４０００塊隔熱瓦。迄今，美國(guó)共有五架航天飛機(jī)，它們上面均貼有具有高效隔熱性能的隔熱瓦。“哥倫比亞號(hào)”是美國(guó)第一架航天飛機(jī)，它的表面的隔熱瓦是早期的ＬＩ－２２００型隔熱瓦，包括高溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦（ＨＲＳＩ）和低溫可重復(fù)使用表面隔熱瓦（ＬＲＳＩ）兩種。表面涂有ＲＣＧ的涂層［２１］。“挑戰(zhàn)者號(hào)”航天飛機(jī)表面貼有兩種型號(hào)的隔熱瓦，ＦＲＣＩ－２０和ＬＩ－２２００。  ＬＩ－２２００的應(yīng)用同“哥倫比亞號(hào)”，ＦＲＣＩ－２０的密度是０.３２ｇ／ｃｍ３，表面涂有ＴＵＦＩ的涂層。“發(fā)現(xiàn)號(hào)”航天飛機(jī)表面貼有波音公司生產(chǎn)的ＢＲＩ－１６的隔熱瓦，密度在０.３２ｇ／ｃｍ３，短時(shí)可以承受１８１０Ｋ的高溫，表面的涂層ＴＵＦＩ。“亞特蘭蒂斯號(hào)”是美國(guó)第四架航天飛機(jī)，表面的隔熱材料又回歸ＦＲＣＩ 系列。單次飛行耐溫可以達(dá)到１８１０Ｋ，重復(fù)使用的溫度最高為１６４０Ｋ。“奮進(jìn)號(hào)”航天飛機(jī)于１９９１年建造，來替代“挑戰(zhàn)者號(hào)”，表面的隔熱瓦是由Ａｍｅｓ公司生產(chǎn)的ＡＥＴＢ型瓦，ＡＥＴＢ－２０的密度為０.３２ｇ／ｃｍ３，隔熱瓦的涂層是ＴＵＦＩ［１７～１８］。

    ２.２　剛性陶瓷隔熱瓦在Ｘ系列飛行器上的應(yīng)用

    ２.２.１ Ｘ－３７Ｂ上的剛性陶瓷隔熱瓦

    Ｘ－３７Ｂ是著名的Ｘ系列試驗(yàn)飛行器，尺寸為美國(guó)原有航天飛機(jī)的四分之一，波音公司是主承包商。其機(jī)體迎風(fēng)面防熱材料是ＡＥＴＢ隔熱瓦，主要的型號(hào)為ＡＥＴＢ－２０，表面覆有２。５ｍｍ厚的ＴＵＦＩ涂層，涂層由硅酸鹽玻璃與高輻射劑ＭｏＳｉ２組成，在界面形成密度梯度，強(qiáng)度和耐用性較好。２０１１年春季，第二架Ｘ－３７Ｂ發(fā)射進(jìn)入軌道運(yùn)行。２０１２年１２月１１日成功進(jìn)行第３次發(fā)射尚未返回。

    ２.２.２ Ｘ－４３Ａ 高超聲速飛行器上的隔熱瓦

    Ｘ－４３Ａ在２００４年３月和１１月的兩次試驗(yàn)中成功實(shí)現(xiàn)了Ｍａ＝６.８和Ｍａ＝９.８的飛行。該飛行器上下表面都敷設(shè)了有ＴＵＦＩ 涂層的ＡＥＴＢ隔熱瓦，為了保證飛行器大面積熱防護(hù)隔熱瓦的幾何外形，ＡＥＴＢ隔熱瓦在安裝后，整個(gè)機(jī)身在大型數(shù)控機(jī)床上進(jìn)行加工，加工完成后再進(jìn)行整體噴涂ＴＵＦＩ涂層，涂層在室溫下固化。由于飛行時(shí)間只有十幾秒，大部分隔熱材料的厚度在１３ｍｍ左右。

    ２.２.３ Ｘ－５１Ａ 高超聲速飛行器上的隔熱瓦

]

    Ｘ－５１Ａ 的飛行速度在Ｍａ＝６.０～７.０之間，較之前的Ｘ－４３Ａ 飛行速度要慢，但飛行時(shí)間更長(zhǎng)，因此對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)的性能要求更高。首架Ｘ－５１Ａ 曾于２０１０年５月２６日進(jìn)行飛行試驗(yàn)，但其飛行馬赫數(shù)在達(dá)到４.８８時(shí)因故障而終止。該飛行器迎風(fēng)面采用波音公司研制的ＢＲＩ－１６隔熱瓦為隔熱材料，密度在０.３２ｇ／ｃｍ３，短時(shí)可以承受１８１０Ｋ的高溫，表面的涂層ＴＵＦＩ，由應(yīng)力隔離墊粘貼到鋁蒙皮上。

    ３　國(guó)內(nèi)剛性高效隔熱瓦的研究進(jìn)展

    目前，我國(guó)對(duì)于飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)領(lǐng)域的研究較多，而針對(duì)剛性隔熱瓦結(jié)構(gòu)性能方面的實(shí)驗(yàn)研究相對(duì)欠缺，相關(guān)文獻(xiàn)報(bào)道也很少，如何提高陶瓷纖維剛性隔熱瓦的耐溫性能、力學(xué)強(qiáng)度和耐用性方面仍是今后研究的重要方向。國(guó)內(nèi)開展新型高效隔熱材料的研究單位有航天材料及工藝研究所、北京航空航天大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)、山東工陶院等許多科研院所。其中，北京航空航天大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)在基礎(chǔ)研究方面取得重大的成果，航天材料及工藝研究所和山東工業(yè)陶瓷研究設(shè)計(jì)院在產(chǎn)品應(yīng)用方面處于國(guó)內(nèi)的領(lǐng)先地位。

    國(guó)內(nèi)隔熱材料研究與生產(chǎn)方面近年來也有一定程度發(fā)展，生產(chǎn)高溫陶瓷纖維和隔熱材料的廠家涌現(xiàn)不少。但是，大多屬于一般通用的隔熱產(chǎn)品，只有個(gè)別廠家生產(chǎn)的陶瓷纖維勉強(qiáng)可以作為開展高效隔熱材料的原材料使用，原材料技術(shù)水平低已經(jīng)成為阻礙我國(guó)高品質(zhì)隔熱材料發(fā)展的一個(gè)主要因素。

    ４　展望

    高效剛性隔熱材料未來在降低密度、減輕質(zhì)量、提高耐溫性能；不斷改進(jìn)工藝、提高性能和降低成本；由短時(shí)高溫超高溫向長(zhǎng)時(shí)高溫方向發(fā)展。另一方面，注重與傳統(tǒng)防隔熱材料不同的新型隔熱材料的前沿研究。如納米隔熱材料、隱身隔熱材料、功能梯度材料等。這些將成為航空航天器熱防護(hù)系統(tǒng)新一代隔熱材料的研究方向之一。

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