航天复合材料研究进展

冯志海 李俊宁 左小彪 徐 林 李仲平

（航天材料及工艺研究所，先进功能复合材料技术重点实验室，北京 100076）

0 引言

航天复合材料是航天型号的物质基础与技术先导，其性能与质量水平是衡量航天型号先进性与可靠性的重要标志。航天复合材料涵盖热结构、防热、透波、隔热、结构等多个材料体系，在极端环境下服役，是支撑航天型号发展的关键材料，决定型号性能与成败。当前，世界范围内高超声速飞行器、空天往返飞行器、空间探测器等各类航天器迅猛发展，航天复合材料是支撑上述航天器研制的关键材料，不可替代，对航天器综合性能与功能实现具有举足轻重的作用［1］。

目前，我国航天复合材料基本实现了“弹、箭、星、船、器、站”的系统配套、自主保障和体系建成，有效支撑了各类航天器的从无到有和更新换代，并逐步形成了与极端服役环境及装备特殊要求密切相关的自身特色。主要体现在：（1）先进性，苛刻的设计要求需要挖掘材料力学、物理或化学的极限性能；（2）前沿性，极端使用环境下材料物态特性变化及其使用性能涉及多个学科和交叉学科的前沿；（3）可靠性，材料安全系数小，失效机制复杂，“差之毫厘，失之千里”；（4）自主性，材料支撑航天强国建设，要求实现技术自主、产业自主、体系自主；（5）经济性，航天规模越来越大，涉及领域越来越广，对材料经济可承受方面的要求逐渐提高；（6）带动性，带动化工、冶金、能源等基础工业的进步以及物理、力学、工程热物理等学科的发展。

本文综述了近年来热结构、防热、热透波、隔热等功能复合材料以及树脂基结构复合材料的主要研究进展，以期总结现阶段我国航天复合材料的发展现状，并为未来本领域的发展提供借鉴。

1 热结构材料

热结构是指不依赖金属结构承力，同时起到气动维形、防热承载等功能的复合材料结构，主要包括气动壳体、端头/前缘、舵/翼、燃烧室等，一般使用温度达到1 000 ℃以上，主应力水平达到100 MPa 量级以上，服役环境为复杂的热/力/化学耦合环境［2−4］。美国航天飞机第一次研制并使用了C/C机头锥、翼前缘等热结构，实现了航天飞机安全返回和可重复使用，是航天飞机取得的重大成就之一［5］。近年来随着高超声速飞行器的蓬勃发展，陶瓷基热结构材料研究和应用取得了快速进步。陶瓷基热结构利用连续纤维克服传统陶瓷脆性问题，实现耐高温、低密度、高比强度、高比模量、抗烧蚀等。欧洲过渡性试验飞行器的头锥、迎风面盖板、控制舵等均采用了C/SiC热结构材料，其头锥构件尺寸达到了1.4 m，具有尺寸大、形面复杂的特点，体现了很高的制造工艺和应用水平［6−7］。此外，欧洲还对C/SiC 在不同条下的烧蚀特性进行了研究，积累了较为丰富的研究结果，为C/SiC 材料的进一步应用奠定了基础。近年来，欧洲还开展了超高温陶瓷基复合材料的研究工作，已经研制出300 mm 量级的平板及舵试件，并在氧−乙炔焰装置上进行了考核试验［8−11］。陶瓷基热结构材料可设计性强，根据增强体结构和基体成分的不同，可以获得具有不同结构、组分及性能的热结构材料，如图1所示。

图1 热结构增强体形式与主要材料种类Fig.1 Thermal structural materials and main types of reinforcement

近年来，我国在陶瓷基热结构材料方面取得了显著的进展，先后突破了C/SiC、SiC/SiC、C/SiBCN 等系列热结构材料的设计与制备关键技术，研制出系列大尺寸热结构构件并获得型号应用。面向未来装备发展需求，热结构材料的发展方向是实现大型热结构复合材料的低成本快速制备；发展超高温（≥2 500 ℃）热结构复合材料，开发新成分、新体系热结构材料，发展新型热结构材料复合和结构制造的方法与工艺；进一步研究热结构材料与极端环境的相互作用，确保热结构材料应用的可靠性和先进性。

2 树脂基烧蚀防热材料

树脂基烧蚀防热材料是以有机聚合物为基体，通过分解、融化、升华等一系列化学和物理变化牺牲材料自身的质量带走大量气动热从而达到防热目的，具有高可靠、高性价比、装配工艺简便的特点，至今仍然被认为是最有效、最可靠、最成熟和最经济的一种热防护方式，如图2所示。经过多年发展，形成了玻璃/酚醛、高硅氧/酚醛和碳/酚醛三大系列，在现役导弹弹头防热部件的应用率高达90%以上，在飞船、返回式卫星等众多航天飞行器热防护系统中也大量使用，具有不可替代的独特优势。随着太空探索的需求，低密度防热材料蓬勃发展［12］。早在20世纪70年代，洛马公司已经研制成功SLA−561V 蜂窝增强低密度树脂基防热材料，最大的极限热流密度能够达到3 MW/m2，直至今天，SLA−561V 仍是美国深空探测器重要的选材方案之一。20世纪90年代中后期，NASA Ames 研究中心研制了酚醛树脂浸渍碳纤维骨架轻质烧蚀防热材料（PICA），被成功应用于“星尘号”飞船的返回舱及火星探测器防热，SpaceX 公司在PICA 基础上，发展了PICA−X 防热材料，用于龙飞船。2010年以后，NASA 重点发展了3D混杂纤维编织型及梯度结构型轻质防热材料等，用于深空探测器防热，技术成熟度已达到6级［13−17］。

图2 烧蚀材料烧蚀过程中复杂的物理和化学变化［12］Fig.2 Schematic of physical and chemical changes of ablative material during heating［12］

近年来，我国在探月工程以及新型航天飞行器的牵引下开发了中低密度石英/酚醛、玻璃/酚醛体系防热材料。中低密度防热材料主要特点是在酚醛树脂基体中添加玻璃微球、陶瓷粉体等轻质功能填料，通过调整增强体和树脂基体配方，获得满足不同防热要求的防热材料。空心小球和微孔的引入在降低材料密度的同时，能够显著降低材料的热导率。同传统致密型玻璃/酚醛、石英/酚醛防热复合材料相比，材料密度最大可降低43%左右，室温热导率降为传统防热材料的50%左右，成功应用于月球轨道返回器关键部位的热防护。此外，以多孔杂化酚醛树脂为基体，通过改变增强体纤维组织结构，开发了密度在0.25～1.3 g/cm3可调可控的低密度防隔热一体化复合材料。这类材料典型特点是将气凝胶材料的微纳开孔结构引入到复合材料内部结构中，大幅降低材料的热导率，显著提高其隔热性能。多孔杂化树脂中的纳米功能组元，提高了树脂基体和碳化层的耐烧蚀、抗剪切、抗氧化和力学性能，进一步降低材料热导率［18～20］。树脂基烧蚀防热材料的发展方向是实现材料的轻量化、多功能兼容与集成化，利用多重热防护机制协同作用进一步提高材料防隔热性能和服役温度。

3 低烧蚀防热材料

低烧蚀防热材料一般用于飞行器端头、前缘、发动机燃烧室等部位。美国突破了难熔金属掺杂C/C复合材料的制备技术，形成了C/Zr−Si−C、C/ZrC−C、C/Zr−Hf−C 等系列低烧蚀碳基复合材料，通过了2 691 ℃/125 s 条件试验考核，燃烧室工程尺寸构件经过了多次2 400 ℃/30 s 的点火试验［21］。多元难熔金属改性材料实现了2 015 ℃/240 s 氧乙炔的表面无明显烧蚀考核，实现了低烧蚀碳基材料向微烧蚀或零烧蚀材料的跨越。英国拉夫堡大学PIP 法制备的材料氧乙炔焰试验考核表面温度最高达2 650 ℃，C/HfC、C/HfB2表现出较好的耐温性能和抗氧化性［22～24］。欧洲多家研究机构在H2020 计划中联合开展适用于燃烧室环境的超高温陶瓷基复合材料研究［7］。此外，美国还发展形成了耐超高温HfC、TaC纤维，并开展了复合材料研究与试验工作，实现了低烧蚀材料增强体由碳纤维向耐烧蚀纤维的拓展。

针对高超声速飞行器端头、前缘热环境苛刻，但力学性能要求相对偏低的应用特点，国内在碳纤维及超高温陶瓷组元高温氧化机制研究的基础上，采用陶瓷粉体浸渗、前驱体裂解等手段，在碳基体中引入难溶碳化物、硼化物，产生协同抗氧化作用，研制的低烧蚀的C/C复合材料在2 200 ℃以上表现出良好的抗氧化特性，“吸氧+阻氧”是主要的热防护机制。为进一步提高陶瓷组元含量，还开展了整体织物增强超高温陶瓷基复合材料研究工作，通过液相浸渍热压、抽滤成型热压、PIP 浸渍裂解等方法实现了连续纤维和短切纤维增强锆基、硅基复合材料制备与结构控制，典型样件并通过了地面试验考核，表现出较高的耐温等级和抗烧蚀性能，如图3所示。针对新型发动机燃烧室热环境，研制的低烧蚀防热材料构件通过了地面和飞行试验考核。面向未来极端环境服役要求，具有更高使用温度的低烧蚀防热材料仍是重要的发展方向。

图3 低烧蚀防热材料风洞试验Fig.3 Results of minimal−ablative material in wind tunnel

4 热透波材料

热透波材料主要用于飞行器天线罩（窗），早期高温透波材料以陶瓷为主，包括氧化铝、微晶玻璃、石英陶瓷等，但由于陶瓷材料无法满足极端热力环境下高可靠使用要求，发展了以连续纤维编织体为增强体，氧化硅为基体的第二代热透波材料。美国发展最为成熟的是SiO2f/SiO2复合材料，而俄罗斯的精确制导导弹主要使用石英纤维增强磷酸盐材料。石英纤维增强二氧化硅基复合材料介电常数在2.80～3.30，介电损耗可控制在10−3量级，高温介电性能稳定性良好，材料拉伸强度可达60 MPa，弯曲强度可达150 MPa，短时使用温度可超过2 000 ℃（表面温度）［25］。磷酸盐复合材料主要包括石英纤维增强磷酸铝、磷酸铬及磷酸铬铝复合材料，基体分别在1 200、1 200～1 500、1 500～1 800 ℃具有较好的热稳定性［26］。比石英体系耐温更高的是氮化物体系，美国SRI采用前驱体浸渍热解法制备了氮化硅纤维增强氮化物复合材料，材料密度2.85 g/cm3，室温弯曲强度为184 MPa，模量102 GPa，1 000 ℃强度为191 MPa，模量92 GPa。日本东亚燃料公司采用Si3N4和SiBN纤维，制备的复合材料密度2.36 g/cm3，室温弯曲强度约618 MPa，1 250 ℃弯曲强度546 MPa。美国金刚砂公司研制了BN纤维，制备出密度1.85 g/cm3的复合材料，但相关性能未见报道。此外，国外对氮化硅陶瓷高温透波材料研究较为深入。波音公司采用反应烧结技术，研制了多倍频宽带氮化硅天线罩，介电常数2.24～2.5，介电损耗为0.005；以色列研制出多孔氮化硅天线罩，不仅介电性能好，而且强度高、耐雨蚀性能良好［27］。

我国在石英/石英、氮化硅纤维增强氮化物等复合材料，石英、氮化硅等陶瓷材料领域也取得了很大进展。特别是瞄准未来高温长时热透波需求，突破了连续氮化硅纤维工程化制备关键技术，实现了氮化硅纤维的批量生产，并开展了基于连续氮化硅纤维的增强陶瓷复合材料设计、制备及透波性能等研究工作，如图4所示。此外，基于前驱体纺丝的连续氮化硼纤维制备技术也取得突破。面向未来高超声速飞行器，发展具有更耐高温烧蚀和优异透波特性的热透波材料，提升高温介电性能的稳定性将是重要的发展方向。

图4 氮化硅纤维样品图及拉伸强度Fig.4 Picture and tensile strength of silicon nitride fiber

5 高效隔热材料

由于高超声速飞行器在稀薄大气层中长时高速飞行，隔热材料是阻止气动热向飞行器内部传递的最重要屏障，因此具备耐高温、轻质、低热导率特性的高效隔热材料愈发重要。航天飞机是最早大量使用高效隔热材料的航天器，其迎风面和背风面分别采用了专门研发的隔热瓦和隔热毡，其中隔热瓦形成了LI（Lockheed Insulation）、FRCI（Fibrous Refractory Insulation）、AETB（Alumina Enhanced Thermal Barrier）、BRI（Boeing Reusable Insulation）等系列，最高使用温度达到1 500 ℃；隔热毡形成了FRSI（Flexible Reusable Surface Insulation）、AFRSI（Advanced Flexible Reusable Surface Insulation）和CRI（Conformal Reusable Insulation）等系列，最高使用温度达到1 200 ℃，成为第一代高效隔热材料的代表。目前仍是美国各类高超声速飞行器、可重复使用运载器以及飞船等航天器热防护系统的重要候选材料，如X−37B、Dreamchaser、Orion飞船等［28−31］。进入21世纪后，以HTV−2、X−51A和X−37B为代表的滑翔式、巡航式和返回式临近空间飞行器研究在世界范围内迅猛发展，不仅带动了隔热瓦和隔热毡的性能提升，而且催生了以纳米隔热材料为代表的第二代高效隔热材料的研发与工程应用。自20世纪90年代中后期起，NASA着力推动SiO2气凝胶的应用，并实现在高超声速飞行器大面积隔热、火星探测器电源系统等的应用［32−33］。2018年，美国Parker太阳探测器发射成功，其防热罩采用了碳泡沫增强碳气凝胶材料，最高使用温度超过2 000 ℃，是隔热材料典型的应用案例［34−35］。

经过近十年的快速发展，国内在飞行器高效隔热材料领域也形成了隔热瓦、隔热毡和纳米隔热材料三大体系。隔热瓦形成了1 200和1 500 ℃两种系列，通过了型号飞行试验考核，充分验证了材料的可靠性。隔热毡形成了600和1 000 ℃两种系列，在运载火箭等型号上得到广泛应用。在纳米多孔隔热材料领域，国内在SiO2、Al2O3、Al2O3−SiO2及C等纳米隔热材料制备技术、材料性能及应用等方面已到达国际先进水平，如图5所示。其中氧化物纳米隔热材料最高使用温度达到1 400 ℃，碳基纳米隔热材料最高使用温度超过2 000 ℃。面向未来需求，发展使用温度更高的轻质高效隔热材料、防隔热一体化材料是高效隔热材料重要的发展方向。

图5 我国研制的高效隔热材料构件照片Fig.5 Images of high−performance thermal insulation materials

6 结构复合材料

结构复合材料（即树脂基结构复合材料）具有高比强度、高比模量、可设计性强、抗震性能好、制造周期短等特点，是实现航天器和武器装备结构轻量化的主要途径之一，其用量已经成为衡量结构先进性的重要指标［36−38］。以纤维增强体性能级别进行分类，第一代结构复合材料以T300和T700碳纤维为增强体，第二代结构复合材料是以T800级碳纤维为增强体，第三代结构复合材料以高强高模高韧为特征。航天结构复合材料已经发展了两代，第三代结构复合材料正在孕育发展之中。国外先进结构复合材料广泛应用于土星5、阿里安、猎鹰9、能源号等运载火箭及三叉戟−2、战斧、白杨、侏儒等导弹武器。大型运载火箭的整流罩、卫星支架、仪器舱、级间段、贮箱等结构及导弹武器的头锥壳体、弹体舱段、发动机壳体、弹翼、发射筒等结构广泛采用IM7、T800H等高强中模碳纤维为增强体的第二代结构复合材料，满足耐中高温使用需求，材料研制及工程应用水平非常成熟［39］。

目前，我国第一代、第二代结构复合材料基本满足了航天型号需求，实现了航天装备用碳纤维及其复合材料的自主保障。结构复合材料形成了环氧、双马树脂基体为代表的主干材料体系，突破了耐500 ℃聚酰亚胺结构设计及工程应用关键技术，实现了“低温大用、高温小用”的稳步应用。以高强高模高韧为特征的第三代结构复合材料国际国内正在同步研制发展，面向未来需求，需重点突破第三代复合材料技术，为新型航天装备材料升级换代奠定基础，如图6所示。

图6 结构复合材料的发展Fig.6 Development of structural composite materials

7 展望

我国已经提出建设航天强国的战略目标，高超声速飞行器、空天往返飞行器、空间探测等航天器研制与航天工程实施对复合材料提出了新要求，为航天复合材料的发展提供了新的契机和动力。首先，完善提高现有复合材料体系，发展以用于更高服役环境、重复使用等为代表的新一代复合材料，大力发展第三代树脂基复合材料，提高复合材料使用效率；其次，提升航天复合材料的自动化制造能力，实现高可靠、低成本、快速制造，促进材料体系与制造体系的融合发展；最后，统筹航天复合材料创新链、供应链、产业链和价值链，做好四个链条的构建与协同，实现航天复合材料的发展进步，支撑航天强国建设。