熱防護(輻射)性能進展

國外高馬赫數飛機用熱防護材料與結構的發展始于SR-71，上世紀60年代，形成以SR-71機用結構為代表的第一代熱防護結構，這類防護結構以樹脂基復合材料為基礎(硅樹脂、硅氧烷)，將樹脂基復合材料貼合于金屬內蒙皮上，用于前緣熱防護。硅樹脂及硅氧烷復合材料的溫度使用極限約在300攝氏度，而該機以馬赫數3.2的高速飛行時，前緣溫度已達到310攝氏度，基本在材料耐熱極限使用，這導致SR-71頻繁更換熱防護材料，維護費用高昂。另外，由于熱防護材料與隔熱技術相對落后，SR-71機身幾乎為熱結構，僅在關鍵部位進行必要的熱防護處理;由于抗熱膨脹技術較差，飛機表面采用波紋蒙皮對抗熱膨脹，表面涂覆高發射率熱控涂層。這種熱防護結構使用溫度較低(不超過500攝氏度)，材料的重復使用存在較大問題。

上世紀90年代，形成以X-15為代表的第二代熱防護結構，此時的鈦合金生產技術已經成熟，X-15幾乎全部使用鈦合金作為外蒙皮，內部使用柔性熱防護材料。由于結構與蒙皮相連，柔性熱防護材料雖能阻斷輻射熱，但對傳導熱的阻斷能力有限，所以其綜合隔熱效能并不太佳。但這種熱防護結構設計簡單，容易維護，成本較低，其熱防護效果主要取決于柔性熱防護材料的隔熱性能。

本世紀初，形成以X-37B、X-43、X-51A為代表的第三代熱防護結構，此時主要以陶瓷基復合材料和金屬蜂窩為主干材料的熱防護結構，這類結構構型相對復雜，所用材料種類較多，隔熱效果較為理想。該類結構用陶瓷基復合材料作為耐熱材料，并起到部分隔熱目的，優點是結構較輕、隔熱性好，缺點是陶瓷基復合材料柔性較差，容易破損，陶瓷瓦之間的間隙使用高溫密封劑進行填充，對密封材料要求很高。金屬蜂窩為主的金屬熱防護結構，其結構特點為外蒙皮與結構間填充柔性熱防護材料，并用高溫合金緊固件連接金屬蜂窩與內部結構，盡量減小蜂窩與結構的接觸點，以達到最優的隔熱效果，這類結構的優點在于金屬蜂窩韌性較強，不易破損，隔熱效果較好，但由于蜂窩芯與面板焊接而成，抗熱震性能及復雜形狀加工性能都較差。

最近幾年，一類新型熱防護結構之間被研究出來，被稱為第四代熱防護結構，此類熱防護結構更多考慮輕質、耐久性、更好的隔熱效果、良好的維護性能等，所用材料包括:點陣材料，高性能陶瓷泡沫，剛性纖維熱防護材料、增韌陶瓷材料等。設計上逐漸模糊材料與結構的界限，呈現多學科交叉綜合運用的特點。這類結構成熟度相對較低，但其結構熱防護性能優越，耐久性好、可多次重復使用、維護成本降低。但明顯要求很高的工藝精度，很多部位需進行無縫對接，對制造技術要求很高。

機構建設方面，國外發達國家均提出了自己的高馬赫數飛機發展規劃，并將熱防護技術確定為關鍵技術之一。2008年，美國國防部向國會提交的《高超聲速發展計劃報告》更是明確指出熱防護材料與結構技術是高馬赫數飛機發展的重點和難點，并建議成立專門的研究團隊。由此NASA研究中心和美國空軍于2009年3月在加利福尼亞、德克薩斯和弗吉尼亞成立了3個國家高超聲速中心，其中之一便是高馬赫數飛機材料與結構研究中心，專門從事熱防護材料與結構的研究工作。

經過半個多世紀的研究和應用驗證，熱防護技術經歷了從驗證機到型號飛機、從3馬赫到20馬赫的大量實踐，在此期間不斷發現問題和總結經驗，目前的應用水平已相當成熟，大部分熱防護材料的使用環境已突破1300攝氏度，并擁有較高的技術成熟度，滿足5馬赫型號飛機使用。甚至部分材料的使用環境可達2600攝氏度以上，滿足8~10馬赫飛機驗證使用。根據美國的高馬赫數飛機發展戰略，目前正在突破20馬赫的熱防護技術，美國的學者們也正在開展基于20馬赫的熱防護材料與結構研究工作。