先进复合材料是各类航天飞行器热防护和结构系统的关键材料，决定了飞行器的先进性与可靠性。本文介绍最近几年国内外在陶瓷基热结构、超高温低烧蚀防热、树脂基轻质烧蚀防热、高性能热透波、高温高效隔热及结构复合材料等领域的代表性研究工作，并结合航天飞行器发展需求，对未来航天先进复合材料发展方向进行了探讨。
( 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 )
航天先进复合材料是一类应用于“弹、箭、星、船、器、站、所”极端服役环境的关键材料，是航天器研制和发展的物质基础和技术先导，也是衡量航天器先进性和可靠性的重要标志。特别是进入21世纪以来，随着高超声速、空天往返和深空探测领域各类新型航天器的蓬勃发展，先进复合材料对航天器的基础支撑作用愈发凸显，甚至决定装备的有无和先进与否。美欧等国高度重视航天先进复合材料技术，DARPA将热防护与材料列为高超声速飞行器五大关键技术之一，不断研发、考核、使用新材料，提高成熟度，以满足未来装备发展需求，保持全球领先地位[1-3]。
随着航天器的速域和空域不断拓展，先进复合材料研究的深度和广度也日益增强。一方面，复合材料需要在极端复杂环境中高可靠服役，具有复杂的组分和结构，对材料的轻量化、耐温性、多功能一体化等性能要求极高，需要不断发展新的高性能材料。另一方面，需要深入研究复合材料材料在极端环境中组分、结构及性能的演变规律、多物理化学场与材料耦合作用等，提高对材料服役性能的认识[4]。因此，面向未来航天器需求和复合材料自身技术发展，亟需在理论、方法和技术等方面实现创新。本文重点介绍最近几年航天复合材料领域的代表性技术进展，以期为该领域未来发展提供借鉴。
陶瓷基热结构材料是由陶瓷基体和纤维增强相组成的复合材料，具备高比强度、比模量及优异的高温力学、抗氧化和耐烧蚀等性能，是航天器理想的热结构材料。美欧等国早就认识到陶瓷基复合材料的重要应用价值。通过一系列研究计划的持续支持，在高品质原材料、复合材料设计、制备工艺及工程应用方面取得了诸多突破。例如，2015年2月，欧洲IXV试验飞行器飞行成功，其热防护系统头锥、迎风面大面积、翼前缘和体襟翼均采用C/SiC复合材料，可以满足超过1600℃的服役要求，薄壁异形构件尺寸达到了米量级，体现出很高的制备工艺水平，技术成熟度较高[5-7]。
近年来，我国在陶瓷基热结构材料领域取得了长足进步，突破了大尺寸异形薄壁C/SiC热结构材料的设计于制备关键技术，并实现了工程化应用。同时，针对陶瓷基热结构轻量化、耐高温和低成本等不同需求，发展了C/SiBCN、C/SiHfBCN及C/SiCN等新型陶瓷基热结构材料。采用前驱体浸渍裂解工艺制备的C/SiBCN材料，比C/SiC具有更优异的高温抗氧化性能。研究发现，SiBCN陶瓷在1400℃下空气中的氧化动力学常数Kp明显低于SiC陶瓷，如图1所示。此外，C/SiBCN复合材料室温下弯曲强度489 MPa，在1600℃弯曲强度仍达到450 MPa以上。为进一步提升材料耐温性能，将SiHfBCN纳米复相超高温陶瓷引入到C/SiC基体中，研制出C/SiC-SiHfBCN复合材料，室温拉伸强度大于300 MPa，弯曲强度大于450 MPa；2 000℃拉伸强度达到120 MPa，弯曲强度达到200 MPa。针对低成本陶瓷基热结构需求，研制了新型SiCN前驱体，兼具高陶瓷产率和低成本优点。采用该前驱体研制的C/SiCN复合材料成本更低。图2为C/SiCN复合材料的的力学性能。室温拉伸强度和弯曲强度分别达到了230 MPa和380 MPa，且到1400℃时力学性能无明显衰减。
陶瓷基热结构是新型飞行器的共性关键技术。研究新型耐高温纤维及先驱体、研制高性能热结构材料，发展先进制备工艺，降低陶瓷基热结构制备周期及成本，将是陶瓷基热结构重要的发展方向。
超高温低烧蚀防热材料主要用于航天飞行器的端头、前缘等热环境严苛部位。基于碳纤维增强的改性碳基或超高温陶瓷基复合材料是超高温低烧蚀防热材料的重要体系。C/C复合材料在惰性条件下具有优异的化学稳定性与力学性能，但在400℃以上发生氧化，制约了在高温有氧环境下的使用。通过在碳基体中添加抗氧化改性组元，可以显著提高C/C复合材料的抗氧化性能与抗烧蚀性能[8]。
浆料浸渍法可能是在碳纤维预制体引入陶瓷组元最常用的方法。研究发现，陶瓷颗粒与纤维的直径比例对实现陶瓷颗粒的致密堆积非常重要。Binner等[8]采用线D碳纤维织物中引入HfB2浆料，得到碳纤维增强HfB2复合材料。氧-乙炔焰考核发现，当不同粒径的HfB2颗粒混合使用时，复合材料在氧-乙炔焰考核时表现出最好的抗烧蚀性能，图3为材料考核后的表面状态 [9-10]。此外，前驱体浸渍裂解、反应熔渗法也可用来制备低烧蚀防热材料。超高温低烧蚀防热材料的微观结构与制备工艺紧密相关，进而决定材料性能。Lazzeri[11]指出，采用两种或以上复合工艺可能是获得高性能低烧蚀防热材料的潜在方法。
图 3 低烧蚀复合材料经氧-乙炔焰考核后的表面形貌(2700℃/60 s)[9-10]
国内在C/C复合材料基体改性方面开展了大量研究工作。通过物理掺杂、化学络合等工艺方法在碳纤维织物中引入Hf、Zr、Ta、W等难熔金属组元的碳化物、硼化物及硅化物，制备出超高温本体抗氧化C/C复合材料，抗氧化烧蚀性能较C/C复合材料提高60%以上，图4是材料烧蚀后的形貌。此外，还通过在C/C复合材料内部引入多组元，制备了具有杂化基体的C/C-ZrC-SiC、C/C-HfC-SiC复合材料。通过陶瓷粉体和前驱体的组合使用，不但实现了多相组元的高效均匀引入，而且使材料具有良好的力学性能，弯曲强度和压缩强度均达到130 MPa以上。在室温到2 500℃以上典型环境风洞试验考核中表现出良好的抗烧蚀性能，实现了型号成功应用[12]。
在C/C复合材料中引入抗烧蚀组元是制备超高温低烧蚀防热材料的有效方法。材料的力学性能和抗烧蚀性能与材料组分和微观结构紧密相关。通过优化材料组元及引入方式，提高组元分布均匀性、减少颗粒团聚、降低裂纹缺陷、提高组分热匹配等措施研制耐温等级更高的超高温低烧蚀防热材料是该领域的发展重点。
树脂基烧蚀防热材料是一种为适应航天器热环境而研制的功能复合材料，用以防护飞行器结构在气动热环境中免遭烧毁破坏，具有防热效率高、比热容大、热导率低、制备周期短、成本低的特点。近几年，随着新型飞行器技术的发展，树脂基烧蚀防热材料轻量化及多功能化技术迅速发展，成为该类材料的研究热点，推动了技术进步，拓展了应用领域[13]。
NASA针对深空探测器热防护需求，设计并研制了具有梯度结构的树脂基轻质烧蚀防热材料(Heatshield for extreme entry environment technology，HEEET)。HEEET具有三维编织的双层结构，外层为烧蚀层，增强体为碳纤维；内层为隔热。