轻质耐高温隔热材料在航空航天领域的发展与应用综述

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轻质耐高温隔热材料在航空航天领域的发展与应用综述（DOI: 10.3390/ma18102383）

随着航空航天技术的迅猛发展，飞行器面临的热环境愈发极端，对热防护系统提出了更高要求。轻质、高效的耐高温隔热材料成为保障飞行器结构安全、提升任务可靠性的关键。本文基于Zhang等人发表于《Materials》期刊的综述文章，系统梳理了当前航空航天领域主流的轻质高温隔热材料类型，包括柔性陶瓷纤维毡、刚性隔热瓦、气凝胶及多层绝热结构（MLI），分析其结构特点、热防护机制及应用场景，并展望未来发展方向。

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关键词：轻质隔热材料；高温热防护；陶瓷纤维毡；气凝胶；多层绝热结构

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在航空航天任务中，飞行器常面临再入、高速飞行等极端热环境，热防护系统（TPS）必须有效隔绝高温，保障内部结构和人员安全。传统热防护材料在重量、柔性、耐温性等方面存在局限，难以满足新一代飞行器对轻量化、高效隔热的双重需求。因此，开发新型轻质高温隔热材料成为当前研究热点。

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二、柔性陶瓷纤维毡
柔性陶瓷纤维毡由石英、铝硼硅酸盐或碳化硅等陶瓷纤维构成，具有良好的柔韧性、低密度和优异的耐高温性能。代表性材料包括：

• FRSI（柔性可重复使用表面绝热材料）：耐温达815°C；
• AFRSI（先进柔性可重复使用表面绝热材料）：导热系数低至0.033 W/(m·K)，耐温达1037°C；
• TABI与CFBI：采用碳化硅或铝硼硅酸盐纤维，耐温达1300°C；
• CRI（共形可重复使用绝热材料）：外层为陶瓷涂层，耐温高达1204°C，已应用于X-37B飞行器。
  

柔性毡体适用于飞行器舵面、机翼等非承载区域，具备良好的热防护与结构适应性，但其力学性能和长期稳定性仍需进一步提升。

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三、刚性隔热瓦
刚性隔热瓦由多孔陶瓷基体与高辐射表面涂层构成，具有极低的热导率和良好的高温结构稳定性。其典型代表包括：

• LI-900 与 LI-2200：由纯石英纤维制成，前者密度低、导热系数小，后者强度更高；
• FRCI-12：引入铝硼硅酸盐纤维，耐温提升但热导率略高；
• AETB-8：采用更细纤维与氧化铝增强，综合性能更优；
• BRI-18：含硼烧结剂与碳化硅颗粒，导热系数最低达0.03 W/(m·K)。
  

尽管刚性瓦在航天飞机等任务中表现优异，但其脆性大、易开裂、维护成本高，限制了其在可重复使用飞行器中的广泛应用。

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四、气凝胶材料
气凝胶是一种具有纳米多孔结构的超轻材料，其导热系数极低（常温下可低至0.013 W/(m·K)），在航天器热防护中应用日益广泛：

• SiO₂气凝胶：用于火星车、航天飞机等，耐低温至−100°C；
• 铝硅酸盐气凝胶复合材料：耐温可达800–1000°C；
• 氧化铝–二氧化硅复合气凝胶：在1100°C下仍保持结构稳定，导热系数为0.057 W/(m·K)；
• SiC涂层增强气凝胶：通过增强辐射屏蔽能力，有效降低高温热导率。
  

尽管气凝胶具备优异的隔热性能，但其在600–1000°C易发生烧结和结构塌陷，限制了其在极端高温环境中的长期应用。未来需通过组分调控、纤维增强等手段提升其热稳定性。

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五、多层绝热结构（MLI）
MLI通过高反射金属箔与低导热间隔层交替叠加，显著抑制辐射传热，适用于高真空环境。其特点包括：

• 低温MLI：采用镀铝聚酯薄膜，导热系数低至10⁻⁴ W/(m·K)，广泛用于卫星、深空探测器；
• 高温MLI：使用纯金属箔（如钼、钛、锆）与氧化物纤维（如石英、氧化锆）间隔层，耐温可达1700°C；
• 应用实例：美国“旅行者号”探测器RTG系统采用60层钼箔/石英纤维结构，在1000°C下导热系数为10⁻²–10⁻³ W/(m·K)。
  

高温MLI面临的主要挑战是金属层间粘结、界面扩散、重量过大等问题。未来需开发更轻、更稳定的反射层与间隔层材料，并优化层间结构以提升整体性能。

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六、未来发展趋势

• 多功能复合设计：将气凝胶与陶瓷毡、MLI等结构复合，实现梯度隔热与力学增强；
• 纳米结构调控：通过引入纳米纤维、涂层或颗粒，提升材料的热稳定性与力学性能；
• 智能热防护系统：开发具备自适应、自修复能力的热防护材料，提升系统在极端环境下的可靠性；
• 轻量化与低成本化：优化材料组分与制造工艺，降低系统重量与维护成本，适应可重复使用飞行器需求；
• 高温稳定气凝胶：研发耐温1200°C以上的气凝胶体系，拓展其在高超声速飞行器中的应用。
  

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七、结语
轻质高温隔热材料是航空航天热防护系统的核心组成部分。柔性陶瓷毡、刚性隔热瓦、气凝胶与多层绝热结构各具优势，在不同应用场景中发挥着重要作用。未来，随着材料科学、纳米技术与智能制造的发展，新一代热防护材料将更加轻质、高效、智能，为深空探测、高超声速飞行和可重复使用航天器提供坚实保障。