《表4 RCG及TUFI涂层性能参数[38-40]》

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《可重复使用热防护材料应用与研究进展》

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AETB-8[35]瓦属于第三代刚性瓦，由美国A-mes中心于20世纪90年代研制，是在FRCI瓦的基础上改进衍生而来。一方面，在AETB瓦的研制过程中发现，用直径为2～4μm的硼酸硅铝纤维替代原有11μm的硼酸硅铝纤维，会使其与直径为1～3μm的石英纤维在制备过程中混合更为均匀，从而保证在相同硼酸硅铝纤维掺混量的基础上，瓦的强度及耐温性均显著提升。另一方面，AETB瓦还在基体中引入了2～4μm氧化铝纤维来对FRCI瓦中硼酸硅铝纤维进行部分替代，使体系内氧化硼含量维持在一个相对较低的值，由于氧化铝纤维具有更高的耐温性，且氧化硼的含量得到进一步减少，使得瓦的耐温性得到进一步提升，但这种提升在一定程度上牺牲了瓦的力学强度（如表3所示）。与此同时，纤维种类与直径的调整虽然大幅提升了材料的耐温性和耐久性，但相比于大直径（11μm）硼酸硅铝纤维，小直径（2～4μm）纤维的使用对材料热膨胀系数的影响更为显著。因此需要结合实际使用需求对材料纤维种类及用量进行综合调整[36]。BRI-18[37]为波音公司于本世纪初研制，是由60%～80%的石英纤维与20%～40%的氧化铝纤维组成的二元纤维体系，采用0.1%-1%的含硼粉末（碳化硼等）作为烧结剂，同时使用少量碳化硅粉末作为抗辐射剂。相比于Ames中心研制的AETB瓦，BRI瓦采用B4C粉末作为烧结剂（高温产生氧化硼）来替代硅酸硼铝纤维，可实现体系中氧化硼含量的大幅降低，并达到良好的烧结效果，避免了大直径（11μm）硼酸硅铝纤维的使用。另外，通过优化纤维取向使大量纤维沿平面方向排布，进一步降低了厚度方向的固相传热，最终使得材料在具有与AETB瓦相似耐温性的同时具有更低的导热系数（见表3[33-37]）。关于涂层的选择，第一代陶瓷瓦主要采用的是RCG涂层[38]，第二代及第三代陶瓷瓦则逐渐采用增韧单层纤维隔热涂层（Toughened Uni-piece Fibrous，TUFI）。如表4所示[38-40]，二者均具有高发射率组分，主要区别在于RCG涂层更为致密，但只在基体表面形成薄薄的一层（约0.3 mm），而TUFI涂层的沉积质量更高，颗粒尺寸更小，不同于RCG涂层附着于瓦体表面的沉积模式，TUFI涂层会渗入瓦基体内部约3mm厚，并由外及里形成密度逐渐减小的梯度分布结构（如图6[39]所示），这种融合结构会大幅提升瓦的强度和抗冲击能力，当受到破坏性冲击时TUFI涂层处理后的瓦更倾向于形成凹坑而不是直接碎裂。如图7[39]所示，图中红框区域为采用TUFI涂层后的陶瓷瓦在轨道器飞行任务后的状态，相比于红框外的采用RCG涂层的陶瓷瓦，其表面状态良好，而其他陶瓷瓦则均存在不同程度的微粒撞击损伤[39]。但是，由于航天飞机大面积使用的LI瓦与TUFI涂层匹配性不好[39]，这种TUFI涂层+三代瓦的组合在航天飞机的应用范围较小。刚性陶瓷瓦具有轻质、耐温、隔热性能良好、可重复使用等优势，但也存在易碎、装配工作量大、检修和维护周期长成本高、吸水后结冰易开裂脱落等问题。这些问题给后期航天飞机的使用带来了不小的麻烦。其中，每次热防护层维护检修需要耗费近4万工时[41]，大大延长了航天飞机的发射间隔，降低了任务执行效率[42]。涂层技术、自动化装配及加工技术的发展，在一定程度上缓解了这些矛盾，使得刚性隔热瓦在后续一些高马赫数型号发展中仍然被沿用，如X-43A(3.66 m×1.53 m单次飞行，见图8[28，44]）、X-51(7.26 m×0.58 m单次飞行，见图8）、X-38(7.3 m×3.8 m，项目终止）、X-37B(8.9m×4.3m重复飞行，见3.4节）等，但如表5所示，相关飞行器在尺寸上比航天飞机轨道器小很多，因而刚性隔热瓦系统的装配、维护问题并不如航天飞机突出[41，43-44]。