空天飞行器超轻质防隔热一体化复合材料研究进展与展望

原文发表于《科技导报》2026 年第13 期 《空天飞行器超轻质防隔热一体化复合材料研究进展与展望 》

新一代高马赫数空天飞行器正面临“热-力-化”多场耦合作用下极端“新热障”的严峻挑战，对热防护系统提出了轻量化、高效隔热、可重复使用及多功能一体化等严苛要求。《科技导报》邀请哈尔滨工业大学金翔宇副研究员、北京交通大学物理科学与工程学院张如炳教授团队撰写文章，聚焦“防隔热一体化”这一核心目标，系统梳理了轻质烧蚀防隔热复合材料、可重复使用刚性隔热瓦及其一体化结构、耐高温气凝胶复合材料及柔性热防护复合材料4类关键材料体系的研究进展，揭示了材料技术正经历从“单一材料性能优化”向“材料-结构-工艺一体化协同设计”的范式转变，并提出了多尺度协同设计、可重复使用机理深化、智能化多功能集成及低成本高效制造等未来重点突破方向，旨在为空天飞行器热防护技术的体系化创新与跨越式发展提供系统的理论支撑与清晰的技术路径。

以可重复使用火箭、新一代载人飞船、空天往返飞行器为代表的新一代高马赫数飞行器是空间战略投送、快速抵达、天地往返等核心能力的物理载体。这些飞行器运行轨迹横跨地表至深空的广阔空域，服役过程中面临极为严酷且动态变化的“热-力-化”多场耦合极端环境。飞行器不同部位与飞行阶段引起的服役环境差异巨大，基于单一材料或单一机制的传统热防护方案已难以为继，对热防护系统（TPS）的设计与材料选择提出了前所未有的挑战：新一代热防护材料体系必须兼具耐极端高温与抗烧蚀、高效隔热与轻量化、抗热冲击与疲劳、可重复使用与长寿命、多功能一体化等综合性能。本文聚焦轻质烧蚀防隔热复合材料、刚性隔热瓦、耐高温气凝胶复合材料及柔性热防护复合材料4大体系，系统梳理从“烧蚀防护”到“可重复使用”，再到“多功能一体化”的技术演进路径。

1 轻质烧蚀防隔热复合材料

烧蚀防热的本质在于通过消耗自身来实现高效热量耗散，其核心机理可概括为“分解、成炭、气膜”三重协同防护机制。从增强体结构形式来看，轻质烧蚀防隔热复合材料主要分为蜂窝增强与纤维增强两大类。

1.1 蜂窝增强树脂基复合材料

蜂窝增强树脂基复合材料以AVCOAT、H88、H96等为典型代表，通过仿生蜂窝结构与树脂基体的协同实现复杂环境下的轻量化热防护。美国AVCOAT材料以酚醛玻璃钢为蜂窝芯，填充环氧/酚醛树脂基体，密度约0.55 g/cm³，热导率约0.12 W/(m·K)，其改进型AVCOAT 5029-39H/CG已成功应用于“猎户座”飞船防热大底，能够抵御月球返回时高达3000 K的极端高温。中国神舟系列飞船在迎风面采用高密度H96材料、背风面使用较轻H88材料，通过差异化设计实现整体减重。天问一号火星探测器采用新一代蜂窝增强烧蚀防热体系，密度突破性降至0.36 g/cm³，可承受高达1.5 MW/m²的热流密度，并适应以CO₂为主的特殊气氛，兼顾了轻质化、耐烧蚀性能与承载能力（图1）。

图1 蜂窝增强树脂基烧蚀材料

该类材料仍存在密度偏高、力学强度不足等问题，研发兼具更低密度与更高防热效率的轻质烧蚀树脂基复合材料是突破瓶颈的关键方向。

1.2 短切纤维增强酚醛气凝胶复合材料

短切纤维增强酚醛气凝胶复合材料以短切纤维为增强骨架、酚醛树脂气凝胶为基体，协同发挥短切纤维的力学增强特性与酚醛气凝胶的防隔热功能。典型代表酚醛浸渍碳烧蚀材料（PICA）密度仅0.22~0.32 g/cm³，在“星尘号”任务中承受了高达1200 W/cm²的热流密度，确保舱内温度低于250℃（图2）。SpaceX公司进一步开发出商用低成本的PICA-X，应用于“龙”系列飞船。哈尔滨工业大学将短切碳纤维分散在Si/PR气凝胶前驱体溶液中制备CF/Si/PR复合材料，在热流密度3.7 MW/m²的电弧风洞考核中表面温度超2000℃，内部最大温升仅100℃。然而，短切纤维体系仍受限于“准各向同性”网络结构，面内方向断裂韧性较低。

图2 PICA和C-PICA组合构件考核前后的宏观形貌

（a）、（b）烧蚀前；（c）、（d）烧蚀后

1.3 连续纤维增强酚醛气凝胶复合材料

为突破力学性能瓶颈，研究者采用连续纤维织物或毡体作为增强体。美国航空航天局（NASA）开发了保形酚醛树脂浸渍碳烧蚀材料（C-PICA），采用柔性连续碳/陶瓷纤维毡为增强体，在热流密度3.8 MW/m²环境中表面温度稳定在2700℃左右。哈尔滨工业大学提出纤维织物-基体-界面协同设计，开发出石英纤维、碳纤维及碳/石英混杂纤维增强SiOC改性酚醛气凝胶复合材料体系，可分别满足中低温（<1800℃）、高温（<2200℃）和超高温（>2500℃）服役需求（图3）。哈尔滨工业大学研制的NF新型轻质烧蚀防热材料密度0.3~0.8 g/cm³、热导率低于0.06 W/(m·K)，可承受超3000℃热流冲击，已应用于中国新一代载人飞船试验船并于2020年完成飞行试验验证。针对“抗烧蚀性能与低密度需求难兼容”的核心矛盾，梯度化结构设计成为关键解决路径（图4，图5）。

图3 连续纤维增强的SiOC改性酚醛基复合材料的结构、性能与应用示例

图4 PSZ-PR/CF复合材料的制备与反应机理

图5 抗氧化石英/酚醛气凝胶复合材料（QFPS）的制备与微观结构

典型轻质烧蚀防隔热复合材料体系对比如表1所示。

表1 典型轻质烧蚀防隔热复合材料体系对比

1.4 技术挑战与发展瓶颈

轻质烧蚀材料面临轻量化与抗烧蚀性的固有矛盾、烧蚀的“消耗性”本质限制重复使用场景、烧蚀过程精确建模极具挑战等根本性问题。产业化方面则面临复杂成型工艺与高成本、性能一致性与可靠性控制困难、定制化设计与快速响应能力不足等瓶颈。

2 刚性隔热瓦

刚性隔热瓦是典型的被动防热材料，其隔热性能依赖“低热导率纤维骨架”与“高辐射表面涂层”的协同作用。其技术演进的核心方向是在轻量化、耐温极限、力学可靠性及尺寸稳定性等关键参数之间实现最优匹配。

2.1 石英纤维隔热瓦

石英纤维隔热瓦是第1代刚性隔热瓦材料，代表产品为Lockheed公司1972年开发的LI-900系列（密度0.14 g/cm³）及其改进型LI-2200（引入SiC遮光剂，耐温1260℃）。NASA研制了AIM隔热瓦，密度0.11~0.45 g/cm³，可在超1100℃长期使用。国防科技大学开发了新型热响应自陶瓷化玻璃纤维刚性隔热瓦，密度0.44 g/cm³，压缩强度1.58 MPa，1300℃加热600 s后无后退。硼硅酸铝纤维的引入标志着第2代隔热瓦的诞生，代表为纤维耐火复合隔热瓦（FRCI），由78%石英纤维和22%硼硅酸铝纤维组成，密度约0.2 g/cm³，长期耐受温度提升至1315℃。

2.2 氧化铝纤维隔热瓦

氧化铝纤维增强热障材料（AETB）密度约0.20 g/cm³，最高使用温度从1320℃提升至1597℃，抗压强度0.837 MPa。高温特性材料（HTP）引入BN延缓方石英析晶。NASA还开发了BRI系列隔热瓦，耐温达1540℃，成功应用于X-37B等飞行器。国内哈尔滨工业大学制备的氧化硅-氧化铝复合高温隔热瓦密度0.2~0.5 g/cm³可控，1200℃可循环使用10次。

2.3 莫来石纤维隔热瓦

莫来石纤维（3Al₂O₃·2SiO₂）长期使用温度超1400℃，高温收缩率极低。山东工业陶瓷研究设计院制备的莫来石纤维隔热瓦密度0.21~0.34 g/cm³，压缩强度达2.73 MPa。航天材料及工艺研究所结合SiO₂气凝胶填充技术，使热阻提升50%。哈尔滨工业大学报道的莫来石纤维增强酚醛气凝胶复合材料压缩强度达4.56 MPa，室温热导率仅0.041 W/(m·K)，经风洞烧蚀考核后背温仅242℃（图6）。

图6 陶瓷纤维刚性隔热瓦增强酚醛气凝胶复合材料的制备与微观形貌

2.4 增韧型单片纤维增强抗氧化复合材料

增韧型单片纤维增强抗氧化复合材料（TUFROC）代表了从传统多层结构向一体化协同防护的重要突破，采用“外层抗烧蚀-内层隔热”的双层协同结构，耐温极限达1697℃，密度仅为增强C/C复合材料的1/4，成本仅为增强C/C的1/10，已成功应用于X-37B空天飞机关键部位（图7）。SpaceX星舰表面使用约20000块新型六边形隔热瓦，耐温极限达1650℃，并通过“发射-在轨飞行-受控落水”完整闭环验证（图8）。各代刚性隔热瓦代表性体系对比如表2所示。

图7 轻质非烧蚀热防护系统在X-37B中的应用

图8 新型陶瓷隔热瓦应用于“星舰”的热防护核心系统

表2 各代刚性陶瓷隔热瓦代表性体系对比

2.5 技术挑战与发展瓶颈

刚性隔热瓦面临本征脆性与抗冲击能力不足、热应力匹配与连接可靠性问题、长期高温环境下的性能退化、制造成本高昂且安装维护复杂等制约。

3 耐高温气凝胶复合材料

气凝胶凭借其纳米多孔网络结构，室温热导率最低可达0.010 W/(m·K)，为目前隔热最优的固体材料。按化学成分分类，适用于可重复使用场景的气凝胶可分为氧化物气凝胶与非氧化物陶瓷气凝胶。

3.1 二氧化硅气凝胶复合材料

二氧化硅气凝胶是研究历史最长、应用范围最广的气凝胶材料。美国阿斯彭和卡博特公司已形成覆盖-200~650℃温域的系列化产品（图9）。航天特种材料及工艺技术研究所率先研制出使用温度达1200℃的高温型二氧化硅气凝胶复合材料，经1200℃/0.5 h考核后线收缩率仅3%，室温热导率≤0.024 W/(m·K)，并基于三明治防隔热一体化设计开发了缝合一体化成型技术（图10），高速飞行器大面积TPS及天问一号火星探测器隔热屏。国内多家单位对二氧化硅气凝胶的可重复使用性进行了摸底研究，国防科技大学制备的中温型材料经400℃/1800 s的10次循环加热后，室温热导率维持在0.018 W/(m·K)（图11）。发展耐高温疏水层构建技术、骨架结构强化技术及疏水层快速修复技术是实现可重复使用的关键（图12）。

图9 美国阿斯彭公司气凝胶产品及应用照片

图10 耐高温二氧化硅气凝胶复合材料与纳米纤维二氧化硅气凝胶材料

图11 高温型二氧化硅气凝胶20次重复考核后尺寸和微观结构变化

图12 结构强健Al₂O₃-SiO₂复合气凝胶

3.2 氧化铝气凝胶复合材料

氧化铝气凝胶熔点高达2054℃，是潜在的耐高温轻质隔热材料。航天特种材料及工艺技术研究所提出“稳定纳米结构单元”设计理念，以勃姆石纳米棒为基元构建Al—O—Si共价桥接网络，首次实现1400℃结构完整。山东大学采用α-Al₂O₃纳米片为结构单元制备的气凝胶在1600℃烧30 min后线收缩率仅2.7%~3.6%（图13）。国防科技大学发展了碳包覆Al₂O₃纳米棒气凝胶，接触角达168°，展现出优异的环境耐久性。

图13 面向热防护应用的氧化铝气凝胶复合材料结构设计与功能化示意

3.3 非氧化物陶瓷气凝胶复合材料

非氧化物陶瓷气凝胶（碳化物、氮化物、硼化物）因其耐高温、超轻质、耐腐蚀等优势受到广泛关注。碳气凝胶通过复合材料策略正系统解决力学性能差、易氧化及难成型等瓶颈。SiC气凝胶在空气中可耐受1200℃，惰性气氛下达1500℃，采用化学气相沉积技术制备的SiC纳米线气凝胶展现出良好柔性（图14）。SiOC、SiCN等复合气凝胶在柔性复合与功能化方面取得进展。氮化硅（Si₃N₄）气凝胶在高马赫数飞行器透波隔热部件中具有应用潜力（图15）。以石墨烯气凝胶为模板构建的层状双壁结构BN气凝胶热导率仅0.02 W/(m·K)（图16）。

图14 非氧化物陶瓷气凝胶的微观结构及制备流程示意

图15 Si₃N₄基气凝胶的多类型结构构筑与制备示意

图16 BN气凝胶材料的结构设计与制备

3.4 新型超高温气凝胶复合材料

新型超高温气凝胶主要包括高熵陶瓷气凝胶、镁铝尖晶石气凝胶和超高温陶瓷气凝胶。高熵陶瓷气凝胶通过多组元固溶体相在1400℃仍保持完整三维网络结构，兼具良好强度（图17）。镁铝尖晶石（MgAl₂O₄）气凝胶在1500℃仍表现出卓越的热稳定性。超高温陶瓷（Zr、Hf硼化物/碳化物）在2000℃及以上具有热稳定性，是发展超高温隔热材料的理想体系。不同化学成分气凝胶复合材料的主要体系对比如表3所示。

图17 新型超高温气凝胶复合材料的微观结构、制备工艺及综合性能对比

表3 耐高温气凝胶复合材料主要体系对比

3.5 技术挑战与发展瓶颈

气凝胶面临疏水层的长效耐温性与快速修复、纳米多孔骨架的湿热稳定性、高温下的结构烧结与辐射传热激增3大核心瓶颈。产业化方面则面临核心工艺装备与成本壁垒、大型异形构件制造技术匮乏、工程应用标准与长周期考核数据空白等挑战。

4 柔性热防护复合材料

柔性热防护复合材料能够在承受极端高温的同时，通过自身形变有效适应结构位移与振动。2大研究方向最具潜力：柔性陶瓷纤维毡与柔性气凝胶。

4.1 柔性陶瓷纤维毡复合材料

石英纤维隔热毡复合材料以高纯度无定形SiO₂纤维为原料，长期使用温度1000℃。南京航空航天大学报道了一种3层梯度针刺石英纤维毡增强SiO₂陶瓷/气凝胶复合材料，在保持整体柔性的同时可抵抗高温气流冲刷，实现抗烧蚀、高效隔热与力学性能的一体化（图18）。莫来石纤维隔热毡复合材料耐温性更优（>1200℃），天津大学制备的弹性莫来石纤维多孔材料在1500℃热处理后纤维结构仍保持完整，室温抗压回弹率高达92.9%（图19）。天津工业大学制备的连续莫来石纤维增强层状多孔复合材料抗压强度提升至4.25 MPa。

图18 QF-SA复合材料合成示意

图19 模压成型与真空抽滤相结合的工艺

4.2 柔性气凝胶复合材料

柔性气凝胶复合材料根据基体材料体系主要分为陶瓷基、聚合物基和有机-无机杂化3类。陶瓷基柔性气凝胶中，采用MTMS部分替代TEOS制备的SiO₂气凝胶压缩回弹率可达80%。纤维复合增强是提升力学性能的工程可行手段，添加5%~10%体积分数的陶瓷纤维可使拉伸强度提高3~5倍，导热系数仍低于0.025 W/(m·K)（图20）。聚合物基柔性气凝胶以聚酰亚胺（PI）气凝胶为代表，NASA通过多功能交联剂或引入长柔性链段制备出低密度（约0.1 g/cm³）、高回弹的柔性PI气凝胶（图21）。有机-无机杂化气凝胶中，PI-SiO₂杂化气凝胶通过受限收缩策略使400℃处理1 h后线性收缩率仅6.2%，导热系数低至0.027 W/(m·K)（图22）。同济大学利用冰模板法制备的Al-MNB气凝胶可承受80%压缩应变，1300℃火焰下燃烧300 s后背温仅68.6℃。柔性热防护复合材料2大技术路线对比总结如表4所示。

图20 纤维增强与本征柔性二氧化硅气凝胶的结构设计

图21 柔性PI气凝胶膜的制备方法

图22 聚酰亚胺-二氧化硅气凝胶的化学结构及其高温热稳定性

表4 柔性热防护复合材料主要技术路线对比

4.3 技术挑战与发展瓶颈

柔性热防护材料面临高温下柔韧性难以保持、轻量化与力学强度及隔热性能难以兼顾、复杂服役环境下耐久性考验、制备工艺复杂成本高等挑战。产业化瓶颈同样突出：规模化制备工艺不成熟、性能稳定性与批次再现性差、缺乏标准化测试评价方法与应用数据库。

5 总结与展望

新一代空天飞行器极端、动态且耦合的“新热障”环境，对热防护材料提出了前所未有的挑战。本文系统综述了轻质烧蚀防隔热复合材料、刚性隔热瓦、耐高温气凝胶复合材料及柔性热防护复合材料4大体系的研究进展如表5所示。

表5 空天飞行器主要热防护材料体系对比

烧蚀材料正从“一次消耗”向“性能可设计”与“有限重复使用”演进；刚性隔热瓦历经组分迭代，结合TUFROC等防隔热一体化结构创新，实现可重复使用能力的跨越；气凝胶复合材料凭借纳米多孔结构的极致隔热潜力，成为轻质高效热防护的突破口；柔性热防护材料为复杂曲面和活动部位提供应变协调性优异的解决方案。

展望未来，单一材料的性能优化已接近瓶颈，热防护技术的发展必然走向“材料-结构-工艺”一体化设计与“主动-被动”协同防护的新范式。具体而言：（1）多尺度协同设计，在原子/分子、纳米/微米、宏观尺度实现功能梯度与智能集成；（2）深化可重复使用机理，建立多物理场耦合下的性能退化评价体系与寿命预测模型；（3）智能化与多功能集成，发展集成传感、自诊断甚至自适应调节能力的智能TPS；（4）低成本高效制造，推动增材制造、原位成型等先进工艺发展。最终通过多学科深度交叉融合，推动防隔热一体化复合材料实现从“满足设计约束”到“引领飞行器构型与任务能力创新”的根本性变革。

本文作者：金翔宇、张如炳、刘瑞祥、王玮、黄红岩、刘红花、孙健程、王蒙蒙、张晓林、李文静、洪长青、张幸红、韩杰才

作者简介：金翔宇，哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术国家级重点实验室，副研究员，研究方向为轻质微烧蚀热防护复合材料设计；张如炳（共同第一作者），北京交通大学物理科学与工程学院，教授，研究方向为柔性热防护材料与结构；李文静（通信作者），航天特种材料及工艺技术研究所，研究员，研究方向为先进热防护材料；洪长青（共同通信作者），哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术国家级重点实验室，教授，研究方向为轻质烧蚀型热防护材料。

文章来 源 ： 金翔宇, 张如炳, 刘瑞祥, 等. 空天飞行器超轻质防隔热一体化复合材料研究进展与展望[J]. 科技导报, 2026, 44(13): 40-63.

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