热保护系统(Thermal protection system, TPS)是开发可重复使用飞行器的关键技术之一^[1-2]。超声速航天器载入时，将受到严重的气动加热^[3-4]，为避免机身再入时不被气动热焚毁，保证内部器件在适当的温度范围内正常工作，需要采用高效隔热材料与技术^[5-7]，阻止外部热量向结构内部传递。现有的高温隔热材料有相变隔热材料、无机纤维多孔材料及颗粒型隔热材料等多种材料^[8]。到目前为止，各国已经设计开发出了多种可重复使用的热防护系统^[9]，如表 1所示，在高温区各国均普遍采用C/C和C/SiC复合材料作为高温区隔热材料，但是这种材料导热系数大，往往需要很厚才能起到防热效果，大大增加了飞行器的重量。

随着航天技术的发展，高超声速飞行器的热防护系统开始转向以非金属为主体的陶瓷瓦热防护，热防护类型也从烧蚀型热防护转向非烧蚀热防护。美国下一代可重复使用运载器Micro-X概念验证机中，一种外部应用且可重复使用的隔热系统——陶瓷基复合材料(Ceramic matrix composites，CMCs)瓦的主体材料是CRI隔热毡，这种隔热毡内部隔热层由高温Nextel陶瓷纤维织物组成^[10-11]。以X-37B为代表的新一代空天飞行器，采用了非烧蚀防热方案，美国X-37B飞行器采用的单片增韧抗氧化复合结构(TUFROC)材料代表了美国非烧蚀轻质热防护的成熟技术水平^[12]。在高温隔热这一领域，中国近些年也开展了隔热瓦的研制和性能改进研究^[13-14]。

针对中国对高温隔热材料的迫切需求，作者课题组前期对耐高温陶瓷基复合材料的隔热结构设计和性能进行了系统研究^[15-16]，基于此本文研究了一种新型高温真空绝热板(Vacuum insulation panel，VIP)，这种复合材料是基于隔热结构和真空绝热原理而设计的^[17-18]。图 1为高温VIP的外观图片及其结构原理图，其隔热原理在于：材料内部真空，以此减少气体的对流和传导，显著降低材料的热导率。其内部为多孔的SiC泡沫芯材，是一种优异的高温绝热材料；外部为碳纤维增强陶瓷基复合材料的密封层，具有优异的高温热稳定性、抗氧化和抗烧蚀性能。这种新型复合材料与传统陶瓷材料相比具有密度低、导热系数低等优点，因此在航空运载火箭中可用来替代传统陶瓷材料，保护热薄弱区域。

1 实验

本文实验原料主要包括SiC泡沫和碳纤维布，芯材主要是由苏州德鑫陶瓷新材料有限公司提供的SiC泡沫，尺寸为150 mm×150 mm×22 mm，孔隙率为85%；外壳层为南京玻璃纤维研究院所提供的斜纹碳纤维布叠层包覆而成。图 2为高温VIP的制造流程图，为了防止在CVI过程中热解碳(PyC)渗透到芯材当中，首先用厚度为0.03 mm的石墨纸包覆在碳化硅芯材表面，然后用3~5层碳纤维布进行包覆，每一层纤维布用固化剂进行固定，之后先对试样进行CVI渗透工艺，沉积时间为200 h，制备出相对致密的C/C外壳层；然后采用循环PIP工艺浸渍酚醛树脂溶液填封外壳层中残留的空隙，并在真空环境下高温热解形成玻璃碳基体；最后进行低压CVD工艺，制备致密碳化硅涂层，对材料进行整体致密化封装，得到内部真空的高温VIP材料，经过测量此材料密度为0.81 g/cm³。

通过电子万能试验机(SANS CMT5105) 进行高温VIP的抗压性能测试，将样品切割成尺寸为2 cm×2 cm的小样，样品的上下表面垫有1 mm厚的草纸板且与水平面平行，压缩速率为0.1 mm/min。

通过水流量平板法测量材料的有效导热系数^[19]。图 3为水流量平板法设备原理图，将装置根据测量标准加热到测试温度，待装置内部达到稳定状态时，分别测出试样冷热表面的温度、水流量，根据式(1) 计算出材料的有效的热导率。

$\lambda {\rm{ = }}Q \cdot \delta /\left( {A \cdot \Delta T} \right)$

(1)

式中：λ为材料的实际导热系数(W/(m·K))；Q为单位时间内水吸收的热量(W)；δ为试样的厚度(m)；A为试样的表面积(m²)；ΔT为试样冷热表面温差(K)。由此可见，水吸收的热量与水的比热容、流量、温差成正比，即

$Q = C \cdot m \cdot \Delta t$

(2)

式中：C为水的比热容(J/(g·K))；m为水的流量(g/s)；Δt为试样冷热表面温差(K)。

2 结果与讨论 2.1 外壳层微观结构特征

外壳层的密封性能决定高温VIP的真空绝热性能。图 4为外壳层在不同阶段下的微观形貌。图 4(a)为CVI热解碳工艺后外壳层的界面。由图可知，在经过CVI工艺后，外壳层内部尤其在纤维束之间，依然存在大量孔隙，从而影响材料的密封性能。图 4(b)为采用PIP工艺制备玻璃碳，从而填封残留孔隙。玻璃碳形态类似玻璃，呈无定型态，具有致密的结构，有利于外壳层致密化。由图 4(b)可以看出，玻璃碳填封孔洞，避免了贯穿性孔洞产生。图 4(c，d)为CVD碳化硅后的截面和表面形貌，由图可知碳化硅涂层致密，表面并无微裂纹产生，且SiC涂层渗透进C/C外壳层的内部，进一步填封孔隙，从而能够阻止外界气体的渗入。

2.2 压缩实验

图 5为试样压缩载荷-位移曲线图，SiC芯材骨架的孔隙度和厚度对试样抗压强度起决定性的作用。在室温下，试样的最大载荷为3.5 kN，抗压强度约为8.75 MPa。

从图 5中可以看出，压缩载荷曲线分为3个阶段：第Ⅰ阶段，载荷较低，由于初始载荷在外层，且外层和芯材之间存在一定缝隙，随着位移的增加缝隙逐渐消失，载荷开始急剧增加；第Ⅱ阶段，试样的形变为非线性形变，随着载荷的增加试样内部逐渐产生裂纹，初始裂纹增长同时导致碳化硅骨架的弹性变形，随着裂纹逐渐生长至SiC骨架表面，骨架将会断裂；第Ⅲ阶段，曲线开始出现锯齿，表明SiC骨架开始断裂，骨架之间相互搭接，在Ⅲ初始阶段大部分骨架依然保持完整，因此载荷能够继续增加。随着载荷的继续增加，材料内部压力急剧降低，在这个阶段中大部分SiC骨架断裂，骨架内部产生大量裂纹，随着载荷继续增加，断裂的SiC骨架相互挤压，当SiC骨架完全断裂时载荷逐渐降低直至完全消失。

2.3 有效导热系数

对于多孔材料而言，热量的传递主要由气体对流λ_c和热传导λ_g、固体骨架热传导λ_s和热辐射λ_r四部分组成，忽略不同传热之间的耦合效应，总的有效导热系数λ_e为4个传热方式导热系数之和，即^[20]

${\lambda _{\rm{e}}}{\rm{ = }}{\lambda _{\rm{c}}} + {\lambda _{\rm{g}}} + {\lambda _{\rm{s}}} + {\lambda _{\rm{r}}}$

(3)

图 6为高温VIP与SiC泡沫的导热系数与温度的关系图，其中纵坐标为高温VIP和SiC泡沫的有效导热系数，横坐标为实际温度。从图 6中可以看出，随着温度的升高，两者的导热系数均呈现上升趋势，因为在高温下热辐射为最主要的传热方式。实际上，多孔材料的导热系数与辐射的温度T_R有关，即

${\lambda _{\rm{r}}}{\rm{ = }}4{\sigma _{\rm{B}}}\varepsilon {n^2}dT_{\rm{R}}^3$

(4)

式中：σ_B为玻尔兹曼常数；ε为材料的辐射系数；n为折射率；d为孔隙直径。由图 6可知，在100~900℃，高温VIP导热系数(0.20~1.16 W/mK)要低于碳化硅泡沫的导热系数(0.32~1.59 W/mK)，这主要是由于高温VIP内部真空有效阻隔了气体的导热以及对流换热，从而使得高温VIP复合材料高温下的导热系数低于碳化硅泡沫材料。但是由于C/C外壳层热桥作用的影响，导致高温VIP复合材料高温下的导热系数降低得并不显著。

图 7为高温VIP与C/C和C/SiC的导热系数对比。由图可知2.5D C/C和2.5D C/SiC复合材料导热系数随着温度的升高而降低。随着温度升高，声子的振动频率加快，声子间散射的路程长急剧减小，平均自由程随之减小，结果使得导热系数随温度的升高而下降。通过对比可以看出，高温VIP的导数系数要比C/C和C/SiC复合材料低一个数量级，具有优异的隔热特性。由于高温VIP材料内部真空且为多孔结构，其传热主要为辐射传热，并非固相传热，因此导热系数呈上升趋势，但依然要远低于C/C和C/SiC复合材料的导热系数。

3 结论

本文提出一种内部为真空的新型高温真空绝热板，并对其力学性能与有效导热系数展开了研究，得到以下结论：

(1) 在压缩实验过程中，随着载荷的增加，外壳层与内部芯材之间距离逐渐缩小至0，继续施加载荷，内部SiC泡沫骨架经历初始断裂、挤压、完全断裂3个过程，材料的力学性能主要由芯材决定。

(2) 高温VIP通过CVI+PIP处理外壳层，使得内部为真空状态时，气体不存在热对流与热交换，只有热辐射与固体骨架的热传导，大大降低了导热系数。

(3) 制备的致密碳纤维增强复合材料，材料内部为真空状态，材料密度为0.81 g/cm³，抗压强度为8.75 MPa。当温度为100~900 ℃时，高温VIP有效导热系数从0.20 W/mK逐渐增加到1.16 W/mK，比C/C和C/SiC复合材料低一个数量级。