烧蚀材料

烧蚀材料
、简介：
高速飞行的陨星进入大气层与空气剧烈摩擦，会发生猛烈燃烧而发出的光亮。

当宇宙航天器完成任务返回地球时，面临着与陨星同样的残酷生存环境。

研究表明，当宇宙飞行器的飞行速度达到倍声速时，其前端温度可达℃；当飞行速度为倍声速时，可达℃。

宇宙飞行器邀游太空归来，到达离地面～千米时，速度仍然保持在声速的多倍，温度在℃以上，这样的高温足以把航天器化作一团烈火。

高速导致高温，这似乎是一道不可逾越的障碍，人们把这种障碍称为热障。

显然热障并没有阻挡住人类挺进宇宙的步伐，那么科学家们是如何克服热障。

陨石穿越太空到达地球的神奇经历给了科学家们以特殊的启迪。

分析陨石的成分和结构发现，陨石表面虽然已经熔融，但内部的化学成分没有发生变化。

这说明陨石在下落过程中，表面因摩擦生热达到几千度高温而熔融，但由于穿过大气层的时间很短，热量来不及传到陨石内部。

给宇宙飞行器的头部戴一顶用烧蚀材料制成的“盔甲”，把摩擦产生的热量消耗在烧蚀材料的熔触、气化等一系列物理和化学变化中，“丢卒保车”，就能达到保护宇宙飞行器的目的。

导弹和航天器再入大气层时，处于严重的气动加热环境中，温度急剧升高。

洲际导弹如以马赫数～再入大气层，头部驻点温度可高达～°,如不采取特别措施来克服气动加热所造成的“热障”，弹头便会在空中烧毁。

解决再入时的防热问题是发展中、远程导弹的一项极为重要的技术。

由于烧蚀材料的发展和应用，洲际导弹的战斗部才有可能再入大气层命中目标，载人飞船和航天飞机才有可能按预定轨道返回地面。

一位宇航员描述了宇宙飞船闯过热障的壮观景象：飞船进入大气层，首先从舷窗中看到烟雾，然后出现五彩缤纷的火焰，同时发出噼噼啪啪的声音。

这是飞船头部的烧蚀材料在燃烧，它们牺牲了自己，把飞船内的温度始终维持在常温范围，保护飞船平安返回地面。

、性能要求：
作为烧蚀材料，要求气化热大，热容量大，绝热性好，向外界辐射热量的功能强。

烧蚀材料有多种，陶瓷是其中的佼佼者，而纤维补强陶瓷材料是最佳选择。

近年来，研制成功了许多具有高强度。

高弹性模量的纤维，如碳纤维、硼纤维、碳化锆纤维和氧化铝纤维，用它们制成的碳化物、氨化物复合陶瓷是优异的烧蚀材料，成为航天飞行器的不破盔甲。

、分类和组成：
烧蚀材料按烧蚀机理分为升华型、熔化型和碳化型三类。

聚四氟乙烯（泰氟隆）、石墨、碳碳复合材料属于升华型烧蚀材料。

其中的碳碳复合材料是用碳（石墨）纤维或织物为增强材料，用沉积碳或浸渍碳为基体制成的复合材料。

碳在高温下升华，吸收热量，而且碳还是一种辐射系数较高的材料，因而有很好的抗烧蚀性能。

石英和玻璃类材料属于熔化型烧蚀材料，它的主要成分是二氧化硅，例如高硅氧玻璃内含二氧化硅％～％。

二氧化硅在高温下有很高的粘度,熔融的液态膜具有抵抗高速气流冲刷的能力，并能在吸收气动热后熔化和蒸发。

纤维增强酚醛塑料属于碳化型烧蚀材料。

它是以纤维或布为增强材料，以浸渍酚醛树脂为基体制成的复合材料。

选用酚醛树脂作基体是因为它具有抗烧蚀、碳层强度高、碳含量高和工艺性能好等优点。

烧蚀材料按密度分为高密度和低密度两种。

将低密度烧蚀材料作填充剂，填充在玻璃钢蜂窝内形成复合结构，能够改进碳层的性能。

、应用和发展：
弹道导弹再入大气层时的环境特点是高焓、高热流、高驻点压力，而且再入的时间很短。

弹头表面产生严重烧蚀的主要因素是热化学烧蚀、机械剥蚀、粒子云的冲击和热应力破坏。

因此，导弹头部都采用高密度烧蚀材料：潜地导弹采用石墨作端头材料；地地导弹用的烧蚀材料已逐渐由石棉增强酚醛塑料、玻璃增强酚醛塑料、尼龙增强酚醛塑料发展为高硅氧增强酚醛塑料。

为了获得更高的再入速度，弹道导弹头部设计更趋细长，烧蚀材料也由硅基转向碳基。

碳布增强的酚醛塑料比高硅氧增强的酚醛塑料具有更低的密度和更好的抗烧蚀性能。

年代研制的战略进攻导弹采用了突防能力强、精度高的多弹头，要求材料的烧蚀量少而且对称，能保持良好的气动外形，以保证落点的精度。

因此，新型烧蚀材料如碳－碳复合材料和高应变石墨得到了发展。

在高驻点压力下,碳碳复合材料端头不仅烧蚀量小，外形对称,而且表面光滑。

导弹用的烧蚀材料发展较早。

早期的航天器再入舱用的烧蚀材料沿用导弹用的高密度烧蚀材料。

但是，航天器再入的特点是低热流、高焓、低驻点压力，而且再入时间很长。

在这种条件下，材料的隔热性能和密度特别重要。

导弹用的烧蚀材料已不能满足航天器再入的要求。

年代以来，低密度烧蚀材料得到很大发展。

随着导弹和航天器技术的发展，一些火箭发动机的燃烧室和喷管也采用了烧蚀防热方案。

所用烧蚀材料有热解石墨、高硅氧增强酚醛塑料、碳布（石墨布）增强酚醛塑料。

年代以来,碳碳复合材料在固体火箭发动机喷管中得到了成功的应用。

烧蚀材料还可用来解决火箭发动机底部、箱体级间段、航天飞机鼻锥、机翼前缘等部位的防热问题。