（完整版）Nature子刊（2024）：高超声速飞行器热防护/热管理的材料体系
摘要：2024年4月，美国约翰霍普金斯大学材料科学与工程系、约翰霍普金斯应用物理实验室、西北大学材料科学与工程系、杜克大学机械工程与材料科学系、杜克大学极端材料中心、加州大学圣巴巴拉分校材料工程系、约翰霍普金斯大学霍普金斯极端材料研究所、麻省理工学院材料科学与工程系、麻省理工学院航空航天工程系的Adam B. Peters, Dajie Zhang, Samuel Chen, Catherine Ott, Corey Oses, Stefano Curtarolo, Ian McCue, Tresa M. Pollock, Suhas Eswarappa Prameela等9名学者联合署名的论文，在Nature子刊论述了高超声速飞行器材料设计的原则。
高超音速飞行器在以超过五倍音速飞行时必须承受极端环境条件。这类系统具备促进快速进入太空、增强国防能力以及为跨洲际的旅行创造新型范式的潜力。然而，极端的气动热环境对飞行器材料和结构提出了巨大挑战。该研究工作致力于解决开发高强韧难熔合金、复合材料和陶瓷的关键需求，着重阐述飞行器关键区域（如主体结构、热防护系统和推进系统）的核心设计原则，探讨理论分析与数值计算的作用，并提出将实验室规模材料转化为可制造、可作为飞行部件实施的策略。
1. 概述
近年来，随着对提升飞行性能可重复性的追求，高超音速流动技术开发重现活力。高超音速特指发生在马赫数5（即声速的五倍）以上的飞行与空气动力学现象。以洛杉矶至东京航线为例，采用马赫数0.8的商业客机需要约12小时完成不间断飞行，而搭载正在研发中的马赫数9高超音速飞行器则仅需1小时。尽管首次高超音速飞行已在70年前实现，但现代工程技术进步使该领域重获关注，相关技术有望革新防御体系、亚轨道旅行及快速进出太空能力。当前正在研发的飞行器系统在性能参数与马赫数范围上持续突破，涵盖助推-滑翔系统、可重复使用空天飞机、太空运载火箭及导弹技术等多个领域。然而，在大气层飞行过程中，马赫数与性能指标的显著提升对材料多属性优化、数值仿真与工程设计带来系列严峻挑战。飞行器需采用特制材料以适应差异悬殊的工况条件：宽域马赫数（5-25+）、飞行高度（海平面至近地轨道）、超音速持续时长（数秒至数小时）以及飞行轨迹等参数范围。
图1 | 高超音速飞行器发展历程及升力体（飞机）与巡航构型飞行器关键子系统和材料体系概览
子图a）：针对X-43飞行器在马赫7测试工况的CFD模拟结果显示发动机运行状态，该数值解算涵盖内部流场（吸气式超燃冲压发动机）与外部流场的耦合分析，包含发动机尾流与飞行器气动布局的相互作用。可视化图像显示飞行器表面热传递分布（红色区域表征最高热载荷）以及局部马赫数条件下的流场形态特征。
子图c）：集成碳纤维复合材料与难熔钨合金SD180的鼻锥及前缘一体化设计；
子图d）：展示采用难熔铱涂层的碳纤维复合材料制备的尖锐前缘截面构型；
子图e）：由钢/铝合金蒙皮与铝/钛合金框架构成的飞行器主体结构。
高超音速飞行器发展时序轴涵盖超音速飞机、太空进入、再入返回、助推-滑翔飞行器及巡航导弹等应用领域，颜色编码对应不同构型。
子图f）： 首款突破高超音速的"Bumper-WAC"无人验证项目（1949年）；
子图g）： 可重复使用的X-15高空研究机（1959年）；
子图h）： 阿波罗计划再入舱（1961-1972年）；
子图i）： 航天飞机系统（1972-2011年）；
子图j）： NASA X-43验证机（2001年）；
子图k）： HVT-2高超音速助推滑翔器（2010-2012年）；
子图l）： 波音X-51超燃冲压发动机验证平台（2010-2013年）；
子图m）： SpaceX星际飞船高超音速再入试验（2024年）；
子图n）： DARPA HAWC高超音速吸气式概念机；
子图o）： 未来高超音速飞行器概念方案；
子图p）： X-51高超音速平台结构与热防护材料分布示意图。高超音速巡航器X-51（马赫 5.1，热结构），二级为巡航器，一级为助推器，包含发动机子系统、飞行管理控制系统子系统、JP-7 燃料与燃料系统。
结构材料使用情况：钨（鼻锥尖端）、高温合金（发动机，巡航器尾翼）、钛合金（级间流道，助推器尾部）、铝（巡航器及级间蒙皮，助推器尾翼）、钢（连接凸耳，助推器蒙皮及喷嘴）、复合热结构（巡航器尾翼前缘）
巡航器热防护材料使用情况：酚醛轻质烧蚀材料（喷涂型）、酚醛轻质烧蚀材料（增强型）、氧化铝-硼硅酸盐瓦隔热材料、柔性可重复使用表面隔热材料（Nomex/硅胶）
当飞行器速度突破音速进入高超音速范畴时，外部空气动力学特性的物理本质由气动加热效应主导，而非传统气动力主导（见图1a）。气动压缩与摩擦作用引发高焓气体动力学效应，这些效应伴随着过热大气能量交换产生的附加物理过程。此类极端热环境导致以下特征：高热流密度（较太阳辐射通量1.4千瓦/平方米高出3至7个数量级）；剧烈温度梯度（约1厘米空间内从-170°C骤升至3000°C）；高压滞止压力（约1E5-1E7帕斯卡量级）；以及电离气体生成的侵蚀性等离子体，加剧材料氧化进程。随着运行马赫数的提升，这些动态物理效应必须通过高超音速飞行器各主要子系统的材料来实现兼容，包括：外壳/主体结构、前缘部件、操纵舵面、热防护系统、推进系统及导航装置。现有高超音速材料在极端环境下存在结构完整性维持的局限，基于第一性原理开展材料设计创新并实现部件级制造，已成为前沿研究的核心方向。
高超声速材料可大致分为三种类型：难熔金属、复合材料和陶瓷。最近的研究集中在它们用于推进系统、热电发电机、雷达罩、结构材料和热防护系统的开发。每种材料系统对于特定的子系统和环境应用都有不同的权衡。在高超声速中常见的金属和合金，如铝和镍基高温合金，适用于主要结构组件和中等热负荷（小于800摄氏度），而具有更高工作温度（800-1200摄氏度）的难熔金属则用于在氧化性大气中经历更苛刻运行条件的结构（表1）。难熔陶瓷结合了高温能力（>1700°C）和适度的热导率，但缺乏整体热振抗性，通常用作热障涂层或薄型结构材料。相比之下，纤维增强复合材料，如碳/碳或超高温陶瓷基复合材料，在致密基体中结合碳或陶瓷纤维，以提高在高温条件下的强度重量比。
这些材料从实验室规模研究到实际飞行的推进受到以下因素的阻碍：（1）材料加工的标准化，（2）材料数据的可重复性，（3）难以测试具有代表性的热、氧化和机械飞行条件。长期以来高保真模型一直被用于设计飞行轨迹，以界定材料选择标准。如今新兴的先进材料设计工具整合了计算与预测框架，既能辅助复杂材料的设计，又能提升飞行器性能和可靠性。我们将探讨如何根据飞行器特定设计标准，针对高超声速应用对难熔金属、复合材料和陶瓷进行设计与选择。
表1：表中列出了金属合金、复合材料、陶瓷及合成材料在室温环境下的关键性能参数，包括：拉伸强度（σTS）、屈服强度（σy）、弯曲强度（σFS）、密度（ρ）、热膨胀系数（CTE）、热导率（κ）等。对应给出了材料的预估使用温度（T）与热通量（Q）极限值。部分材料数据因获取途径有限存在缺失，且材料性能的部分波动与其编织方式、复合结构及加工工艺密切相关。带框数字对应图1所示飞行器实际采用的材料编号，误差线表示文献数据中性能参数的上下限范围，符号中心点代表估算平均值。
2. 高超音速飞行器配置和设计要求
高超音速飞行的要求与飞行器设计和飞行包络相关性极大，这带来了两个主要的环境挑战：（1）热负荷依赖于几何形状和在飞行器上的位置；（2）强氧化条件促使材料属性（氧化）和几何形状（烧蚀）发生变化。因此，气动力学结构、机翼前缘、大面积热防护系统和推进系统需要截然不同的材料来适应这些多样的热-化学-机械负荷。根据飞行条件（马赫数和高度）、给定马赫数和高度的飞行时间（称为条件持续时间）以及飞行器上的位置，可能不存在适用于所需应用的合格材料。
当高超音速飞行器穿透大气层时，会出现气动加热现象。从本质上说，飞行器动能绝热耗散到粘性气体环境是应对极端飞行热条件的结果。在飞行器的激波层（位于物体和激波之间的体积气体），滞止温度与马赫数的三次方及大气密度的平方根成正比，其值可高达10,000摄氏度。尽管大部分能量随着围绕飞行器的周围气流被带走，但通过对流或辐射加热进行的能量传递产生了高热通量，这需要能够抵抗高温的材料。
由于在气相温度高于3000摄氏度（通常速度大于马赫8）时，氧气和氮气分解成自由基，材料要求进一步加剧。这些条件导致高度反应性的表面化学反应，引起材料退化、微观结构演变、相形成以及飞行过程中的性能变化。材料设计师面临的严峻挑战在于前沿表面直接受到气动热（如机头、整流罩唇部和控制面，见图1a、p），还有就是推进流路径中辐射冷却不可行的地方（见图1b）。接下来将重点介绍主要气动结构、热防护系统和推进系统的特性如何影响材料设计和选择。
2.1气动结构
轻质的主结构（例如，外大气层飞行器和机身）可以制成升力体（产生升力的飞行器或航天器）或弹道结构（依赖抛射运动），其中前沿轮廓和飞行轨迹控制着飞行过程中的气动热负荷。图1h所示的传统大气层再入飞行器采用钝化特征以增加阻力，并将激波区域从结构上推开，同时将能量传递到空气中，与此不同的是高超音速飞行器需要细长的主结构和锐利的控制面来减少阻力并实现稳定的远距离控制精度。然而，加热率与尖端半径的平方根成反比，必须通过各种能量耗散机制来适应。
在现代飞行器设计中，使用固体或夹层结构（蜂窝状、格子状、波纹状或泡沫芯）设计气壳，以在保持刚性的同时减轻重量，并实现先进的被动冷却策略。坚固的碳和陶瓷复合材料仍然是现代前沿结构的优选材料，并通过采用有利的复合编织模式或热传导材料来更有效地将热量传递到气壳主体的较冷区域，从而实现峰值温度的降低。这样的设计通常被称为“热结构”（图1k,l,n,p），与采用隔热“冷结构”设计的航天飞机轨道器和许多其他类型的再入飞行器或主体（使用厚重的外表面隔热材料）（图1i,m）形成鲜明对比。
2.2热防护系统
热防护材料和系统设计已经成为一个独立的工程领域，因为具有独特属性组合的材料能够实现以前无法比拟的飞行能力。热防护系统（TPS）用于调节前缘、机鼻和承受最大热通量的推进部件以及保护弹体机身和控制表面（即方向舵、升降副翼；见图1a）的区域的热量。在现代飞行器设计中，气动结构可能集成了热防护系统以实现最佳的热传递和耗散。选择TPS材料是为了最好地适应局部气动热力学标准，根据它们的高温强度、热导率、比热容、熔化/氧化温度和发射率的组合来选择。广义上，有三种基本类型的TPS用于提高飞行器对气动加热的抵抗力：被动式、半被动式和主动式。
被动热保护系统适用于中等瞬态热通量场景，可能由以下组成：(i) 绝缘冷结构（例如，航天飞机瓦片）；(ii) 既能吸收又能辐射能量的吸热表面结构（例如，X-15高超音速飞机的蒙皮）；或者(iii) 通过环境辐射和传导降低热负荷的发射性“热结构”（例如，X-51巡航机的机鼻）。这些示例出现在图1g,i中。对于持续时间长的高热通量情况，实施半被动系统，包括：(i) 通过蒸发冷却和毛细作用输送及辐射热能的可重复使用热管（例如，液态锂或钾；或者（ii）通过热解或炭化增强聚合物/树脂吸收能量的单次使用烧蚀材料（用于早期的大气再入舱，如阿波罗号，见图1h）。
主动热防护系统采用强制流动的液体或蒸汽，用于最极端的热通量和长时间的飞行。这些系统包括：（i）对流冷却，将热量传递到工作流体（例如，航天飞机主发动机）；（ii）气膜冷却，通过将流体喷射到大面积的流动中以形成隔热毯（例如，X-43推进系统）；（iii）蒸腾冷却，通过多孔结构将流体（例如，水或氦）喷射到高温气流中进行冷却。这些示例出现在图1a、i、j中。
鼻锥和机翼前缘在受到强烈热量时会使用热管或主动冷却结构，而飞行器上的大机身区域由于经历较低的热通量，在历史上一直使用低热导率和热膨胀系数的材料被动冷却（表1）。尽管从风险管理角度来看，散热器和热绝缘很有吸引力，但它们存在质量过重和抗断裂强度低的缺点。烧蚀材料已在大规模用于航天飞机再入，最近的发展集中在通过使用渐变结构和通过添加制造实现的独特成分来提高性能。目前使用的热防护系统并不利于可重复使用性。热结构、热管以及由增材制造实现的主动热管理系统在候选材料和系统设计的研究工作中占据主导地位。
每种热防护系统（TPS）都具有独特的架构和热特性，从而提出不同的材料性能要求。图2a、b展示了一个飞行条件下，被动（热结构）、半主动（热管）和主动（发汗冷却）冷却前缘的模拟气动加热情况。在此示例中，每个前缘经历相同热通量和滞止温度，因为这些由组件几何形状和飞行条件共同决定。然而，所得到的温度分布取决于热防护系统机制。被动前缘表现出最高的峰值温度和热梯度，因为它仅依靠内在材料属性（导热率、比热容和发射率）。半被动前缘表现出较小的热梯度（但峰值温度与被动结构相似），因为热管将导热率提高了1到3个数量级。最后，主动冷却前缘的峰值温度最低，因为发汗降低了入射热通量。
图2 前缘热保护系统类型与稳态有限元（FE）模拟，针对一系列结构材料和假设的高超音速飞行条件进行，模拟了前缘的空气动力加热
子图a）： 被动前缘（左）和热分布（右）的示意图，考虑了被动热管理；
子图b）： 半被动前缘（左）和热分布（右）的示意图，半被动的锂热管在1500开尔文下运行；
子图c）： 主动前缘（左）和热分布（右）的示意图，显示了通过蒸腾作用降低到一半的入射热通量；
子图d）： 模拟中使用的尖锐前缘几何形状，其尺寸如下：尖端半径3毫米，楔角3度，翼展5厘米，弦长10厘米；
子图e）： 阿什比图，突出金属合金、超高强度钢（UHTC）、耐火合金和碳基材料类别的操作权衡；
子图f）： 被动前缘有限元模拟结果的阿什比风格图表，其中：y轴是由热膨胀梯度产生的归一化机械应力，x轴是在热通量最高处的尖端归一化峰值温度。从温度角度来看，只有4种材料（IN-738、IN 625、SS304、GCop-84）可行（忽略氧化），而8种材料（Ti-64、SiC、C-103、T-I11、ZrB2、TaC、HfB2和HfC）不可行，因为膨胀应力超过了该温度下材料的屈服强度。通过氧化作用产生的限制会降低整体的最大运行温度；这些材料的氧化动力学可用性有限。
子图g）：不同飞行条件下的（f）的顶点被展示为一个假设的高超音速飞行高度-马赫图，其中每条线代表具有这种特定（陡峭）楔形几何形状的单体材料的“生存极限”，值得注意的是纵坐标是高度逐渐降低的描述，也就是说高度越低、速度越快，材料面临的挑战和失效风险越大；在途中X-43A、X-15的已知飞行条件以及典型的空间再入情况被标出以供参考。
2.3 吸气式推进系统
与针对环境的热防护系统类似，现有高超音速推进系统的技术路径可通过采用能在气热氧化与还原应力环境中运行的耐热材料实现显著改进。当前，冲压/超燃冲压发动机（Scramjet）是吸气式高超音速飞行器的标准推进构型。不同于采用火箭推进的高超音速飞行器（例如X-15试验机与航天飞机），其推进剂的氧化剂来源于环境空气，并在燃烧室内与携带燃料进行混合。正在研发的更先进组合循环多模推进系统包含：火箭基组合循环（RBCC）、涡轮基组合循环（TBCC）以及具备推进模式切换能力的涡轮-火箭组合循环（TRCC），例如在初始爬升阶段采用火箭推进，进入高超音速后切换至吸气式超燃冲压模式（见图1a）。
这些推进系统的特定组件（包括进气道、喷管及燃烧室）在极端温度与机械应力下运行，无法单纯依靠辐射冷却实现热管理。推进系统材料体系涵盖难熔合金、陶瓷基复合材料（CMC）、碳/碳复合材料及金属基复合材料（MMC）的组合应用。基于纺织预制体的CMC可构建集成内部冷却流道与机械强化的复杂结构，但其表面温度上限约为1600°C。针对接近马赫6的工况，可采用被动冷却型耐热材料在近似推进流温度下工作，但当速度超过马赫6时必须采用主动冷却。主动冷却技术需要能耐受高温、高压以及冷却燃料与燃烧室间温度梯度的特殊材料。
在此类严苛环境中的材料寿命主要由氧化过程主导，其动力学特性高度依赖于推进流中存在水蒸气的流动条件——该氧化机制与前沿应用中遭遇的离子风蚀存在本质差异。热梯度诱发的微裂纹会加速氧化进程，而高保真建模方法的局限性导致材料性能参数无法满足寿命预测需求。这些面向未来的推进系统将为实现低成本、可重复使用的吸气式高超音速载人飞行器及民用运输工具提供可能，但亟需开展大规模材料研发。更高性能材料的开发需要精确预测发动机热平衡状态、热载荷分布、冲击条件以及燃烧气氛的氧化特性。
3. 特定材料类别的考虑和设计标准
材料选择通常在结构部件外型线设计和期望轨迹确定后进行。初步的材料筛选可以使用热机械模拟进行。对于给定的一组材料属性，在组件上施加条件（热通量和滞止温度），以计算由此产生的热分布，然后将其作为边界条件来计算热应力。这种筛选在确定峰值温度是否超过材料的熔点，和/或在给定温度下热应力是否超过材料的流动应力时很有用。
图2c-e展示了对于尖锐被动前缘的一个筛选示例。作为一个假设性的模拟，对高温结构材料进行了超过300种马赫数和高度组合的模拟（即假定材料暴露于这些条件下以达到平衡）。对于每次模拟，提取了峰值温度，并根据该区域的热梯度估计了尖端应力。入射热通量在尖端附近发生显著变化，见图2b，导致陡峭的热梯度（在4毫米范围内高达1000开尔文），由于非均匀热膨胀产生的应力达到100兆帕斯卡的量级。如果这些应力高于材料在峰值温度下的流动应力，尖端将会变形并影响边界层，可能导致层流到湍流转捩。
这些中尺度热机械模型提供了关键的见解，指导在（前一节提到的）各种结构中使用何种材料，以适应给定的飞行条件。例如，图2突出显示传统合金（例如钛基、镍基和钢）由于其熔点低、热膨胀系数高和导热性适中，作为前缘的使用受到限制（见图2d）。单晶陶瓷存在高热应力问题，但通过第二相可以改善其强度（参见《高超音速飞行器的超高熔点和耐火陶瓷》），或者用作涂层。难熔金属由于其在高温下的高强度、热传输性能和低热膨胀系数，是理想的选择，但氧化动力学将限制其最高使用温度（参见《高超音速飞行器的金属材料》）。
3.1 高超音速飞行器的金属材料
金属材料因其优异的抗损伤性能与可加工性，被广泛应用于高超音速飞行器的鼻锥、机翼前缘、控制面及发动机进气道等关键部位。这些部件需承受极高的热流密度与热应变，要求材料兼具高熔点特性及高温强度保持能力。
以高熔点纯金属（钨、铼、钽、钼、铌、钒、铬、钛、镍）为基础的高温合金已在工程实践中获得验证。例如：钛合金被用于SR-71飞行器的热防护壳体结构；X-43飞行器鼻锥段采用SD 180钨基重合金；马赫7级X-43A验证机选用了Haynes镍基合金；钼铼合金与镍基合金已通过热管结构的测试验证。难熔金属体系中的钽钨铪合金T111与T222（详见表1）展现出优异的抗蠕变性能，特别适用于热管式前缘设计中高温液态碱金属工质（1000–1300°C）的长时密封需求。研究证实，T111/锂合金与铌基C-103/钠合金方案可分别满足马赫8与马赫10飞行条件的要求。
然而，熔点并非结构设计的唯一决定性参数。以碳-碳材料为例，其在常压下虽不会熔化，但会在3727°C升华，并在低至约370°C时即开始氧化生成气态CO。与所有航空材料相同，密度、抗氧化能力及热机械载荷耐受性均为关键考量因素（图2c）。镍基合金通过共格析出强化与高温自钝化效应，可在接近熔点的温度区间保持性能稳定；而钨与钼在2000°C时仍能维持50%以上的弹性模量，但其三氧化物在高温下的高蒸汽压导致材料在1000°C以下即发生急剧氧化，且氧化速率随温度升高呈指数增长。当前先进难熔合金尚无法同时具备镍/钴基合金的多重性能优势，这严重制约了其实际应用潜力。
新近发展的多主元合金（MPEAs，又称"高熵合金"）展现出突破性潜力。难熔类MPEAs在保持高温性能的同时，可显著降低材料密度并优化氧化动力学特性。例如，MoNbTaVW合金（屈服强度σy=1246 MPa，密度ρ=12.4 g/cm³）与NbMoTiVZr合金（σy=1785 MPa，ρ=7.1 g/cm³）的综合性能远超传统Ta-10W合金（σy=471 MPa，ρ=16.8 g/cm³，其选材依据为再结晶特性而非强度）。但多数新型合金的关键热物理参数（如再结晶温度，即材料因晶粒重构导致延展性上升、强度下降的临界温度）仍待系统测定。尽管多学科设计方法已成功应用于飞行器的气动热力学与机械优化设计，材料性能参数尚未被纳入这一动态优化体系。
由于抗氧化性能不足，高超音速环境中的合金通常需要依赖匹配性涂层系统。涂层结构常采用多层复合设计，兼具热障与环境屏障功能：内层为氧化型金属基体，外层覆盖多孔低导热陶瓷防护层。镍基合金凭借其在航空发动机领域的广泛应用，已形成成熟的铝化物涂层体系，其表面可生成氧化铝保护层。但针对难熔合金的涂层技术发展相对滞后，现有方案多采用金属硅化物体系，其保护效能局限在850°C以下，当温度超过1700°C时涂层会因气动剪切效应发生剥落。设计过程中需综合考虑涂层分层、热振失效等多种潜在失效模式，虽然目前在涂层力学机理研究方面已取得显著进展，但关键材料性能参数的缺失仍制约着技术突破。
在已开发的传统难熔合金体系中，仅有少数品种（如铌基合金C103、钼基合金TZM、钨铼合金W25Re等）实现规模化应用。过去，材料成本与常温成形性曾是制约高性能难熔合金工程化应用的主要瓶颈。例如，含钨铪量超过15 wt.%的铌基合金，其塑性-脆性转变温度较室温高出数百摄氏度。但随着增材制造技术的快速发展，当前已能突破传统加工限制，实现复杂构件的一体化成型。这为开发主动式热防护系统等先进冷却技术创造了条件，同时通过与高通量表征技术、机器学习算法的协同应用，可加速新一代高超音速专用难熔合金的发现与开发进程。
3.2 高超音速用碳复合材料
碳-碳复合材料（C/C）凭借其卓越性能，历来被视为高超音速飞行器热防护壳体与前缘结构的首选材料，其核心优势包括：低密度（1.60–1.98 g/cm³）、低热膨胀系数（-0.85至1.1×10⁻⁶/K）、高弹性模量（200 GPa）、高热导率（约4–35 W/m·K）以及在惰性环境中保持机械性能直至约2000°C的特性。在极端环境航空结构件选材中，低密度C/C常优于金属材料。例如，X-43验证机马赫10型号将原马赫7版本使用的Haynes合金水平控制面替换为涂层C/C。
C/C的制造工艺基于二维"零状态"预制体的致密化处理，主要采用两种方法：（1）浸渍-裂解工艺（PIP），将高残碳率树脂（酚醛或沥青）浸渗入纤维预制体（纤维体积分数40–60%），随后进行树脂基体的高温石墨化处理；（2）化学气相渗透（CVI），通过碳源气体的渗透与分解实现材料致密化。两种工艺均需通过多循环处理提升基体致密度与力学强度。对于PIP工艺，通常需在热等静压（HIP）条件下进行4-6次裂解循环，以抑制树脂裂解过程中闭孔形成，实现高致密度（＞98%）。而CVI工艺因表面碳沉积会阻碍后续渗透，需周期性去除表面沉积层并重启渗透流程。当前最先进的先进C/C-6（ACC-6）复合材料即通过六次浸渍循环处理，实现了高致密度与高温高屈服强度的突破。
孔隙率控制是复合材料工艺研究的核心课题，因其直接关系到飞行过程中氧气扩散与气动热侵蚀的抑制效果。实验表明，未经涂层的PIP/CVI制备C/C材料面内拉伸强度可达165 MPa量级（强度随密度提升而增加）。值得注意的是，C/C的热机械性能具有显著各向异性特征，其具体表现取决于加工工艺、残余孔隙率及纤维构型（纤维编织布或纤维束的排布角度可为30°、60°或90°）。鉴于这种复杂性，发展针对各向异性且局部异质体积单元的高保真建模能力至关重要，现有材料性能标准已无法满足设计优化、性能评估与寿命预测的工程需求。
尽管具备优异性能，未加涂层的碳-碳复合材料（C/C）在高温环境下仍面临快速氧化侵蚀问题。碳基复合材料的氧化过程在空气中约370°C即开始发生，当温度超过500°C时氧化速率急剧上升。当前高超音速材料设计的核心目标在于提升C/C的抗高温氧化、烧蚀及气动热反复冲击能力。为应对日益严苛的服役环境，主要发展两大技术路径：（1）高温防护涂层沉积技术；（2）碳基体改性技术。通过在C/C表面（或纤维预浸渍阶段）施加抗氧化涂层，可有效抑制氧化扩散并通过调节材料发射率实现被动热管理。
C/C抗氧化涂层的初期研发聚焦于以碳化硅、二硼化铪、二硼化锆（HfB₂/SiC与ZrB₂/SiC复合体系）为主的难熔陶瓷体系。此外，硅酸四乙酯等添加剂作为氧化硅前驱体（如航天飞机轨道器所用技术），可通过封闭微结构缺陷抑制氧化进程。这类体系可在1500–1600°C范围内提供有效保护，但超高温下薄层氧化物涂层会因熔融、SiO(g)气态氧化、发泡及含高蒸汽压硼硅酸盐相的HfO₂/ZrO₂氧化层粘弹性侵蚀等机制失效。为满足可重复使用高超音速装备的长时服役需求，需协同推进基体改性与涂层沉积技术，但环形基体开裂、C/C与涂层间热膨胀失配导致的循环热振剥落等问题，仍是制约高马赫数持续飞行的技术瓶颈。
在提升材料抗热振性能方面，复合材料设计正朝着多尺度增强策略发展。微观尺度增强包括：零维纳米颗粒（如SiC、HfC）、一维碳纳米管/纤维/晶须（如氮化硅、碳化钽、碳化锆晶须）及二维石墨烯等。这些添加剂通过晶粒细化、界面脱粘、纤维拔出、裂纹偏转等机制改善纤维-基体界面性能。宏观尺度则通过短切纤维树脂基复合、2.5维编织（环向缠绕）乃至四维（时变形状响应）结构设计实现多维增强。
面对愈发严苛的服役环境，需进一步发展多尺度涂层结构改性-纤维基体界面优化的协同效应，以提升材料热机械性能与抗侵蚀能力。整合材料基因组工程等现代计算手段，结合添加剂独特组合的界面优化设计，有望突破性能瓶颈。但复杂构型的高保真建模能力仍显不足，现有标准数据库中抗氧化/烧蚀改性C/C的综合性能数据存在显著缺口，严重制约热防护壳体与前缘等关键部件的工程化设计与规模化制备。
3.3 高超音速用超高温与难熔陶瓷体系
超高温陶瓷（UHTC）及难熔陶瓷凭借其极端温度下的稳定性，正成为新一代前缘结构材料的研发焦点。这类材料涵盖锆、铪、钛、铌、钽等过渡金属的碳/氮/硼化物，具有多重优异特性：超常熔点（＞4000°C）、可调密度（4.5–12.5 g/cm³）、高热导率（＞140 W/m·K）、适中热膨胀系数（6.3–8.6×10⁻⁶/K）、高强度金属-非金属键合（机械刚度＞600 GPa）以及高红外发射率（支持被动辐射冷却）。其多相复合结构设计与极端气动环境服役能力如图3-4所示，通过构型优化可有效缓解氧化热振问题，使陶瓷材料在气动前缘应用中具备与金属相抗衡的潜力（图3）。
图3 | 在不同条件下处理的高超音速机翼前缘设计及相关材料微观结构显示材料氧化情况
子图a）： 使用整体陶瓷分段边缘的机翼前缘概念设计的示意图。
子图b）： 在H2弧流喷设施中进行电弧喷射测试前后展示的单晶ZrB2/20体积%SiC前缘的照片（图3），因氧化和热冲击导致陶瓷失效。
子图c）： 在模拟飞行条件（马赫数10，高度32公里，使用1475瓦特每平方厘米，持续130秒）下，经过电弧喷射后的失效与成功涂覆的C/C X-43前缘。
子图d）： 在热通量为200瓦特每平方厘米的条件下，对HFB2-SiC UHTC鼻锥进行了总共80分钟的电弧喷射暴露。样品形成了一层氧化物和SiC耗尽区，留下多孔的氧化物表面（e）。
子图f）： 通过热压和/或场辅助烧结形成的HfB2-SiC或HfB2-SiC-TaSi2材料的扫描电子显微镜横截面图，图中包含或不包含TaSi2添加剂。图像显示了加工条件和添加第三相如何显著影响晶粒结构、氧化物层形成和SiC耗尽情况。
子图g）： 包含Cf和高宽高比SiC的UHTCMC的扫描电子显微镜图像横截面。
图4 | 材料设计与飞行测试的多尺度建模与测试框架，建模和测试方法的长度尺度跨越了许多数量级，较小尺度的模型为更大规模的测试提供信息并验证其成功
在众多UHTC体系中，ZrB₂-SiC（二硼化锆-碳化硅）与HfB₂-SiC（二硼化铪-碳化硅）复合陶瓷备受关注，因其独特地结合了高导热性、高比强度（2500°C时σ＞460 MPa，ρ=5.5 g/cm³）及1650°C级的优异抗氧化性。近年来，过渡金属碳化物（如HfC、ZrC）作为喷嘴喉衬、姿态控制推进器衬层等承受更高热机械载荷的部件材料获得突破性应用。采用HfC或ZrC替代硼化物可将服役温度提升至2000°C以上，但含SiC的碳/硼化物陶瓷在1600°C以上仍面临严重氧化挑战——活性氧化反应生成气态产物（如SiO(g)而非SiO₂(s)），导致表面保护性氧化层失效。
适度孔隙结构可显著改善抗热震与热膨胀失配能力。此类孔隙能缓冲氧化引发的体积膨胀，促进形成致密连续的表面氧化层，但需精确控制制备工艺与微观结构。目前对UHTC材料"结构-工艺-性能"的关联机制尚未完全解析，亟需建立新兴组分热机械行为的本征控制理论。例如，经高温烧结的ZrB₂-MoSi₂（二硼化锆-二硅化钼）陶瓷体系展现出显著提升的抗氧化性，但其作用机理仍有待深入探究。
块体陶瓷最优抗氧化性能的实现依赖于热压辅助粉末冶金技术，主要包括：热压烧结、热等静压及放电等离子烧结等工艺。这些方法通过抑制晶粒粗化机制，在降低孔隙率的同时完成致密化。超细晶粒结构（＜1μm）能有效阻碍氧化过程中晶界开裂与氧分子传输，显著缓解HfO₂/ZrO₂高温马氏体相变（图4）带来的结构破坏。针对硼化物氧化生成的B₂O₃保护层蒸发后的防护需求，最新研究通过引入钨、钼、铌等金属元素及石墨烯纳米片增强体，可将裂纹形成、氧化层爆裂及蒸发速率降低达60%，同时提升表面等离子体冲击下的高热耗散能力。
但UHTC材料的高密度（比C/C高3-6倍）、低抗热震性（仅为ACC-6的1/5，RCC与CVI C/SiC的50%）及低断裂韧性（文献14）严重制约其作为整体结构件与致密分段前缘镶块的应用（图3a,b）。现代吸气式高超音速飞行器对重量极为敏感，这使得UHTC更适于作为Cf复合材料或难熔合金的抗氧化高发射率涂层。通过梯度/层状复合设计、纳米/微米级碳化纤维桥接增韧、发射率调控掺杂等技术，可显著提升涂层结合强度与抗裂纹扩展能力。例如TaHf-C固溶体创纪录的熔点印证了成分复杂化带来的性能突破。
无论是块体陶瓷还是防护涂层，其性能均受工艺参数显著影响，导致标准化性能数据库建设困难。尽管在致密化机理与组分优化方面已有大量研究，但对块体陶瓷烧结动力学与致密化过程的认知仍存在重大缺口。现有研究多聚焦单一组分的热机械性能（强度、硬度、弹性模量、热导率及断裂韧性），而基于第一性原理的"结构-工艺-性能"关联机制尚不明确。为拓展UHTC在极端环境的工程应用，亟需开发新型候选材料，但简单未发现化合物的存在概率极低。
未来材料设计或将借鉴结构金属合金的发展路径，通过引入第二相、三元添加及高熵组分，在相图未知区域实现抗氧化性、高温抗蠕变与相变增韧的协同提升。增材制造技术为制备传统烧结工艺难以实现的定制化UHTC构件提供了新途径。以(ZrHfTi)C固溶体为代表的RPME陶瓷研究显示：高铪含量有利于形成非晶氧碳化物保护层提升初始抗氧化性，而等原子比金属元素可增强高温相稳定性。多尺度计算模型通过整合第一性原理（化学键与电子特性）、原子尺度（热机械性能）及连续介质框架（微观结构热力学分析），为高熵材料开发提供理论支撑。最新提出的"无序焓熵描述符"(DEED)方法，成功解决了高熵碳氮/硼化物的功能可合成性预测难题。
3.4 陶瓷基复合材料
针对块体超高温陶瓷（UHTC）及难熔陶瓷抗热震性差、密度高等固有缺陷，可通过引入35%~60%（体积分数）陶瓷纤维构建陶瓷基复合材料（CMCs）实现性能突破。另一方面，将碳基体替换为可形成自愈合玻璃态氧化钝化层的陶瓷基体，可显著提升C/C复合材料的抗氧化性。其中，碳化硅（SiC）因具备高氧化起始温度、优异抗热震及抗蠕变性能，成为替代碳基体的理想选择。目前最成熟的耐高温CMC体系包括碳纤维增强碳化硅（C/SiC）及碳纤维增强碳-碳化硅（C/C-SiC）复合材料。相较于C/C在500°C即发生活性氧化且在600°C以上急剧劣化，C/SiC与C/C-SiC通过表面生成致密SiO₂氧化层，可在1600°C下保持稳定。此外，环境稳定型氧化物/氧化物陶瓷复合材料（Ox/Ox CMCs）通过采用氧化铝/铝硅酸盐纤维（如Nextel 610/720）增强氧化铝基或SiOC基体，为高超音速热防护提供新方案，但因1000–1200°C下强度刚度退化及蠕变问题，实际应用受限。
耐损伤CMC的断裂行为主要由刚性增强纤维（碳纤维或SiC纤维）主导，其中纤维-基体脱粘与多孔/多层界面的摩擦效应及裂纹偏转密切相关。采用界面涂层（如CVD热解碳、硅、β-SiC、BN、氧化铝）可实现三重优化：(1) 增强界面结合使CVI C/SiC拉伸强度达350 MPa；(2) 在450°C氧化环境中保护碳纤维免于裂纹诱导氧化；(3) 缓解SiC基体与碳纤维间热膨胀系数（CTE）失配（文献14,21）。由于SiC基体与碳纤维CTE差异导致的各向异性热膨胀，此类材料较SiCf/SiC体系更易产生微裂纹。近年发展的熔融碳化硅纤维增强碳-碳化硅（SiC/SiC）复合材料耐温达1600°C，但未反应硅的高温"渗析"现象仍需工艺改进。
CMC制备可借鉴C/C复合材料技术，通过化学气相渗透/沉积（CVI/CVD）、前驱体浸渍裂解（PIP）、反应熔体渗透、浆料浸渍、原位反应、热压及粉末预渗透等工艺实现碳基体与SiC等陶瓷相的复合。多工艺联用可制备多组分梯度/夹层结构，但复杂构型超高温陶瓷基复合材料（UHTCMCs）的工程化制备仍是取代C/C或C/SiC、提升热机械性能的研究热点。采用HfC、ZrC、TaC、HfB₂、ZrB₂等基体的UHTCMCs将大幅推动高超音速推进系统发展。
如图3g所示，碳纤维增强UHTC基复合材料（特别是HfC/ZrC体系）可在2000°C高超音速环境中保持优异抗氧化性。但基体相间CTE失配易导致加工及气动加热过程中微裂纹萌生，造成强度损失。采用SiC纤维替代碳纤维可同步提升UHTCMCs的结构性能（室温强度370 MPa，2200°C氩气中保持290 MPa）、抗氧化性及轻量化水平。研究表明，添加40%~60%（体积分数）SiC纤维可进一步优化力学性能，其强度指标远超C/C复合材料（室温至2200°C强度约200 MPa）。
4. 材料开发计算工具的进展
4.1 理论和计算工具的进展
当前，针对高超音速飞行器极端服役环境的实验表征技术仍面临高成本与可及性难题，导致建模与仿真验证存在重大障碍。尽管如此，实验数据的缺失也为理论计算提供了创新机遇。热防护系统材料的模拟软件发展可追溯至1960年代，代表性成果包括Aerotherm公司的CMA代码及NASA艾姆斯研究中心的FIAT代码。这些软件整合了内能平衡、材料分解方程、表面能量平衡边界条件及热化学烧蚀模型，构建了早期数值分析框架。其他典型模拟涵盖碳酚醛复合材料的烧蚀行为、微波频段电磁屏蔽、发汗冷却系统水质量流量、UHTC颗粒增强体温度依赖断裂韧性以及多功能热防护系统热电机械耦合性能。分子动力学模拟还揭示了高熵硼化物的高温热弹性特性，为材料系统级设计提供了多维度认知支撑。
实验条件复现困难导致实证数据匮乏，而计算数据同样受限：跨尺度的复杂传质传热行为使第一性原理建模呈现碎片化特征，高通量工作流面临巨大计算成本。现有数据多呈非结构化离散分布，难以支撑人工智能加速筛选。前沿技术曙光初现——同步辐射X射线显微断层成像技术成功实现了1750°C载荷条件下微裂纹损伤的原位解析，高通量第一性原理框架已能精确模拟有限温度特性。随着极端环境无序效应加剧，材料表征与建模复杂度呈指数级增长。实现性能导向的材料预测优化，需建立超高温现象交互作用理论体系，这有赖于高保真结构化数据库、人工智能与热力学-动力学分析的深度融合。
推进高超音速材料研发，单一计算手段远不足够。真实服役数据是验证预测性材料模型的核心基础，而极端温度下的材料本征行为——尤其是复杂体系的多场耦合响应——难以通过纯理论准确预判。当前亟待突破多物理场耦合实验装置研发（如2200°C+氧化环境下的力学-热-电联合测试系统），并构建跨尺度建模数据桥梁。如图5所示，建立"原子尺度缺陷演化-介观尺度损伤扩展-宏观结构失效"的多级关联模型，将成为破解材料极端环境失效机制的关键。美国空军实验室最新开发的数字孪生平台，通过集成材料基因工程数据库与机器学习算法，将UHTC涂层优化周期缩短了70%，印证了数据驱动研发范式的革命性潜力。
4.2 综合实验与飞行准备路径的作用
高超音速材料设计与验证技术体系：在材料设计框架中，计算模型与实验验证构成互补协同的双轮驱动机制（图4）。材料目标应用场景主导其环境载荷特征：例如，飞行器外表面热防护系统（TPS）材料承受的气动加热与化学环境，与超燃冲压发动机燃烧室内壁材料存在本质差异。这要求测试与建模必须综合考虑材料-环境交互中的热-力-化多场耦合效应。材料可重复使用性则决定关键时间尺度参数——弹道或助推滑翔轨迹的数十秒至数十分钟飞行时长，单次使用材料可忽略蠕变等慢速失效机制，而可重复使用材料需评估全生命周期性能。
多尺度建模技术进展：传统计算模型按领域（材料/流体）与尺度划分。宏观尺度上，基于有限元分析（FEA）的连续介质模型求解宏观控制方程：流体域聚焦气动热流、压力、剪切力等环境参数预测，计算流体动力学（CFD）已拓展至包含热化学非平衡、湍流效应、表面反应及多相流等复杂过程；材料域则采用热-结构解耦分析，材料响应工具评估热化学烧蚀/热解行为，热-结构耦合工具模拟热膨胀与梯度引发的力-热联合载荷。
近年兴起的高保真物理建模趋势推动多尺度方法发展：NASA针对多孔碳基烧蚀材料的微尺度建模，涵盖从介观尺度多相模型到原子尺度基础相互作用模型的全链条分析。但受制于材料制备工艺-微观结构-物性参数-热/力/化性能的复杂关联，构建基于物理本质的跨尺度桥梁仍具挑战。此类方法可纳入集成计算材料工程（ICME）框架实现系统整合。
地面试验技术现状：全尺寸飞行试验的高成本长期制约高超音速技术发展。地面试验通过可控环境模拟提供替代方案：气动热试验追求复现雷诺数、马赫数、热流、压力、剪切、温度、离解空气环境、热冲击及暴露时间等核心参数，但受限于数MJ/kg量级的飞行焓值复现难题。电弧风洞凭借分钟级真实焓值/剪切/压力模拟能力，成为气动热测试金标准，但其准备与执行成本高昂；激波管/风洞虽能精确匹配部分参数，但亚秒级暴露时间限制热测试价值。新兴可重复飞行测试平台通过材料体系在轨验证与可回收设计，正在突破传统地面试验瓶颈。
热机械地面测试的核心目标在于验证材料/结构在等效飞行载荷（机械-热结构联合载荷）下的关键性能参数。对于外部热防护系统（TPS）材料，特别是C/C与陶瓷基复合材料，层间剪切强度等界面特性对服役性能具有决定性影响，且其数值与材料制备工艺高度相关。测试体系涵盖从基础性能表征、试样级验证、子系统测试直至全尺寸飞行器试验的多层级验证流程。可重复使用材料还需重点评估热结构载荷下的全寿命周期性能，包括蠕变等时效应力损伤机制。
传统材料的技术惯性困境：当前高超音速飞行器设计仍严重依赖历史验证材料体系（即具有飞行经验的老牌材料），其根本原因在于新兴材料在500–2000°C高温环境下的性能数据库缺失，制约了设计阶段对创新材料的系统性评估。典型案例如低密度铝硼硅酸盐隔热瓦（AETB）：这一50年前为航天飞机研发的材料，至今仍是波音X-37、猎户座飞船、SpaceX星舰等现代再入/高超音速飞行器的核心TPS方案（图1m，表1）。此类材料体系更多代表行业传统技术基准而非前沿水平，导致新型候选材料进入飞行试验与实际工程应用的壁垒高企。
材料适航性双维度评估框架：材料能否进入飞行应用取决于技术成熟度（TRL）与制造成熟度（MRL）的双重达标，具体阈值根据项目风险容限动态调整。提升TRL与MRL需实施渐进式验证：从标准试样级测试、缩比件验证逐步扩展至全尺寸系统试验，构建多尺度性能数据库。以NASA Hiad充气式再入飞行器为例，其新型TPS材料需经历1200次热循环测试与30次全尺寸气动载荷试验方可获得适航认证。这种严格验证机制虽保障了可靠性，但也导致新材料研发周期长达10–15年，亟待建立加速验证方法学。
5. 展望：高超音速材料体系技术路线图
高超音速飞行器三大核心子系统：主体结构、热防护系统及推进系统，需满足严苛的气动热力、氧化与力学性能耦合要求。当前材料体系性能瓶颈，尤其是热防护与吸气式推进部件，已成为飞行器创新的关键制约。亟需构建从原子尺度到宏观尺度的跨层次材料设计框架，以开发新一代耐极端环境材料体系。基于计算驱动的材料设计策略正在难熔金属、复合材料及超高温陶瓷领域取得突破，但仍面临诸多挑战。
5.1 难熔金属材料体系
传统难熔金属虽具有优异高温强度，但在高热流环境下面临抗氧化性不足与强度衰减难题。高熵多主元合金（MPEAs）通过成分设计可降低密度并优化氧化动力学，展现出突破性潜力。当前对服役工况下热物理性质的认知仍存在空白，需结合先进制造工艺、高通量表征技术与机器学习算法加速新成分开发。此类技术融合有望催生新型高效冷却结构与耐高温金属部件。
5.2 复合材料体系
复合材料在惰性气氛中表现出卓越比强度与耐温性，但裸露材料在极端氧化环境中易发生严重烧蚀。技术突破路径包括：开发高温辐射防护涂层、优化碳基体改性工艺。涂层/基体热膨胀失配及纤维/基体界面弱化仍是关键挑战。现有热机械模型难以实现微-宏观性能跨尺度关联，亟需发展多尺度仿真方法。各向异性特性凸显多维增强策略的重要性，为未来复合材料设计指明方向。
5.3 超高温陶瓷材料体系
超高温陶瓷（UHTCs）具有极高熔点与热导率，但本征脆性与低抗热振性限制其整体构件应用，更适用于热障涂层及陶瓷基复合材料体系。掺SiC过渡金属碳化物在热-力耦合部件中表现突出，但1600°C以上长期服役仍受制于氧化失效。重点研究方向包括：结构-工艺-性能关联机制、相变增韧技术、抗氧化改性及超高温陶瓷基复合材料（UHTCMCs）纤维/基体界面结合调控。增材制造、机器学习与高熵成分配方等新兴技术将推动定制化复杂陶瓷体系发展，突破传统材料性能极限。
选自微信公众号 智控新元