杨　杰　隋学叶　刘瑞祥　周长灵　王重海

（山东工业陶瓷研究设计院有限公司，淄博２５５０３１）

　　１９８１年，美国“哥伦比亚号”航天飞机试飞成功，使用了刚性陶瓷瓦，将防热和隔热问题分离出来，是世界航天史上的一项伟大创举，并揭开了高超声速飞行器大规模使用陶瓷隔热瓦的序幕［１～４］。近年来，美国在研制Ｘ－４３Ａ，Ｘ－５１Ａ，ＨＴＶ－２和Ｘ－３７Ｂ为代表的多种高超声速飞行器的过程中都将隔热材料作为飞行器的关键材料技术之一。本文综述了美国三种材料体系刚性隔热瓦在制备工艺、性能等方面的研究进展，以及新型防热一隔热一体化陶瓷瓦的应用，介绍了高超飞行器上高效刚性隔热材料的使用种类以及性能，对国内隔热瓦的研究进行了总结，并对刚性隔热瓦今后的发展趋势进行了展望。

    １　刚性高效隔热瓦发展进程

    刚性高效隔热瓦是航天飞机迎风面使用的热防护材料，被视为航天飞机取得的重大成就之一。美国刚性隔热瓦的研制工作始于２０世纪６０年代，经过多年研制和改进，先后研制出了一元、二元、多元材料体系的隔热材料，此外，经过在结构上组合，研制出多元体系两元结构的防热一隔热一体化设计的整体增韧抗氧化复合结构材料ＴＵＦＯＣＩ（Ｔｏｕｇｈｅｎｅｄ　Ｕｎｉ－ｐｉｅｃｅ　Ｆｉｂｒｏｕｓ　ＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＯｘｉｄａｔｉｏｎ－ｒｅｓｉｓｔａｎｔ　Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ）。先后研制了ＬＩ（Ｌｏｃｋｈｅｅｄ　Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ），ＦＲＣＩ（ＦｉｂｒｏｕｓＲｅｆｒａｃｔｏｒｙ　Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ），ＡＥＴＢ（ＡｌｕｍｉｎａＥｎｈａｎｃｅｄ　Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｂａｒｒｉｅｒ），ＢＲＩ（ＢｏｅｉｎｇＲｅｓｕａｂｌｅ　Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）等系列刚性隔热瓦。隔热瓦的主要成分为石英纤维、硼硅酸铝纤维或氧化铝纤维一元或多元材料体系经高温烧结后纤维之间相互搭接形成多孔结构，这种结构赋予陶瓷隔热瓦良好的隔热性能和力学性能。此外，与隔热瓦相匹配的高辐射涂层技术也取得了明显进步。先后研制了ＲＣＧ（Ｒｅａｃｔｉｏｎ　Ｃｕｒｅｄ　Ｇｌａｓｓ）、ＴＵＦＩ（Ｔｏｕｇｈｅｎｅｄ　Ｕｎｉ－ ｐｉｅｃｅ　Ｆｉｂｒｏｕｓ    Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）涂层。提高了陶瓷隔热瓦的使用性能，并在航天飞机热防护系统中得到充分体现。下面是几种典型的刚性高效隔热瓦。

    １.１　一元材料体系刚性高效隔热瓦

    一元材料体系刚性隔热瓦（全石英纤维型）是美国航天飞机轨道飞行器最早使用的陶瓷纤维刚性隔热瓦。主要包括高温可重复使用表面隔热瓦（Ｈｉｇｈ－ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｒｅｕｓａｂｌｅ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ，ＨＲＳＩ）和低温可重复使用表面隔热瓦（Ｌｏｗ－－ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｒｅｕｓａｂｌｅ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ，ＬＲＳＩ）。它主要是将高纯度的无定型石英纤维、ＳｉＯ２溶胶和水浇注成块体，经高温烧制而成。ＨＲＳＩ材料表面涂刷一层黑色的厚１６～１８ｍｍ的硅化物和硼硅盐玻璃涂层，而ＬＲＳＩ表面涂覆有一层１０μｍ厚的白色硅酸盐和氧化铝防水涂层［５～７］。

    １.２　二元材料体系刚性高效隔热瓦

    可重复使用空间飞行器的发展对陶瓷纤维刚性隔热瓦的性能提出了更高的需求，要求这种材料具有良好的力学性能、高断裂应变、重复使用稳定性能好，并且能够防止纤维材料在高温下多次使用出现的析晶现象。二元陶瓷纤维刚性隔热瓦ＦＲＣＩ是由ＮＡＳＡ艾姆斯研究中心研制，并由ＬＭＳＣ及洛克威尔国际公司完成扩大生产工艺研究［８］。ＦＲＣＩ是一种强度更高、密度小、能经受多次热冲击破坏的隔热材料。其主要成分为石英纤维和硼硅酸铝纤维，同时还含有少量的ＳｉＣ粉末作为反红外辐射遮光剂。硼硅酸铝纤维中含约含有１４％的氧化硼，高温烧结时氧化硼能够阻止石英纤维的析晶现象，同时起高温粘结剂作用，有助于提高隔热瓦的耐高温性。但硼硅酸铝纤维的加入也相应增加了隔热瓦的热导率和热膨胀系数。

    为了寻找一种能耐更高温度、高强度、且热导率与ＦＲＣＩ相当的可重复使用的表面隔热材料，１９８２年，ＬＭＳＣ的科学家使用石英纤维和氧化铝纤维，添加一定比例的ＢＮ作为粘结剂，研制出一种新型陶瓷纤维刚性隔热瓦－ＨＴＰ［９］。其中ＨＴＰ－１２的成分为７４.４％质量分数的石英纤维和２１％质量分数的氧化铝纤维２.７％质量分数ＢＮ 和１.９％ 质量分数ＳｉＣ 粉末。密度为０.１９２ｇ／ｃｍ３。最初的应用是作为高温高强度环境下美国航天飞机轨道飞行器上ＦＲＣＩ－１２和ＬＩ－２２００的替代品。ＨＴＰ的尺寸稳定性比ＦＲＣＩ好，使用温度高于１４２７Ｋ。ＨＴＰ具有比ＦＲＣＩ和ＬＩ更高的力学强度。ＨＴＰ的抗压强度约为ＬＩ系列的两倍。ＨＴＰ在厚度方向的抗拉强度比同密度的ＦＲＣＩ－１２提高约２０％。这是由于ＢＮ粘接剂的存在使ＨＴＰ中的各个纤维牢固地粘结到一起，从而比全石英纤维体系隔热瓦有更高的强度。在ＨＴＰ中，氧化铝纤维的含量对隔热瓦的性能有较大的影响。ＨＴＰ在厚度和平面方向的抗拉强度随氧化铝纤维含量的增加先增后减小，ＨＴＰ的平均热膨胀系数则随着氧化铝纤维含量的增加而增大［１０］。

    ＢＲＩ（ｂｏｒｏｎ－ｃｏｎｔａｉｎｉｎｇ　ｒｉｇｉｄ　ｃｅｒａｍｉｃｓ）是为改进陶瓷瓦的防热性能和降低热导率而研制的一种新型刚性隔热材料。ＬＩ－９００和ＡＥＴＢ隔热瓦在可重复使用的航天飞行器上得到了广泛使用，这两种隔热瓦的性能还存在一些不足。其中，ＬＩ－９００在１３７０℃长时间加热的环境中收缩很严重；此外，ＬＩ－９００及其他全石英纤维型隔热材料与带加固的单块纤维隔热涂层ＴＵＦＩ（ｔｏｕｇｈｅｎｅｄｕｎｉ－ｐｉｅｃｅ　ｆｉｂｒｏｕｓ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）的匹配性不好，使用涂层会导致全石英纤维隔热材料出现收缩，从而在重复使用航天飞行器飞行过程中ＬＩ－９００易产生破坏。而ＡＥＴＢ隔热瓦的热导率比较高，限制了其应用范围。因此，美国Ａｍｅｓ中心为解决ＬＩ－９００和ＡＥＴＢ存在的不足，研究出一种新型刚性隔热材料ＢＲＩ。

    ＢＲＩ主要由６０％～８０％石英纤维、２０％～４０％氧化铝纤维和０.１％～１.０％Ｂ４Ｃ粉组成。一种较为理想的成分是６７％石英纤维、３２.７５％氧化铝纤维和０.２５％（质量分数）Ｂ４Ｃ粉。其中，石英纤维的存在使ＢＲＩ具有与ＬＩ－９００相似的低热导率，氧化铝纤维则使ＢＲＩ具有较高的强度和耐高温性能，可抵御１５４０℃的高温，具有与ＡＥＴＢ相似甚至更好的耐温性和强度，Ｂ４Ｃ粉的作用则使石英纤维和氧化铝纤维在烧结时相互熔合在一起。ＢＲＩ隔热瓦具有优异的耐温性，在１２６０℃保温１６ｈ的收缩率是ＬＩ－９００的１／８～１／７，是ＡＥＴＢ－８的１／２。ＢＲＩ隔热瓦的热导率和强度具有各向异性，在厚度方向的热导率低于平面方向的热导率［１１］。

    １.３　三元体系刚性隔热瓦

    ＡＥＴＢ是为改进ＦＲＣＩ的性能而研制的三元纤维复合隔热瓦［１２～１５］。ＡＥＴＢ的一种典型成分为约６８％石英纤维、１２％硼硅酸铝纤维、２０％氧化铝纤维，其中石英纤维和氧化铝纤维的直径为１～３μｍ，硼硅酸铝纤维的直径为５～１０μｍ。ＡＥＴＢ的制备过程与ＬＩ系列隔热瓦类似，不同的是ＡＥＴＢ 中不含ＳｉＯ２粘结剂，烧结时没有  ＳｉＯ２粘结剂的粘结作用，替代的方法是高温促使硼硅酸铝中的硼形成氧化硼，使纤维烧结，从而使各纤维牢固地结合在一起，但由于硼硼酸铝纤维的直径较大，加热硼硅酸铝纤维也增加了隔热瓦的热导率。与ＦＲＣＩ相比，ＡＥＴＢ的抗拉强度提高了约２０％，同时氧化铝纤维的加入使ＡＥＴＢ具有较好的高温稳定性，１２６０℃时的抗收缩性比ＦＲＣＩ提高了６倍。ＡＥＴＢ的热稳定性也优于ＬＩ系列隔热瓦。但是ＡＥＴＢ的析晶性能不如ＦＲＣＩ，限制了它在高温的长期使用［１６］。

表１　美国高超声速飞行器用刚性隔热瓦的性能［１７－１８］

隔热瓦涂层公司密度（ｇ／ｃｍ３） 耐温／Ｋ 飞行器（发射年份）

ＢＲＩ－１６ ＴＵＦＩ　Ｂｏｅｉｎｇ　０．３２　１８１３ 发现者号（２００６），Ｘ－５１

ＢＲＩ－８ ＴＵＦＩ　Ｂｏｅｉｎｇ　０．１２８　１６４０（Ｍ）

ＡＥＴＢ－２０ ＴＵＦＩ　Ａｍｅｓ　０．３２ 奋进者号（１９９４），Ｘ－４３Ａ，Ｘ－３７Ｂ

ＡＥＴＢ－１２ ＴＵＦＩ　Ａｍｅｓ　０．１９２　１７００（Ｍ）／１８７０（Ｓ）

ＡＥＴＢ－８ ＴＵＦＩ　Ａｍｅｓ　０．１２８　１６４０（Ｍ）／１８１０（Ｓ）

ＨＴＰ－１２ ＴＵＦＩ　ＬＭＳＣ　０．１９２　１７００

ＦＲＣＩ－２０ ＴＵＦＩ　Ａｍｅｓ　０．３２　１６４０（Ｍ）／１８１０（Ｓ） 亚特兰蒂斯号和挑战者号

ＦＲＣＩ－１２ ＴＵＦＩ　Ａｍｅｓ　０．１９１－０．２１６　１６４０（Ｍ）／１８１０（Ｓ）

ＬＩ－２２００ ＲＣＧ　ＬＭＳＣ　０．３２－０．３８４　１６４０（Ｍ）／１８１０（Ｓ） 挑战者号和哥伦比亚号

ＬＩ－９００ ＲＣＧ　ＬＭＳＣ　０．１２８－０．１５２　１５９０（Ｍ）／１７６０（Ｓ）

    １.４　多元体系两结构刚性隔热瓦（ＴＵＦＲＯＣ）

    传统的陶瓷防热瓦和隔热瓦分别用在高超声速飞行器的高温区和大面积隔热区域。与传统的防热一隔热分开设计不同，２０１０年发射并成功返回的Ｘ－３７Ｂ采用了防热一隔热一体化设计的整体增韧抗氧化复合结构（ＴＵＦＲＯＣ）。这种新型的陶瓷复合结构同样也是由Ａｍｅｓ中心研制，不仅能承受再入时产生的高温，还解决了陶瓷瓦在高温环境下的热裂和抗氧化等瓶颈问题。并且实现了防热一隔热一体化。ＴＵＦＲＯＣ的密度只是增强Ｃ／Ｃ 材料（ＲＣＣ）的１／４，成本降为ＲＣＣ的１／１０，并且制造周期缩为ＲＣＣ的１／６到１／３［１９］。ＴＵＦＲＯＣ主要有两部分构成：其外层为难熔、抗氧化的轻质陶瓷／碳材料（ＲＯＣＣＩ）。ＲＯＣＣＩ的制备工艺为：将多孔碳基体浸渍到二烷氧基和三烷氧基硅烷中，然后在惰性气氛中热解。ＲＯＣＣＩ的主要成分为碳、硅和氧。使用温度达到了１２００Ｋ，表面添加高辐射低催化涂层后，ＲＯＣＣＩ在１０ｍｉｎ 内的使用温度可达１９３１Ｋ，１ｍｉｎ的使用温度可达２２５５Ｋ。ＴＵＦＲＯＣ的内层为低密度隔热材料，如ＡＥＴＢ或ＦＲＣＩ，其表面为ＴＵＦＩ涂层。其过渡区为１.２ｍｍ厚度的粘结剂。过渡区的初始成分为玻璃、聚合物（含硅醇的有机硅）和高辐射添加剂（如ＴａＳｉ２，ＭｏＳｉ２和ＷＳｉ２）。在使用过程中，这些组元会发生化学反应并凝固，形成粘结剂和过渡层，以缓解外层和隔热层之间的温度梯度效应和线胀系数的差异。随着时间的增加，粘结层中的聚合物成分逐渐挥发消失［２０］。

    ２　刚性陶瓷隔热瓦在飞行器上的应用

    ２.１　美国航天飞机上刚性隔热瓦使用

    刚性隔热瓦是热防护体系的组成者。在航天飞机上的应用面积高达６８％，据统计一架航天飞机上有３４０００块隔热瓦。迄今，美国共有五架航天飞机，它们上面均贴有具有高效隔热性能的隔热瓦。“哥伦比亚号”是美国第一架航天飞机，它的表面的隔热瓦是早期的ＬＩ－２２００型隔热瓦，包括高温可重复使用表面隔热瓦（ＨＲＳＩ）和低温可重复使用表面隔热瓦（ＬＲＳＩ）两种。表面涂有ＲＣＧ的涂层［２１］。“挑战者号”航天飞机表面贴有两种型号的隔热瓦，ＦＲＣＩ－２０和ＬＩ－２２００。  ＬＩ－２２００的应用同“哥伦比亚号”，ＦＲＣＩ－２０的密度是０.３２ｇ／ｃｍ３，表面涂有ＴＵＦＩ的涂层。“发现号”航天飞机表面贴有波音公司生产的ＢＲＩ－１６的隔热瓦，密度在０.３２ｇ／ｃｍ３，短时可以承受１８１０Ｋ的高温，表面的涂层ＴＵＦＩ。“亚特兰蒂斯号”是美国第四架航天飞机，表面的隔热材料又回归ＦＲＣＩ 系列。单次飞行耐温可以达到１８１０Ｋ，重复使用的温度最高为１６４０Ｋ。“奋进号”航天飞机于１９９１年建造，来替代“挑战者号”，表面的隔热瓦是由Ａｍｅｓ公司生产的ＡＥＴＢ型瓦，ＡＥＴＢ－２０的密度为０.３２ｇ／ｃｍ３，隔热瓦的涂层是ＴＵＦＩ［１７～１８］。

    ２.２　刚性陶瓷隔热瓦在Ｘ系列飞行器上的应用

    ２.２.１ Ｘ－３７Ｂ上的刚性陶瓷隔热瓦

    Ｘ－３７Ｂ是着名的Ｘ系列试验飞行器，尺寸为美国原有航天飞机的四分之一，波音公司是主承包商。其机体迎风面防热材料是ＡＥＴＢ隔热瓦，主要的型号为ＡＥＴＢ－２０，表面覆有２。５ｍｍ厚的ＴＵＦＩ涂层，涂层由硅酸盐玻璃与高辐射剂ＭｏＳｉ２组成，在界面形成密度梯度，强度和耐用性较好。２０１１年春季，第二架Ｘ－３７Ｂ发射进入轨道运行。２０１２年１２月１１日成功进行第３次发射尚未返回。

    ２.２.２ Ｘ－４３Ａ 高超声速飞行器上的隔热瓦

    Ｘ－４３Ａ在２００４年３月和１１月的两次试验中成功实现了Ｍａ＝６.８和Ｍａ＝９.８的飞行。该飞行器上下表面都敷设了有ＴＵＦＩ 涂层的ＡＥＴＢ隔热瓦，为了保证飞行器大面积热防护隔热瓦的几何外形，ＡＥＴＢ隔热瓦在安装后，整个机身在大型数控机床上进行加工，加工完成后再进行整体喷涂ＴＵＦＩ涂层，涂层在室温下固化。由于飞行时间只有十几秒，大部分隔热材料的厚度在１３ｍｍ左右。

    ２.２.３ Ｘ－５１Ａ 高超声速飞行器上的隔热瓦

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    Ｘ－５１Ａ 的飞行速度在Ｍａ＝６.０～７.０之间，较之前的Ｘ－４３Ａ 飞行速度要慢，但飞行时间更长，因此对热防护系统的性能要求更高。首架Ｘ－５１Ａ 曾于２０１０年５月２６日进行飞行试验，但其飞行马赫数在达到４.８８时因故障而终止。该飞行器迎风面采用波音公司研制的ＢＲＩ－１６隔热瓦为隔热材料，密度在０.３２ｇ／ｃｍ３，短时可以承受１８１０Ｋ的高温，表面的涂层ＴＵＦＩ，由应力隔离垫粘贴到铝蒙皮上。

    ３　国内刚性高效隔热瓦的研究进展

    目前，我国对于飞行器热防护系统领域的研究较多，而针对刚性隔热瓦结构性能方面的实验研究相对欠缺，相关文献报道也很少，如何提高陶瓷纤维刚性隔热瓦的耐温性能、力学强度和耐用性方面仍是今后研究的重要方向。国内开展新型高效隔热材料的研究单位有航天材料及工艺研究所、北京航空航天大学、国防科技大学、山东工陶院等许多科研院所。其中，北京航空航天大学、国防科技大学在基础研究方面取得重大的成果，航天材料及工艺研究所和山东工业陶瓷研究设计院在产品应用方面处于国内的领先地位。

    国内隔热材料研究与生产方面近年来也有一定程度发展，生产高温陶瓷纤维和隔热材料的厂家涌现不少。但是，大多属于一般通用的隔热产品，只有个别厂家生产的陶瓷纤维勉强可以作为开展高效隔热材料的原材料使用，原材料技术水平低已经成为阻碍我国高品质隔热材料发展的一个主要因素。

    ４　展望

    高效刚性隔热材料未来在降低密度、减轻质量、提高耐温性能；不断改进工艺、提高性能和降低成本；由短时高温超高温向长时高温方向发展。另一方面，注重与传统防隔热材料不同的新型隔热材料的前沿研究。如纳米隔热材料、隐身隔热材料、功能梯度材料等。这些将成为航空航天器热防护系统新一代隔热材料的研究方向之一。

    参考文献

    ［１］　Ｒｏｄｒｉｇｕ　Ａ　Ｃ，Ｓｎａｐｐ　Ｃ　Ｇ。Ｏｒｂｉｔｅｒ　Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ　ＳｙｓｔｅｍＬｅｓｓｏｎｓ　Ｌｅａｒｎｅｄ［Ｒ］。ＡＩＡＡ，２０１１－７３０８。

    ［２］　竺士伟。航天飞机热结构反思［Ｊ］。太空探索，２０１１（１）：２６－３４。

    ［３］　李俊宁，胡子君，孙陈诚，等。高超声速飞行器隔热材料技术研究进展［Ｊ］。宇航工艺材料，２０１１（６）：１０－１３。

    ［４］　王康泰，冯坚，姜勇刚，等。陶瓷纤维刚性隔热瓦研究进展［Ｊ］。材料导报Ａ　２０１１，１２（１２）：３５－３９。

    ［５］　王思青，张长瑞，周新贵，等。重复使用运载器陶瓷热防护系统［Ｊ］。导弹与航天运载技术，２００４（３）：３７－４１。

    ［６］　关春龙，李垚，郝晓东，等。可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状［Ｊ］。宇航材料工艺，２００３，３３（６）：７－１２。

    ［７］　苏芳，孟宪红。三种典型热防护系统发展概况［Ｊ］。飞航导弹，２００６（１０）：５７－６０。

    ［８］　Ｆｒｏｓｃｈ　Ｒ　Ａ，Ｌｅｉｓｅｒ　Ｄ　Ｂ，Ｇｏｌｄｓｔｅｉｎ　Ｈ　Ｅ，ｅｔ　ａｌ。Ｆｉｂｒｏｕｓｒｅｃｔｏｒｙ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ：ＵＳ，４１４８９６２［Ｐ］。１９７９－０４－１０。

    ［９］　Ａｎａｓ　Ｒ　Ｐ，Ｃｒｅｅｄｏｎ　Ｊ　Ｆ，Ｃｕｎｎｉｎｇｔｏｎ　Ｊ　Ｒ。ＴｈｅｒｍｏｐＨｙｓｉｃａｌｍｅｃｈａｎｉｃａｌ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ＨＴＰ　ｆａｍｉｌｙ　ｏｆ　ｒｉｇｉｄ　ｃｅｒａｍｉｃｓｕｌａｔｉｏｎ　ｍａｔｅｒｉａｌｓ［Ｒ］，１９８５。ＡＩＡＡ－８５－１０５５。

    ［１０］　Ｈｅｎｇ　Ｖ，Ｈｉｎｋｌｅ　Ｋ　Ａ，Ｓａｎｔｏｓ　Ｍ　Ａ。Ｒｉｇｉｄ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄｈｏｄｏｆ　ｐｒｏｄｕｃｉｎｇ　ｓａｍｅ：          ＵＳ，６７１６７８２［Ｐ］。２００４。

    ［１１］　Ｈｅｎｇ　Ｖ，Ｈｉｎｋｅｌｅ　Ｋ　Ａ，Ｓａｎｔｏｓ　Ｍ　Ａ。Ｒｉｇｉｄ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄｍｅｔｈｏｄ　ｏｆ　ｐｒｏｄｕｃｉｎｇ　ｓａｍｅ［Ｐ］。ＵＳ　Ｐａｔｅｎｔ　６，７１６，７８２Ｂ２。２００４－０４－０６。

    ［１２］　Ｅｈｒｌｉｃｈ　Ｃ　Ｆ。ＴＰＳ／Ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ　ｃｏｎｃｅｐｔｓ　ｆｏｒ　ｖｅｈｉｃｌｅｓ　ｗｉｔｈｒｅｕｓａｂｌｅ　ｃｒｙｏｔａｎｋｓ［Ｒ］。１９９４，ＡＩＡＡ－９４－４６７５。

    ［１３］　Ｌｅｉｓｅｒ　Ｄ　Ｂ，Ｓｍｉｔｈ　Ｍ，Ｓｔｅｗａｒｔ　Ｄ　Ａ。Ｏｐｔｉｏｎｓ　ｆｏｒ　ｉｍｐｒｏｖｉｎｇｒｉｇｉｄｉｚｅｄ　ｃｅｒａｍｉｃ　ｈｅａｔ　ｓｈｉｅｌｄｓ ［Ｊ］。Ｃｅｒａｍ　Ｅｎｇ　ＳｃｉＰｒｏｃ，１９８５（６）：７５７－７６８。

    ［１４］　Ｌｅｉｓｅｒ　Ｄ　Ｂ，Ｓｍｉｔｈ　Ｍ，Ｓｔｅｗａｒｔ　Ｄ　Ａ。Ｅｆｆｅｃｔ　ｏｆ　ｆｉｂｅｒ　ｓｉｚｅａｎｄ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｏｎ　ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ　ａｎｄ　ｔｈｅｒｍａｌ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆｌｏｗ　ｄｅｎｓｉｔｙ　ｃｅｒａｍｉｃ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ　ｍａｔｅｒｉａｌｓ ［Ｒ］。

    ＮＡＳＡ　ＣＰ，１９８４，２３５７：２３１－２４４。

    ［１５］　ＤｉｃｈｉａｒａｒＩ　Ａ。Ｍｅｔｈｏｄ　ｏｆ　ｍａｋｉｎｇ　ａｐｅｒｍｅａｂｌｅ　ｃｅｒａｍｉｃ　ｔｉｌｅｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ［Ｐ］。Ｐａｔｅｎｔ　ＵＳ　６　６１３　２５５Ｂ２。２００３－０９－０２。

    ［１６］　Ｓｔｅｗａｒｔ　Ｄ　Ａ，Ｌｅｉｓｅｒ　Ｄ　Ｂ，Ｓｍｉｔｈ　Ｍ。Ｔｈｅｒｍａｌ　ｒｅｓｐｏｎｓｅ　ｏｆｉｎｔｅｇｒａｌ　ｍｕｌｔｉｃｏｍｐｏｎｅｎｔ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ　ｔｈｅｒｍａｌ　ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ　ｓｙｓｔｅｍｓ［Ｒ］。１９８５，ＡＩＡＡ－８５－１０５６。

    ［１７］　Ｌｅｉｓｅｒ　Ｄ　Ｂ，Ｓｔｅｗａｒｔ　Ｄ　Ａ，Ｓｈｕｔｔｌｅ　ｍａｔｅｒｉａｌｓ　ｒｅｓｉｓｔａｎｔ　ｔｏｍｉｃｒｏｍｅｔｅｏｒｉｔｅ　ｏｒｂｉｔａｌ　ｄｅｂｒｉｓ［Ｒ］。ＮＡＳＡ２００４０１７１７７９：６０－６６。

    ［１８］　曾昭焕。航天飞机用刚性陶瓷瓦防热材料发展概况［Ｊ］宇航工艺材料，１９８９，１９（３）：１２－２０。

    ［１９］　Ｄａｖｉｄ　Ａ　Ｓ，Ｄａｎｉｅｌ　Ｂ　Ｌ。Ｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔ　ＴＵＦＲＯＣ　ＴＰＳ　ｆｏｒＨｙｐｅｒｓｏｎｉｃ　Ｖｅｈｉｃｌｅｓ［Ｒ］。Ｃａｎｂｅｒｒａ，ＡＩＡＡ　２００６，７９４５。

    ［２０］　Ｄａｖｉｄ　Ａ　Ｓ，Ｓａｎｔｓ　Ｃ，Ｌｅｉｓｅｒ　Ｄ　Ｂ，Ｔｏｕｇｈｅｎｅｄ　ｕｎｉ－ｐｉｅｃｅ，ｆｉｂｒｏｕｓ，ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ，ｏｘｉｄｉｚａｔｉｏｎ－ｒｅｓｉｓｔａｎｔ　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ［Ｐ］。    ＵＳ　Ｐａｔｅｎｔ　７，３８１，４５９Ｂ１，２００８－０６－０３。

    ［２１］　孙欣荣。航天飞机的铠甲。太空探索，２００３，５.２０－２１。