航天飛行器再入/進入大氣層時產生嚴重的氣動加熱，熱防護系統是確保飛行器內部電子元器件和載人空間正常工作所必須依賴的關鍵子系統之一，而防熱材料是熱防護系統中至關重要的部分。隨著我國載人航天、探月工程、深空探測、載人登月等工程的逐步展開，以及新型航天飛行器的迅速發展，再入速度越來越高，面臨的熱環境愈發嚴酷，氣動加熱時間達千秒級以上，加熱量大幅增加，大面積區域面臨著長時有氧環境的高溫（≥1000 ℃），關鍵部位瞬時溫度可達2000 ℃以上。
20世紀50年代以來，飛行器熱防護材料體系和熱防護方式不斷發展，尤其以陶瓷瓦、TUFROC為代表的先進超輕質可重復使用熱防護材料，在航天飛機和X-37B這類先進航天飛行器上成功應用，引起科學家和工程師的廣泛關注。但是，總體來說這類材料可靠性不足、價格昂貴、裝配工藝復雜、后期維護成本高，在一定程度上限制其在航天飛行器上的大量應用。樹脂基燒蝕防熱材料是以有機聚合物為基體，通過一系列化學和物理變化，犧牲材料自身的質量帶走大量氣動熱，從而達到防熱的目的。由于高可靠性、高性價比、裝配工藝簡捷，至今仍然被認為是最有效、最可靠、最成熟和最經濟的一種熱防護方式，在飛船、返回式衛星、導彈等眾多航天飛行器熱防護系統中大量使用。
我國樹脂基燒蝕防熱材料在國防裝備需求牽引下，經過玻璃/酚醛、石英/酚醛和碳/酚醛3個里程碑式的發展后，材料體系逐步建立并完善起來。進入21世紀以來，伴隨著國家航天事業的逐步開展，燒蝕防熱材料面臨著急迫的減重需求，以蜂窩增強低密度材料體系為代表，開發出H88，H96兩種代表性低密度樹脂基燒蝕防熱材料（LAC）。
1.低密度樹脂基燒蝕防熱材料
1.1 蜂窩增強低密度防熱材料
我國在載人航天工程的牽引下，針對神舟飛船返回艙彈道特點開發了H88和H96兩種典型的蜂窩增強LAC材料，如圖1所示。H88和H96材料是以玻璃鋼蜂窩格子作為支撐，苯基硅橡膠為樹脂基體，物理共混的方式摻雜石英短纖維、酚醛微球、玻璃微球等輕質功能填料，通過整體成型工藝快速填充到玻璃鋼蜂窩格子中。輕質功能填料的加入主要用來降低材料密度和熱導率，同時保證材料表面抵抗氣流沖刷的能力。
在H88和H96的基礎上，對材料的微細觀結構和化學組成進行優化，開發了密度分別為0.4 g/cm3和0.5 g/cm3左右的FG4和FG5材料，室溫熱導率≤0.1 W/(m·K)，用于返回器側壁背風面的中低熱流區。在返回器防熱大底的高熱流區域，研制了密度分別為0.5 g/cm3和0.7 g/cm3的HC5和FG7材料，室溫熱導率保持在0.10 ~ 0.12 W/(m·K)之間，以增加防熱材料的高駐點燒蝕性能和抗剪切性能，如圖2所示。
1.2 SPQ系列材料
我國在探月工程以及新型航天飛行器的推動下，基于斜纏模壓工藝開發了SPQ系列中低密度石英/酚醛、玻璃/酚醛體系防熱材料。SPQ材料主要特點是在酚醛樹脂基體中添加大量的酚醛微球、玻璃微球、陶瓷粉體等輕質功能填料，以石英纖維和功能纖維編織而成的二維織物為增強相，制成輕質雜化預浸料，通過調整增強體和樹脂基體配方，制備滿足不同防熱需求的SPQ系列材料。空心小球和微孔的引入，在降低材料密度的同時，能夠顯著降低材料的熱導率。圖3為SPQ9材料的光學顯微鏡照片和燒蝕后SEM照片，可以觀察到SPQ9樹脂基體中均勻分散著大量的輕質功能填料小球，燒蝕后輕質功能填料原位形成微米級的閉孔結構。
SPQ系列材料是在傳統斜纏模壓工藝上改進而來的繼承性材料，同傳統致密型玻璃/酚醛、石英/酚醛防熱復合材料相比，SPQ材料密度最大可降低43%左右，室溫熱導率降為傳統防熱材料的50%左右，已經成功應用于月球軌道返回器（圖4）和武器裝備關鍵部位的熱防護。
1.3 防隔熱一體化低密度樹脂基防熱材料
20世紀90年代，為滿足深空探測、空天往返等先進航天飛行器的防熱和隔熱需求，進一步壓縮熱防護系統在總系統的質量占比，以美國為主的航天強國相繼開發出新型防隔熱一體化超低密度燒蝕防熱材料，典型代表有PhenCarb，BLA，SCRAM，PICA和SIRCA材料。這類材料的共同特點具有超低密度（≤0.35 g/cm3）、超低熱導率、防熱和隔熱功能兼容。我國在探月工程月地高速再入返回器和新型航天飛行器熱防護系統設計中，針對再入軌道高熱流峰值、高焓值、長時加熱和有氧氣氛的熱環境特點，多家研究單位和高校（如：航天材料及工藝研究所、哈爾濱工業大學、華東理工大學等）同期開展了新型低密度防隔熱一體化材料的研制工作。
以多孔雜化酚醛樹脂為基體，通過改變增強體纖維組織結構，開發出密度在0.25 ~ 1.3 g/cm3之間可調可控的DMC，DMS，ZMS系列防隔熱一體化復合材料。這類材料典型特點是將氣凝膠材料的微納開孔結構引入到復合材料內部結構中，大幅降低材料的熱導率，顯著提高其隔熱性能。圖5為不同纖維組織結構增強體制備的LAC防隔熱一體化材料的微觀形貌照片。利用酚醛氣凝膠燒蝕炭化后的“形態復制效應”，炭層結構保持氣凝膠疏松多孔形態，既有效降低炭層熱導率，又能提高表面的輻射散熱。多孔雜化樹脂中的納米功能組元，提高了樹脂基體和炭化層的耐燒蝕、抗剪切、抗氧化和力學性能，進一步降低材料熱導率。
1.4 多功能一體化輕質防熱材料
目前，在多功能一體化樹脂基燒蝕防熱材料領域我國基本處于國際前沿領域的行列。近年來，研究團隊相繼開發出適用于多重復雜熱環境的輕質防熱/隔熱/維形、防熱/隔熱/隱身、防熱/隔熱/承載、防熱/隔熱/阻燃等多功能一體化材料。
面向新型航天飛行器減重、防熱、隔熱和雷達隱身的需求，開發了輕質防熱/隔熱/隱身一體化材料（HRC）。為滿足航天飛行器關鍵熱防護部位高溫下熱力承載的需求，開發出密度≤1.2 g/cm3的防熱/隔熱/承載一體化復合材料（HIS）。針對運載火箭發動機部位裙擺防熱材料點火時明火燃燒的現象，發明了防熱/隔熱/阻燃多功能融合的一體化材料，有效地解決了火箭發動機點火時防熱擺裙出現明火的現象。
隨著先進航天飛行器以及飛行控制技術的不斷發展，飛行器彈道方式和飛行熱環境日趨多樣化和復雜化，對防熱材料的功能性提出更多和更嚴苛要求，防熱材料的多功能一體化是一次性解決未來航天飛行器先進熱防護系統的重要技術手段。
2 低密度樹脂基燒蝕防熱材料研究展望
2.1多功能兼容與集成化
防熱結構輕量化是航天飛行器持續的追求目標，熱防護系統的多功能化和功能集成化是先進航天飛行器發展的必然需求。隨著智慧航天飛行器概念的出現，未來將對航天飛行器熱防護部位進行分區域、變材料、變功能、變厚度、變外形等精細設計與制造，新型高性能樹脂基體、連續功能梯度復合材料與柔性適形防熱材料將會是低密度樹脂基防熱材料的重點發展方向。
防熱材料是再入/進入航天飛行器抵御氣動熱環境的屏障，構成了最外層結構，除了要滿足氣動和防熱需求外，還必須具備隔熱、抗沖刷、熱力承載、氣動維形等多重功能。隨著航天飛行器飛行熱環境的日趨嚴酷，加熱時間的不斷延長，熱防護系統嚴苛的質量約束，低密度樹脂基燒蝕防熱材料的發展趨勢必然是在輕量化的前提下，實現防熱、隔熱、氣動維形、熱力承載、隱身、阻燃等多重功能的兼容與集成，簡化熱防護系統的設計、裝配與維護成本，是未來低密度樹脂基燒蝕防熱復合材料發展的必然趨勢。
2.2多重熱防護機制協同作用
燒蝕防熱材料在氣動熱環境下做出一系列復雜的物理和化學響應，材料與熱環境之間高度耦合，材料本體發生非穩態的傳質傳熱過程，有關樹脂基燒蝕材料防熱機理的研究一直被認為是最具科學挑戰性的課題。材料在燒蝕過程中，大量的氣動熱以對流和輻射的形式加熱材料表面，隨之發生復雜的化學反應，樹脂基體發生分解并帶走大量的來流熱量，熱解產物形成多孔炭化層，如圖6所示。闡明樹脂基燒蝕防熱材料中各種防熱機制在整個熱防護過程中的作用機理以及在總熱效應中的比重，揭示各種防熱機制之間的相互耦合作用，探明非穩態燒蝕過程中材料本體傳熱傳質過程，掌握材料微細觀結構與性能之間的關系，有助于實現低密度樹脂基燒蝕防熱材料體系防熱、隔熱和其他功能間的協同設計與匹配，對新型樹脂基LAC材料的結構設計、開發、制備與工程應用具有十分重要的科學指導意義。
