“退休”后的马云，竟然是去造火箭了？全球1小时达！马斯克怕了吗？
阿里“要上天”？
4月1日消息，淘宝宣布与商业航天公司蓝箭航天合作，研发大型“宝箭号”和“小宝箭号”运载火箭。
目前，“宝箭号”正在工厂装配，预计3-5年投入使用，可将跨国运输将缩短为一小时；而“小宝箭号”火箭将使得30公里范围内到货仅需60秒，小区附近的快递站点将会全面升级，配备“小宝箭”降落平台，楼顶天台也会成为天台驿站。
作为国内电商巨头，淘宝显然对物流速度有更深的理解。从货车、火车、飞机再到无人机，物流的运具在不断迭代，从次日达到一日达，包裹流转的速度在不断提升。还有没有更给力的方式？
有的。
淘宝的“大宝箭”
在阿里公布的消息透露，其大型“宝箭号”火箭全长48.8米，直径3.55米，运力为5-10吨。加速后能够达到第一宇宙速度（7km/s），30倍于飞机的速度，以地球上两点最远距离20000km计，理论上48分钟内即可到达。
也就是说，“全球1小时达”的目标将可实现，不仅终结“次日达”，而且将“包邮区”从江湖浙扩大到美日韩。
“包邮区”不再是江浙沪，大“宝箭”运豪车，咻的一下送货到家！
“小宝箭”虽然没有同门师兄这么快，但是更接地气。载重量200斤的小宝箭可以降落在用户的楼顶天台，30公里运输时间仅需60秒，能轻松完成50kg的跨省、跨市运输。
大型“宝箭”号飞行剖面 ，来源：蓝箭航天
小“宝箭”天台收货，使命必达。
根据淘宝放出的消息，“大宝箭”将在3-5年内起用，“小宝箭”将在4-6年内起用。
玩笑和野心，马斯克怕了吗？
不过，这应该是阿里今年给大家开的愚人节玩笑。实际上，各大科技公司在准备四月一号的节目上花费的心机，和人事花在年会上的差不多。
但玩笑之中往往透露着说话者的真实想法。
近几年，国内有不少航天及卫星创业团队获得资本青睐，上文提到跟阿里合作的蓝箭航天就是其中之一，另外还有零壹空间、九天微星等公司，也拉开我国民营航天创业的大幕。
“宝箭号”的实现原理来自SpaceX在2015年的创举——火箭箭体回收，可回收技术让火箭有了成为真正意义上交通工具的潜力。去年2月，SpaceX的重型猎鹰火箭，携带者一台樱桃红的特斯拉Roadster跑车进入太空轨道，引起全球热议。
不过，刚起步的国内民营商业航天事业走得尚不顺利。
继蓝箭航天的“朱雀一号”发射失败后，我国民营航天领域几天前（３月27日）迎来的第二波尝试宣告失败。
据《科技日报》消息，3月17点39分，零壹空间在酒泉卫星发射中心利用OS-M固体运载火箭将灵鹊一号B星发射升空，但随后失去控制，本次发射任务遗憾告败，目前故障原因还在调查中。
环球网援引航天专家黄志澄观点称，这是一次尝试，一个民营火箭公司处于起步阶段，两三年时间的发展能有这样成绩就已经很不错了。国内民营火箭企业要沉住气，按照中国航天火箭发展的规律去做，“不要急于求成，不用去争名义上谁是第一谁是第二”。
《华尔街日报》在去年11月11日报道称，目前中国已有约80家商业航天技术初创公司，正在大胆地与美国SpaceX等公司竞争，希望从航天市场分一杯羹。文章援引观点称，“三年前，没人能想象中国民营企业可以做这件事，如今，中国的民营企业已经变得十分强大。”
从谁都不信的中国黄页，到如今不离手的淘宝；从当初被听成“吃不饱”，到现在转账秒到的支付宝……科技日新月异，只是蒲出场时常被当成笑话，只是多年以后，当初嘲笑者自己变成笑话。
淘宝的“宝箭”让“地球1小时”送货变现，虽然是愚人节新闻，但梦想总是要有的，万一实现了呢？
延伸阅读
一、图解运载火箭结构
二、火箭的主要材料
现代火箭和导弹各部位使用的材料，大部分与飞机材料相同，但为适应运载火箭与弹道导弹的特殊工作环境，也发展了多种专用材料。
1、弹头材料
运载火箭的头部不需要返回地面，只经受穿出大气层时的空气动力加热，一般是用金属或复合材料制造头部整流罩。
弹道导弹的头部要再入大气层，以便攻击敌方目标，早期的某些中程导弹曾一度采用热沉式防热，即把热量耗散在质量大、比热高的铜制钝头中，但因重量太大、隔热困难，这种方法很快被放弃。洲际导弹头部的再入速度马赫数高达20以上，头部温度可高达8000～12000°C。50年代末，头部鼻锥开始采用烧蚀材料防热。早期广泛使用的烧蚀材料是高硅氧玻璃纤维增强酚醛树脂。鼻锥后面还有大面积的防热层，内部用轻金属结构支撑并衬有隔热材料，以保证核战斗部和精密仪器所需要的温度环境。随着分导式弹头和机动式弹头的发展，再入时间增长，不均匀烧蚀的情况加剧，同时为抵抗粒子云侵蚀和核攻击，遂研制出石墨纤维三向或多向增强的碳材料和具有高应变性能的石墨材料。70年代开始改用碳纤维织物作为增强材料，效果良好。为了对头部进行制导，防热层上开有天线窗，窗口材料与防热层应同步烧蚀，同时又能透过无线电波。为此目的，初期使用石英玻璃，后来研制出石英纤维增强的二氧化硅作为窗口材料。
2、弹体材料
火箭或导弹的弹体主要由仪器舱、箱体、过渡段和尾段组成。箱体以外的部分主要起结构支承作用，多采用高强度铝合金制成半硬壳式结构或蜂窝结构。
液体火箭的箱体材料既要求强度又要求耐蚀性能。早期的液体火箭箱体选用铝-镁合金。 随着钣金成形和焊接技术的进步，后来改用铝-铜-镁系、铝-锌-镁系高强度铝合金制作箱体。为箱体内部增压的高压气瓶多用钛合金或高强度钢制作。为改变发动机推力的方向，一种方法是在尾段上装燃气舵。燃气舵受到喷焰的高速冲刷，烧蚀严重，故多采用特种石墨或钨、钼等难熔金属制作，表面再覆以抗氧化涂层。另一种方法是采用摇摆式发动机或摆动喷管，为此弹体尾段须装有柔性防热材料，如玻璃纤维增强硅橡胶，以防止火焰的辐射热对尾段内各系统的损害。此外，弹体内的活门、管路系统还需要使用各种密封材料。
3、发动机材料
液体火箭发动机主要由涡轮、推进剂输送泵和燃烧室组成。涡轮材料主要是镍基、钴基合金。泵壳体采用高强度、高致密性的铝合金铸件或钢铸件。
燃烧室的工作环境最为严酷，室内燃烧温度高达3000°C以上。任何材料在这温度下都会软化以至熔化，只有对燃烧室进行冷却才能保证材料有必要的强度。燃烧室的结构按冷却方式分为三类：①再生冷却式燃烧室，其结构又分为夹壁式和管束式两种。夹壁式燃烧室的内外壁大多用不锈钢经高温钎焊制成。 某些大型液氧-液氢发动机燃烧室内壁用铜-银-锆合金制造，以增加冷却效果，外壁用金属镍电铸成形。管束式燃烧室是用多根纯镍或不锈钢薄壁异形变截面管捆绑钎焊而成。②辐射冷却式燃烧室用钼、铌等难熔金属制造，延伸喷管则用铌、钴、钛合金制造，表面涂覆抗氧化和具有高辐射系数的特殊涂层。③烧蚀冷却式燃烧室的内壁用高硅氧纤维增强树脂作烧蚀材料，外部用钛合金作承力壳体，喉部装有石墨镶块以增强耐烧蚀能力。有的发动机用多孔金属面板作为顶部推进剂喷注器的安装板，以增加冷却效果。固体火箭发动机的装药壳体最初用高强度钢制造，后来改用钛合金、玻璃纤维或高强度、高弹性模量有机纤维增强环氧树脂。壳体内部衬以橡胶类隔热材料。喷管喉部初期用钼、钨等难熔金属作喉衬，后用钨作为难熔骨架，渗入铜、银等金属作为自发汗冷却剂。最新式的发动机喷管喉部采用热解石墨、碳纤维增强碳材料作喉衬，提高了抗烧蚀性能。
4、非结构材料
火箭和导弹的特殊工作环境和贮存环境，需要使用诸如耐高温或耐低温的润滑材料、真空密封脂、高级液压油、无机化合物防火腻子、防潮防霉防腐蚀的油漆和涂料等非结构材料。
5、燃料
燃料是氮的氧化物有：CO,H2,C2H2,CH4,C2H4,CH3CH2OH,N2H4，高级硼硅烷（这都是火箭推进器的燃料）和2踢脚差不多的 点火和原理都一样。
三、轻质烧蚀防热材料研究进展
作者：马秀萍 郭亚林 张 祎（西安航天复合材料研究所，西安 710025）
1 引言
航天器在飞行过程中会因气动热效应或含能材料的燃烧等原因而承受高温、高压、强冲刷、高热流等热载荷的作用，为保证飞行器结构材料的正常工作，需采用耐高温热防护材料对宇航飞行器进行热防护。常见的耐高温热防护材料有难熔金属、石墨、碳基材料、陶瓷基材料和树脂基材料等。轻量化是航空航天领域对材料的基本要求之一，是研制高性能航天器的重要前提，也是宇航烧蚀防热材料的重要发展方向。目前，宇航烧蚀防热材料已从早期的耐高温、密度大的难熔金属和石墨发展到中低密度C/C 复合材料（密度1.3～2.0g/cm3）和纤维增强树脂基复合材料（密度1.4～1.7g/cm3），同时针对特定的热防护系统需求开发出了密度更低（＜1.0g/cm3）的烧蚀防热材料，广泛应用于航空航天领域，例如火箭、导弹、高性能发动机的一次性热防护以及航天器、空间探测器的再入热防护等气流焓值高、热流密度大、高烧蚀的环境，具有不可替代的重要作用。
根据航天器工作的实际需求，在保证耐烧蚀防热性能的前提下，国外对热防护构件的轻量化研究主要采用多孔结构降低材料密度的方法研制轻质耐烧蚀防热材料；到20 世纪60 年代，开始采用具有较低本体密度耐烧蚀材料的方法减小热防护构件的惰性质量；近年来，通过提高烧蚀防热材料整体强度，制作薄壁构件的方法进行热防护材料的轻量化研究。本文综述了轻质烧蚀防热材料研究进展情况，主要包括轻质陶瓷隔热瓦材料、蜂窝增强低密度材料、纳米多孔气凝胶材料、酚醛树脂基低密度材料、弹性体烧蚀防热材料和薄壁树脂基和碳基耐烧蚀材料。
2 多孔结构材料
2.1 轻质陶瓷隔热瓦材料
陶瓷隔热瓦材料是针对航天飞机热防护需求研制的，其主要成分为石英纤维、氧化铝或硼硅酸铝纤维，纤维之间在经过高温烧结之后可以相互“搭接”形成多孔结构，从而获得较低的密度，良好的隔热性能和力学性能。目前已经研发出多种体系的隔热瓦材料，例如全石英隔热瓦（LI、AIM）、多元隔热瓦（FRCI、HTP）、氧化铝纤维增强热屏蔽隔热瓦（AETB、BRI）等，配合其使用的还有耐高温涂层结构，例如RCG、HETC、TUFI 等。陶瓷隔热瓦具有优异的的抗烧蚀性能，较高的抗冲刷特性、隔热特性和一定的强度，但其韧性差，需与其它材料配合使用。
陶瓷隔热瓦材料主要用于航天飞机表面的热防护，美国的五架航天飞机均采用轻质陶瓷隔热瓦作为表面热防护材料，应用面积高达68%。近些年，美国通过对陶瓷隔热瓦材料改性，将其应用于超声速飞行器X-43A、X-37B 和X-51A 等。其中轨道飞行器X-37B热防护系统采用了新型单体纤维增韧抗氧化复合材料（TUFROC），密度0.4g/cm3，能抵抗1697℃的温度。不但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开裂和抗氧化等瓶颈问题，制造周期短，是世界上第一种具有可重复使用低成本热防护系统。这种新型轻质耐高温材料的设计创新性地使用了功能、防/隔热一体化的设计理念，采用机械连接方式实现了外层非烧蚀与内层低密度梯度化设计：其外层为抗氧化、难熔的轻质陶瓷/碳材料（ROCCI），内层为低密度AETB 或 FRCI，成功解决了基体结构之间的热匹配性问题，且提高了抗震性能。X-51A 的超燃冲压发动机的进气道斜坡和尖锐前缘则使用了BRI-16陶瓷隔热瓦，具有很高的可靠性和重复性，可在恶劣环境下执行任务。X-43A 机身表面和发动机进气道斜坡也使用了低密度AETB 隔热瓦，取得了良好的效果。近年来一种酚醛类的浸渍碳或陶瓷烧蚀材料（LCA），代表了热防护烧蚀材料技术领域的发展水平。LCA 密度低于0.5g/cm3，是由低密度（＜0.2g/cm3）硬碳陶瓷和有机树脂制成，硬碳陶瓷提供力学性能且其孔隙中存在空气可使热导率降低，同时通过树脂的吸热分解、热解气体的热传输和边界层的烧蚀增加烧蚀材料额外的能量散耗。例如NASA Ames 研究中心开发的低密度酚醛浸渍碳烧蚀体防热材料（PICA），密度0.24～0.32g/cm3，曾被评为2007 年美国宇航局年度发明奖，成功用于高速再入的Stardust 返回舱热防护材料和奥利安载人飞船的防热罩，还作为MSL 的迎风面防热材料成功登陆火星，其改进型PICA-X 作为主要防热方案应用于Dragon 的迎风面热防护系统，能抵抗高达2760℃的瞬时高温。NASA 之后通过改进原始浸渍工艺得到致密化的PICA，密度0.48g/cm3，材料力学性能得到了增强，特别是提高了抵御微小陨石残片冲击的能力。美国最近还研制了一种新型高温辐射热防护材料：超高温陶瓷基复合材料，主要成分是SiC 和硼化物，耐热温度高达2200℃，拟用于未来航天飞机的机翼前缘和头锥。
2.2 蜂窝增强低密度材料
蜂窝材料是为减轻航空航天材料结构重量而仿照蜂窝结构研制的一种材料，其结构形式为一系列自成体系的六边形孔格，具有很高的强度和刚度，小范围损毁不影响整体正常的力学性能。这种特殊的结构特征在很大程度上提高了构件的结构效率，减轻了惰性质量，使其具有高强、轻质、隔热的优异性能。蜂窝结构材料作为烧蚀防热材料往往需要向其中添加低密度填料等方式使其内部也形成高孔隙结构，达到提高隔热性能、降低密度的目的，现已广泛应用于航空航天等高科技领域。
酚醛玻璃钢以其高的比模量、比强度、隔热、耐腐蚀性等优点广泛用于制作蜂窝增强耐烧蚀隔热材料，目前有以下几种形式：第一种为蜂窝增强硅橡胶基体材料，美国双子星飞船防热大底和我国神舟系列飞船侧壁迎风面和大底的热防护均采用了酚醛玻璃钢蜂窝填充甲基硅橡胶和空心酚醛微球、石英纤维的低密度材料，飞船再入效果良好，既可以大幅度降低材料密度，又能提高耐热性能和结构效率。美国海盗号火星探测器则使用了超轻质烧蚀材料SLA，其结构形式为Flex Core 玻璃纤维/酚醛蜂窝填充含有SiO2 和酚醛微球的硅树脂和碳纤维、石英纤维，密度约为0.256g/cm3。SLA 经过试验和改进并与碳面板蜂窝夹层结构进行了连接，成功应用于MPF、MER、凤凰号等探测器的热防护。第二种为蜂窝增强环氧-酚醛材料，美国Apollo 飞船热防护系统应用的是酚醛玻璃钢蜂窝增强环氧-酚醛和空心微球、石英纤维的材料Avcoat 5026-39，密度仅0.55g/cm3，有效减轻了结构质量。第三种为蜂窝承载结构材料，TSRAM 系列和PhenCarb 系列就是分别以硅树脂和酚醛树脂为基体、纤维作为增强材料、蜂窝为承载结构制备出的轻质碳化型烧蚀材料。国外一些固体火箭发动机的大型潜入式喷管出口结构也采用了蜂窝结构，但是在更大型的喷管（出口直径＞2.54m）上的应用还未见报道。
2.3 纳米多孔气凝胶
气凝胶是目前已知合成材料中最轻的固体材料，独特的纳米级孔隙结构和连续的空间网络结构，使得它具有超低密度、超低热导率和优异的耐高温性能，能够限制气相对流传热、抑制固体传导途径，有超级绝热材料之称。单独的气凝胶材料强度较低，通过与各种增强材料的复合，使其具有优良的力学性能和隔热性能，作为烧蚀材料具有十分广阔的应用前景。
美国ASPEN 对气凝胶的研究较早，其开发纤维增强气凝胶复合材料技术是对气凝胶材料性能的完善，该公司还进行了纳米多孔隔热复合材料在高超声速飞行器再入热防护系统、发动机的隔热系统等多方面的应用研究。美国Ultramet 公司研制的碳泡沫骨架填充碳气凝胶的复合热防护材料，密度0.07g/cm3，使用温度可达2200℃。该材料可与复合材料结构壳相结合，形成一个整体绝热防护系统，在运载器推进系统、超音速飞行器发动机、（超燃）冲压发动机等方面具有潜在的应用价值。美国JOHNS-MANVILIE 公司将石棉纤维、有机树脂等与纳米多孔硅气凝胶混合制成块状材料，密度0.2～0.3g/cm3，使用温度1000℃，应用于航天及核能领域，后来由于保护环境的要求，大多采用芳纶纤维、陶瓷纤维替代石棉纤维。NASA Ames中心将陶瓷纤维与SiO2 气凝胶复合得到了一种新型隔热瓦材料，密度0.13～0.17g/cm3，与原隔热瓦相比隔热性能提高了数十倍。勇气号火星探测器的核心部位以及X-51A 超音速飞行器、火星流浪者保温层、美洲豹战斗机等均采用了气凝胶材料作为隔热层。国外目前正在研究SiO2-Al2O3 复合型气凝胶和探索新体系气凝胶在高温条件下的应用。国内纳米多孔气凝胶的研制虽然起步较晚，但现也已经研制出了一系列的SiO2 气凝胶隔热材料，并批量应用于国内飞行器隔热层、火箭发动机热防护等领域中。
3 本体低密度烧蚀材料
3.1 酚醛树脂基材料
酚醛树脂由于其优异的耐热性、良好的力学性能和工艺性能、低成本等优点一直以来是作为烧蚀防热系统的首选材料。传统树脂残碳率较低，通过改性的高成碳酚醛树脂用于制作耐烧蚀材料，具有良好的耐高热流、机械冲刷和烧蚀性能，以其为基体的低密度烧蚀材料更是国内外研究的热点。
纤维增强树脂基低密度材料通过缠绕成型用于固体火箭发动机喷管绝热层，可有效减轻防热结构质量，例如三叉戟Ⅰ战略导弹发动机PC4-2、PC4-3 喷管端头帽绝热层为低密度SiO2/酚醛材料，出口锥（扩张比＞7）内衬为低密度碳布/酚醛材料，牵牛星3AFW-4S 侦察兵B 运载火箭四级出口锥后段为低密度高硅氧/酚醛绝热层。近年来，航空航天材料及工艺研究所研发了一系列连续纤维增强缠绕型高孔隙轻质防热材料，密度0.8～1.4g/cm3，例如热解型改性SPQ/酚醛系列，具有低热导率和良好的耐烧蚀性能。
在树脂基防热涂层的研究方面，Astrium SAS 公司在代号为HYDRA 的发展规划中，选择了两种类型的烧蚀材料（两种不同系列酚醛树脂基复合材料组成）和两种类型的热结构核心材料（陶瓷基复合材料），进行联合制造。旨在研制一种新型低密度耐烧蚀防护外层，涂覆在一种先进的陶瓷基复合热结构层之上，可用于返回式飞行器上的新型烧蚀体/陶瓷基混合物超强轻质热防护层。美国制备的添加SiO2 空心微球的酚醛树脂涂层密度现已降到0.5g/cm3 以下。我国普遍使用的烧蚀防热涂层密度依然保持在0.8～0.85g/cm3 的范围。郑天亮等通过添加表面改性的Al2O3-SiO2 空心微球、油层包裹的蛭石和酚醛微球等多种填料将涂层密度降到0.4～0.6g/cm3，其中环氧和酚醛两种涂层体系在750℃保持残碳率均高于50%。
通过对结构进行改性研究，石敏先等人研制了一种由硼酚醛树脂、改性空心酚醛微球、改性空心陶瓷微球、玻璃料、溶剂等组成的轻质耐烧蚀复合材料，900℃残重率大于70%，具有良好的耐烧蚀性能和力学性能。根据密度和烧蚀性能要求对配方进行设计，可作为耐烧蚀复合材料用的聚合物基体，应用于航空航天等耐烧蚀材料技术领域。哈尔滨工业大学提出了一种新型超轻质具有“雾凇结构”的防热复合材料用于极端环境再入防热的构想。通过自制特种改性酚醛树脂的结构改性，并进一步浸渍和充填碳骨架，制备出的碳骨架增强酚醛树脂是集烧蚀、防/隔热于一体的新型超轻质复合材料。烧蚀考核过程中未出现机械剥蚀和缺陷，质量烧蚀率0.136g/s，线烧蚀率0.058mm/s，表明防热材料具有优越的隔热耐烧蚀性能。
3.2 弹性体基材料
橡胶弹性体材料以其低密度、耐高低温、抗烧蚀、防潮等特性是航空航天领域必不可少的高性能配套材料，目前使用较多的有三元乙丙橡胶、丁腈橡胶和有机硅橡胶等。通过与耐烧蚀填料的配合可达到提高绝热效应、抵抗气流冲刷、降低烧蚀率、提高整体力学性能的要求，是富氧条件下绝热层的首选材料，可广泛用于固体火箭发动机的内绝热层以及再入热防护系统。
三元乙丙橡胶的综合性能比其它橡胶好，向其中添加纤维、SiO2 等填料可用作火箭发动机燃烧室内绝热层，也可用作喷管收敛段及火箭的外绝热层，例如MAGE-Ⅲ、AntarsⅢ、三叉戟C4、MX 等。丁腈橡胶与SiO2、各种纤维等混炼制成的绝热层广泛应用于固体火箭发动机中。硅橡胶是近年来应用较多的绝热层材料，具有优异的性能，有望取代三元乙丙橡胶成为发动机的主要绝热层材料。美国DOWCoring 公司研发的硅橡胶为基体，碳纤维、SiO2、SiC 等为填料的复合材料（DC93-104）和以聚二甲基硅氧烷与聚甲基苯基硅氧烷为基体的材料，具有优异的耐烧蚀性能，用于保护航天发动机均具有良好的热防护性能。法国SNPE 公司生产的添加碳纤维、玻璃纤维的硅橡胶（Si-11x 系列）多用于固体推进剂包覆层，内蒙合成化工研究所研制的芳纶纤维增强硅橡胶（DTZ-1）主要用于小型燃气发生器的绝热包覆。在气动热防护方面，波音公司研发的以硅树脂为基体，二氧化硅空心微球、增强纤维等为填料的轻质烧蚀材料BLA，密度约为0.32g/cm3，最高使用温度达到1760℃，烧蚀率仅为0.0762mm/s，力学性能优异，成功应用于X-51A 飞行器上，蜂窝增强结构的BLA-HD 用于超燃发动机喷管内表面，可承受高温高速冲刷。NASAAmes 研究中心以高孔隙率陶瓷纤维浸渍硅树脂研发出可重复使用的耐烧蚀材料SIRCA，密度0.18～1.0g/cm3，成功用于火星探路者和火星探测漫游者飞船以及飞行器翼前缘、鼻锥和其他快速加热部位的热防护。国外最具代表性的硅橡胶复合材料用于冲压发动机热防护的有德法合作的ANTS、法国ASMP 和美国AAAM 等。国内西安近代化学研究所研制的硅橡胶绝热层在某型号冲压发动机上进行试用，综合性能优良，取得了很好的效果。
4 薄壁耐烧蚀材料
4.1 树脂基材料
烧蚀防热材料一般需要一定的厚度来满足其使用性能，在满足热防护系统所需要的抗烧蚀性能、力学性能等指标的前提下尽量把材料做薄，既可以满足热防护要求，又能减轻构件质量，现已成为宇航材料研制的重要发展方向。
三维编织结构树脂传递模塑成型（RTM）工艺是目前国际上最先进的复合材料制作工艺技术之一，相比其它复合材料成型工艺，RTM 成型的三维编织结构产品纤维含量高、制品薄且均匀、层间强度高、耐烧蚀性能好，是制造轻质、高强、低成本的树脂基复合材料制品极具潜力的成型工艺。欧洲织女星Vega 火箭Ⅰ级发动机喷管P80 的扩张段出口端和防热环均采用了RTM 成型缠绕/针刺2.5D 碳/NAXECO 酚醛结构，与传统的2D 布带缠绕成型相比具有良好的抗烧蚀性能和整体力学性能，且能有效减轻喷管质量、提高发动机性能。新一代织女星Ⅱ级发动机喷管Z40 也采用了RTM 成型技术，相比原来的Z23 喷管具有更优异的综合性能。
4.2 碳基材料
碳基体材料具有优异的抗烧蚀性能、高模量、高强度、高温下力学性能和尺寸稳定性好等优点，具有不可替代的发展趋势。采用树脂基材料抵抗3000℃以上的高温，其厚度至少10mm 以上，而采用C/C 材料只需3～4mm 的厚度，发动机喷管采用C/C 材料比树脂基材料质量可减轻50%左右。但C/C 材料抗氧化性能差、热导率高，国内外经过多年努力已经研制出多种涂层和引入其他组分来提高C/C 材料的高温抗氧化性能和降低热导率。
Novoltex 和Naxeco Sepcarb C/C 复合材料的密度低，高温下具有较高的热扩散率和较低的热膨胀率，主要用于成型大且轻的喷管出口锥，例如Delta Ⅳ运载火箭的出口锥，厚度仅为2.3mm，经过试验证明其具有安全可靠的性能。美国RL10B-2 液体火箭发动机喷管出口锥也采用Novoltex 3D 增强C/C 材料，最薄处厚度2.3mm。除3D 材料外，2D 薄壁材料也有广泛的应用，且有很好的性能，例如俄罗斯白杨-M 三级发动机C/C 出口锥出口厚度2.8mm，MAGE-Ⅱ远地点助推发动机的C/C 喷管扩张段出口厚度仅为2mm，美国MX 导弹三级发动机的C/C 喷管扩张段出口厚度1.5mm，法国SEP 与CSD 合作研制的延伸喷管出口厚度1.5mm。增强型C/C 薄壳结构（RCC）也在发现号、奋进号、前苏联暴风雪号航天飞机、法国Hemes（试验）等成功进行了应用与试验。
5 结束语
本文总结了轻质多孔材料、本体低密度材料、薄壁耐烧蚀材料等作为轻质热防护材料的发展，表明了轻质烧蚀防热材料在宇航飞行器上有着广阔的应用前景，进一步研发耐高温、低密度、高残碳率的新型材料是今后研究工作的重点。例如：功能梯度材料有着独特的内部结构，耐烧蚀性能和机械性能优异，可以有效减轻防热材料的质量，它的发展与应用必将成为新一代轻质隔热材料研究热点。轻质点阵材料秉承了材料、结构和功能设计为一体的协同优化设计理念，具有多孔特点可以进行对流换热达到温度控制的要求，且具有良好的力学性能，是未来航空航天隔热材料的发展方向之一。国外轻质烧蚀防热材料无论是原材料的配方、成型工艺还是地面模拟试验都积累了大量的经验，我国要充分借鉴国外轻质耐烧蚀防热技术的研究成果、设计理念和实用经验，突破材料的研制和与之相关的工艺等关键技术，研发新型烧蚀防热材料体系、探索新的热防护机制，提升我国宇航飞行器热防护水平，满足未来发展需求。