CIRA与Petroceramics合作开发Space Rider热防护系统，采用ISiComp C/C-SiC材料制造可承受1650°C的TPS部件并计划应用于未来运载火箭

我从 2024 年开始撰写有关 意大利航空航天研究中心 (CIRA，意大利卡普阿) 的文章，讨论其在 碳纤维增强聚合物 (CFRP) 晶格结构方面的工作， 以及它在 JEC 2024 上展示的陶瓷基复合材料 (CMC) 鼻锥——据报道，这是迄今为止使用熔融渗透技术生产的最大的碳纤维增强碳化硅 (C/SiC) 部件。

这个1.2米×0.4米的机头结构是Space Rider热防护系统（TPS）的关键部件。Space Rider是一种端到端运输飞行器，旨在提供经济实惠且独立的太空出行方式，由欧洲航天局（ESA）开发。无人驾驶的Space Rider大小与两辆小型货车相当，将搭载Vega C火箭发射至低地球轨道（LEO），其机器人实验室将在那里完成为期两个月的科学和商业任务。之后，它将返回地球，并可重复使用最多六次，期间只需进行少量翻新。Space Rider的首飞目前计划于2027年进行。

然而，CIRA 的 CMC 故事远不止这一个重要部件。该组织在高温材料领域活跃了数十年，并已与合作伙伴Petroceramics（意大利斯泰扎诺）合作，获得了一份合同，负责设计、生产和验证整个 Space Rider TPS，包括机头、两个用于再入机动的机身襟翼、两个与机身襟翼连接的大型铰链式 TPS 组件，以及 21 个迎风瓦片（包括航天器腹部的平面和曲面瓦片），其中还包括三套用于起落架舱门的瓦片。

本博客将讨论用于制造这些 TPS 结构的专利 ISICOmp CMC 和工艺、它们的设计和资质（包括 CIRA 的高温测试能力），以及 CIRA 的复合原型实验室（在该复杂项目中发挥了核心作用）如何展望未来的进一步发展。

CIRA 和Space Rider TPS的历史

自2000年以来，CIRA内部团队一直与意大利国家研究委员会-陶瓷科学技术研究所、CNR-ISTEC（现为CNR- ISSMC）以及Centro Sviluppo Materiali（现为RINA-CSM）合作，研究、开发和测试超高温陶瓷（UHTC）及涂层。这些团队完成了翼尖小翼和机头结构，并参与了欧空局的多个无人航天器（USV）技术开发项目。其中包括2015年试飞的IXV中型运载火箭。此后，欧空局决定建造“太空骑士”（Space Rider）。

“CIRA 于 2016 年初参与其中，”CIRA 空间材料和热结构部门副主管兼 CMC Space Rider TPS 系统和技术经理 Mario De Stefano Fumo 博士解释说。“为IXV制造 CMC 机身襟翼的公司决定转型。因此，ESA 需要一家新的制造商，而 CIRA 认为他们可以胜任。ESA 要求我们通过Space Rider控制面（即机身襟翼）的初步认证来展示我们的能力 。”

De Stefano Fumo 解释说，CIRA 于 2016 年与 Petroceramics 开始了此项开发。“我们拥有 CFRP 制造方面的专业知识，而 Petroceramics 拥有陶瓷化专业知识，因为他们曾与 Brembo（意大利贝加莫）合作开发 CMC 制动系统。他们知道液态硅渗透 [LSI] 工艺效果很好，但他们之前从未制造过如此大型复杂的 C/SiC 组件。此外，他们通常使用短纤维，而不是连续纤维。我们从直径约为 0.5 英寸的小零件发展到制造难度越来越大的组件。在不到两年的时间里，我们测试了一个带有集成加强筋的 300 × 400 毫米襟翼演示器。它在我们的 Scirocco 等离子风洞 [PWT] 中经受了超过 1200°C 的高温并持续了 10 多分钟而没有任何损坏，证明了 CMC 能够承受再入气动热环境以及模拟发射的动态测试。”

该团队完成了与欧空局的全面审查，并于2018年获得了为Space Rider设计、制造和验证机体襟翼组件（BFA）的合同。“但当时，欧空局和主承包商泰雷兹阿莱尼亚宇航公司还要求我们提交使用我们的CMC材料制造的整个TPS的报价，”De Stefano Fumo说道。CIRA照做了，并于2019年开始开发和测试一个尺寸为700 × 900 × 300毫米的全尺寸机体襟翼。2020年，它获得了整个TPS的合同。

“自2021年以来，我们一直在为Space Rider TPS设计、制造和验证20多个CMC部件，”De Stefano Fumo补充道。CIRA负责设计CMC部件并制造CFRP预制件，然后将其送至Petroceramics进行陶瓷化处理，制成CMC部件，再送回CIRA进行验证。

ISICOmp CMC

Space Rider的 TPS 采用一种名为 ISICOmp 的 C/C-SiC 材料，该材料由 CIRA 和 Petroceramics 共同开发并获得专利。该材料采用基于 LSI 的新型工艺制造，据报道，与之前的技术相比，该工艺可缩短制造时间并降低成本。ISICOmp 工艺包含三个步骤：

1. 制造 CFRP 部件：碳纤维织物用酚醛树脂浸渍，采用预浸料手工铺层成型，然后在高压釜中固化以形成 CMC 预制件。
2. 热解：将预制件在炉中加热到900°C以上，使酚醛树脂碳化，形成多孔碳纤维/碳基（C/C）坯体。
3. 硅化：将C/C坯体在真空中加热到1460℃以上，并注入高纯度、低粘度的熔融Si，渗入多孔C/C微结构并与C/C发生反应。

Petroceramics 将此工艺描述为生成 C/C-SiC 材料，其特征是在 SiC 基体中形成具有承重能力的 C/C 畴，从而形成强大的内部抗氧化保护。Petroceramics 采用专有工艺在 C/C-SiC 材料表面涂覆 SiC 涂层，进一步防止氧化，从而提高其可重复使用性。

“当然，LSI并非我们的发明，”De Stefano Fumo说道。“它几十年前就已为人所知。但我们与Petroceramics合作，推动其应用于生产这些复杂的TPS结构。我们的专长在于使用连续碳纤维设计部件，以实现必要的结构特性，而Petroceramics在热解和渗透方面的专业知识，对于控制不同步骤的温度和时间至关重要。”

控制收缩，定制微观结构

CIRA复合材料原型实验室负责人Felice De Nicola博士表示，CMC部件制造的关键挑战之一是尺寸稳定性的管理。“从CFRP过渡到陶瓷时，必须应对热解和渗透过程中的收缩。由于形状相当复杂，这本身就不易生产，我们必须应对这些步骤中几何形状的变化，同时还要确保最终部件精确满足各种要求，包括结构性能和装配公差。”

De Stefano Fumo 对此表示赞同，这一点非常重要。“我们必须在设计组件时考虑到这一点，因为我们在厚度方向和平面方向上都存在收缩。实际上，我们必须从头开始进行某种逆向工程，以便在制造这些预制件时已经考虑到了这一点。”

在一篇 2023年的技术论文中，Petroceramics将ISICOmp的性能归功于这种对热解和渗透的调节，以控制收缩、变形和纤维-基质界面，从而形成定制的微观结构。ISICOmp的抗弯强度为250兆帕，抗拉强度为170兆帕，可承受高达1650°C的极端热机械应力。

为了模拟六次大气再入飞行，在不同温度水平下进行了两次测试，每次共计六个循环：一次在 1250°C 下持续 70 分钟，另一次在 1450°C 下持续 85 分钟。在 CIRA 的 Scirocco PWT 中进行所有六个循环的测试后，材料样品的质量损失可忽略不计（0.3%），扫描电子显微镜 (SEM) 分析证实了良好的涂层性能，纤维未发生氧化，残余强度与原始样品的数值相似。ISICOmp 还通过了除气和热真空测试以及原子氧等离子体暴露测试。

预浸料和铺层技术

对于CFRP预制件，CIRA使用了中等模量碳纤维和酚醛树脂制成的预浸料。“我们几乎所有部件都使用了织物预浸料，因为我们不需要单向特性，而且织物有助于成型，”De Stefano Fumo解释道。“对于树脂，我们测试了多种酚醛树脂，最终选择了最适合我们的一种。这是一款商用产品，但我们确实对一些方面进行了调整，以改进整个制造工艺。”

选择酚醛树脂是因为它在热解过程中会产生大量的碳——它具有很高的焦炭含量——用于形成C/C坯体。“这对于陶瓷化工艺和最终产品至关重要，”De Stefano Fumo说道。“热解后，预制件中会出现一些孔隙和裂纹，这对于后续的硅渗透至关重要。由于热解过程中基质内部产生的这些裂纹，熔融的硅可以渗透到碳化预制件内部。然而，裂纹需要具有合适的尺寸，因为如果裂纹太小，硅就无法渗透；如果裂纹太大，更多的硅可能会未反应，从而降低最终CMC的性能。”

然而，De Nicola 指出，他的实验室的专长在于 CFRP 结构设计和铺层，而不是陶瓷化。“整个团队必须学习热解和渗透工艺，并与 Petroceramics 合作才能理解，”他指出。“而这些 CMC 部件成功的关键在于 Paola。”他指的是 CIRA 复合材料原型实验室的制造工程师 Paola Spena。“她开发了铺层概念和工具，并与设计团队合作打造了 CFRP 预制件。”他指出，为每个 CMC 部件找到最佳解决方案需要反复迭代。“我们需要生产部件来观察热解和渗透过程中的变化，然后了解如何优化参数组合。我们积累的专业知识不仅包括原材料，还包括 CFRP 预制件的铺层方案和层压程序。现在，我们正在积累丰富的测试经验，并关联预制件和成品 CMC 之间的性能。”我们将在下文中继续讨论这一点。

加工和涂层

现在我们回到满足装配公差的问题。“为此，我们对热压罐固化的CFRP进行了预加工，”De Stefano Fumo说道。“然后，在热解和渗透之后，对CMC部件进行最终加工，由一家拥有CMC加工专业知识的专业供应商完成。” 他指出，得益于汽车谷和艾米利亚-罗马涅大区，意大利北部拥有许多具备此类能力的公司，该地区以众多汽车和赛车运动公司而闻名。

如上所述，ISICOmp工艺的最后一步是抗氧化涂层。这是CIRA和Petroceramics共同开发的另一项专利。“这是一种不同的方法，利用LSI的某些特性来实现某种物理沉积，”De Stefano Fumo说道。“我们在组件顶部生长了一层SiC层。它实际上并不是涂层，因为SiC涂层和底层结构之间有一个树枝状结构，这增强了组件的连接性和抗氧化性。”

在CIRA 2018年12月的技术演示中，对模拟再入的六轮PWT测试后的分析指出，外侧涂层覆盖了整个表面，厚度约为50微米，且没有活性表面氧化的迹象。通过扫描电子显微镜（SEM）和能量色散X射线光谱（EDX）生成的化学图谱显示，氧化效应仅发生在涂层的外部，即厚度约20微米的致密SiC内层。测试还指出，在整个CMC的SiC中均未发现氧气，也没有游离的未反应的Si，这可能会增加氧化、裂纹萌生和其他性能下降的风险。

德斯特凡诺·富莫补充道，尽管这种涂层是后处理步骤，但与气相沉积相比，它减少了总体制造时间和成本。“例如，根据尺寸和复杂程度，你可以在几周内获得最终的复杂CMC部件，而且它已经具有抗氧化保护。” 它还可以在任务之间重复使用，这是 Space Rider可重复使用的关键。

鼻子和BFA

在讨论现场连接和鉴定等话题之前，我们先来了解一下TPS结构。虽然机头和BFA各自都面临挑战，但它们基于截然不同的概念。

机头是最大的单个部件（尺寸为 1,320 × 941 × 414 毫米），在重返大气层时承受了大部分温度，但它与一个承载机械载荷的下部结构相连。“这与航天飞机机头的工作原理完全相同，”德·斯特凡诺·富莫指出，“只不过CMC和下部结构之间没有隔热层。而对于Space Rider，我们使用了一个隔热层，将CMC上超过1400°C的温度降低到下方冷结构的160°C。”

相比之下，每个BFA都是一个700×900×300毫米的轮廓气动控制面，没有隔热层，但集成了加强筋以承载载荷。“这些BFA还采用了最复杂的CFRP预制件，”Spena说道。“我们先制造了机身襟翼，然后是机头。”

“机身襟翼通过两个铰接点与飞行器连接，”德·尼古拉解释说，“此外，还有一个控制臂，可以在再入时上下移动控制面。因此，它的气动载荷完全集中在这三个点上。”

“对于机头来说，”德斯特凡诺·富莫说道，“载荷均匀分布在16个欧米伽形连接点之间。它的设计和制造并不一定比机头襟翼更容易，但机头襟翼的结构和几何形状更复杂，因为需要考虑大量的内部加强筋和空腔。”

Spena 表示，CMC 机头的铺层采用了标准方法。“我们制作了预制件，这基本上就是陶瓷化后所见的样子，但襟翼我们设计为多个需要连接在一起的 CFRP 部件。我们在 CFRP 制造过程中共粘合了所有加强筋，但用于连接驱动杆的三角形部分（我们称之为“鞋状部分”）是作为单独的 CFRP 部件制造的，并在 Petroceramics 的浸润过程中进行现场连接。虽然机头使用与襟翼相同的材料、相同的步骤和相同的基本铺层工艺，但铺设预浸料层却非常棘手，因为它是一个大型双曲面，非轴对称且厚度不均匀。在 CFRP 制造过程中，16 个欧米茄形附件也共粘合在机头蒙皮的周边。”

这两个TPS结构都通过称为支架的金属附件连接到下方的冷结构。这些支架在发射期间承受临界机械载荷，在再入期间承受临界热载荷。对于机头，16个欧米茄形CMC连接点通过Inconel螺钉连接到Inconel支架，CMC和螺钉之间有氧化锆绝缘体。Sigraflex垫圈可控制任何表面粗糙度，碟形弹簧可在再入期间保持必要的预紧力。右舷和左舷BFA使用增材层制造（ALM）钛（Ti）合金支架和高温轴承连接到飞行器结构，而臂/机电执行器（EMA）则通过钛合金EMA杆传递到襟翼。

迎风瓦片，铰链 TPS

Space Rider的迎风 TPS 结构由 5 个扁平瓦片、16 个弧形瓦片和两个大型铰链 TPS 结构组成。三组瓦片用于容纳起落架舱门开口。迎风瓦片采用欧米伽形加强筋、T 形加强筋以及隔热材料。其连接系统设计用于承受压力和动态载荷，同时允许热膨胀。

此外，还有两个铰链式TPS，用于保护左右舷BFA襟翼的连接区域。两个用于ALM钛合金支撑杆的开口以及顶部边缘的凹槽，为EMA杆的穿过提供了空间。EMA杆采用刚性套管和波纹管密封，波纹管由Saffil氧化铝纤维（Alkegen，美国纽约州布法罗）制成，并封装在Nextel氧化铝纤维（3M，美国明尼苏达州明尼阿波利斯）中，以实现绝缘和运动。

与 BFA 和机头一样，瓦片也采用了非常复杂的连接系统，使用金属紧固件和氧化锆热垫圈，以及 Sigraflex 箔（德国威斯巴登的SGL Carbon），将最高温度从 Inconel 718 紧固件可承受的约 700-800°C 降低到车辆下方 CFRP 蒙皮铝蜂窝冷结构的约 130°C。“然后，在这个瓦片内部，有许多使用氧化铝和二氧化硅纤维的绝缘枕，”De Stefano Fumo 解释说。“车辆的外表面温度可达到 1600°C，因此我们必须阻止高温进入内部。因此，我们还在不同的瓦片之间进行了密封。”

原位连接

如上所述，这项技术是 LSI 工艺的优势之一，CIRA 和 Petroceramics 已将其用于实现复杂的 BFA 结构。“这种硅渗透连接工艺众所周知，”De Stefano Fumo 说道。“即使只将襟翼视为 CFRP 结构，它也非常复杂。正如 Paola 所解释的，我们在 CFRP 制造过程中将一些加强筋连接到襟翼上。我们开发了生产该部件的工具，然后单独生产其他 CFRP 坯体，例如三角鞋，并将它们送到 Petroceramics 在 LSI 工艺中进行连接。此外，Petroceramics 还制造了用于襟翼的三点式连接轴承组件，这些组件也是在 LSI 工艺过程中集成的。”

为什么要用LSI来连接鞋子，而不是像加强筋那样采用共粘合？“因为它的部件比较大，”Spena说。“一开始，我们担心收缩，所以选择单独制造，然后在热解后进行机械加工，以确保它与鞋口内的盒子紧密贴合。之后，我们在浸润过程中将其连接起来。”

“我们开发了用于生产所有坯体的模具，然后Petroceramics开发了用于热解和渗透的不同工具，”她继续说道。“在现场连接过程中，所有部件的正确对准至关重要。因此，模具的位置必须精确。零件生产完成后，还需要进行最终加工，以确保组装表面的精确对准。”

设计和仿真

关于现场连接的讨论引出了关于这些TPS部件的复杂性以及CIRA完成制造设计所需时间的讨论。“初步设计耗时数月，”De Stefano Fumo说道。“之后，我们与Paola和Petroceramics同时进行制造。我们至少两次更改了制造链，同时调整了设计。但由于演示件的交付时间，我们实际上并没有太多时间。我们于2018年底开始签订合同，并于2019年制造了第一台完整的产品。我们总共制造了三台演示件，最后一台在静态和动态测试中均已成功通过。”

所使用的设计和仿真软件大多是商业工具，包括 Nastran、Abaqus（达索系统，法国韦利济-维拉库布莱）和 Ansys WorkBench（Ansys，美国宾夕法尼亚州坎农斯堡），这些软件能够模拟热载荷、机械载荷以及热结构性能，De Stefano Fumo 说道。“目前关于 CMC 设计工具的知识还不够普及，因此，比较不同数值工具得出的结果对我们来说非常重要。”

对于每个组件，进行了全套 FEM 分析：

• 沿不同再入轨迹的非稳定热分析（3D FEM）
• 具有组合载荷（温度、压力、惯性 - 3D FEM）的稳态热机械分析
• 静态结构分析（QSL、Eq Sine DLL - 2D Shell）
• 动态结构分析（模态、正弦、随机 - 二维壳）

补充分析：

• 悬垂/制造（2D 壳体）
• 材料模拟
• PWT 测试（采用 NEQ Chemistry 的内部 3D NS 代码）

“过去和现在的问题都是，如何才能掌握材料制造时的真实属性，”De Nicola 指出。“制造工艺非常复杂，材料的特性和特征会因零件而异。我们已经完成了一项材料测试实验，并遵循航空航天工业使用的标准构建模块方法。我们从试样级的材料特性开始，然后转向子单元级，并不断提高零件的复杂性。”

然而，他解释说，与金属和传统CFRP相比，CMC材料的建模更加复杂。“因此，我们需要进行大量的实验测试，以加深对这种材料的认识，并真正理解这种材料及其组件在载荷作用下的性能。”

“即使是最初的设计工作，我们也必须制作所有材料测试样板，”De Stefano Fumo 说道。“我们一开始直接关注的是 CMC 的性能。不过，在过去的几个月里，我们开始开展一些工作，以便更好地将 CMC 的性能与 CFRP 的性能关联起来。”

“但一开始，我们没有足够的时间开展这类研究，”De Nicola 说道。“我们首先关心的是如何将初始尺寸转化为最终 CMC 部件的几何形状。我们制作了大量扁平的 CMC 试样，并调整了压力、温度和其他工艺参数，以了解材料特性并减少可能的厚度变化。我们必须了解 CMC 的特性，才能将其提供给设计团队。”

他指出，热解实际上会破坏CFRP的性能。“因此，它的主要作用在于材料的压实方式以及热解部分中的炭产量，”De Nicola说道。“CFRP只是一种获得多孔坯体并进行渗透的手段。例如，主要问题之一是渗透过程中原位连接的两个部件之间的拉脱。这种情况发生在CMC中，因此你需要了解这两个部件是如何通过CMC连接在一起的，而不是CFRP。”

De Stefano Fumo 提到了另一个问题。“热解和渗透过程中的收缩可能会导致材料内部产生残余应力，从而导致工艺过程中必须控制的变形。因此，必须了解工艺过程中发生的情况，才能更好地理解材料的行为和性能。这就是为什么我们现在开始将 CFRP 的特性与 CMC 关联起来。需要注意的是，CFRP 固化过程中也会发生热变形。我们也必须理解这一点，例如，如果我们在 CFRP 阶段进行共键合，就必须确保其足够坚固，能够承受后续热解和 LSI 过程中的变形。”

资质、未来发展

Space Rider TPS 结构的鉴定测试正在 CIRA 进行，预计于 2025 年底完成。事实上，CIRA 的航空航天系统鉴定能力享誉全球。其 Scirocco PWT 自 2002 年投入运营，是世界上最大的 PWT，速度可达 16 马赫，停滞温度高达 10,000°C，最长测试时间为 25 分钟。它配备 70 兆瓦的电弧喷射装置，可测试直径达 0.6 米的样品。CIRA 规模较小的 Ghibli PWT 可以达到相同的测试条件和持续时间，但使用 2 兆瓦的电弧喷射装置，可测试直径达 80 毫米的样品。

CIRA 的空间鉴定实验室可进行小型航天器和组件的测试，并符合 ESA 标准 ECSS E-10-03-A“空间工程 - 测试”和 MIL-STD 810F，包括：

• 物理特性测量
• 加速测试
• 振动和温度（“摇晃和烘烤”）测试
• 振动、湿度、温度和海拔综合测试
• 环境压力筛选
• 热冲击试验
• 热真空试验
• 火击测试。

它还拥有一个大型冰风洞，用于开发和检验飞机和旋翼机的除冰系统。

对于Space Rider 的TPS，CIRA 已制造了包括机头、尾翼前缘、铰链式 TPS 和四种不同迎风瓦片在内的全尺寸合格模型。其他测试件包括集成了连接系统的瓦片缩比模块，用于在 PWT 测试中验证其承受再入的能力。

然而，对于CIRA来说，任务最关键的阶段并非重返大气层，而是发射，De Stefano Fumo说道。“由于ISICOmp的结构性能已得到验证，并且能够承受高达1600°C的高温而不会出现问题，因此我们不太担心静态或热载荷。但发射时的动态振动环境对这种材料至关重要。因此，资格认证还包括一项令人印象深刻的正弦、随机和冲击载荷测试，以验证这些结构不仅能够承受一次发射，而且能够承受六次发射。”

使用安装在机械试验机上的专用炉施加机械和热负荷组合，以验证附件不仅能够顺利承受预紧力，而且在六个循环后仍能继续承受所有所需负载。之后的目视检查显示，这些附件系统的任何部件均未出现损坏或性能下降。

“我们还必须制造一些用于等离子测试的缩比部件，因为尽管Scirocco是世界上最大的PWT，但全尺寸的合格模型仍然太大，”De Stefano Fumo指出。“这些缩比部件完全代表了飞行硬件，我们用它们来验证再入环境中CMC部件、金属部件和绝缘部件之间接口的性能。”

所有认证模型均已制造完毕，目前正致力于完成各类测试。与此同时，飞行硬件的工具和模具生产也在进行中，预计初始部件的制造将于夏季前开始。

“我们很高兴能够制造飞行部件，为太空骑士任务做出贡献，”德斯特凡诺·富莫说道，“尤其是考虑到整个团队多年来的奉献和辛勤工作。与此同时，我们已经开始展望 ISICOmp 的下一个挑战。”

他补充道，CIRA 积极参与多项旨在推进欧洲可重复使用运载火箭发展的计划。“虽然 SPACEX 已成功演示了第一级运载火箭的重复使用，但第二级再入的挑战仍未解决，Starship的挫折就证明了这一点，”他指出。“因此，我们的下一个目标是使用 ISICOmp 设计可重复使用上面级的热防护系统和控制面。”