0 引言
空天飞行器是指可完成空天往返的航天运载器，可运送有效载荷或乘员，完成在轨服务等任务。航天飞机是第一代空天飞行器，自首飞以来NASA的5架航天飞机先后执行了135次任务，帮助建造国际空间站，发射、回收和维修卫星，开展科学研究等。虽然航天飞机大体可实现回收，但每次回收后的维修测试需耗费庞大的人力物力，并未实现降低运载费用的初衷，其中热防护系统更是检测维护重点。为降低使用成本，缩短维护周期，美国发展了以X-37B为代表的小型化空天飞行器。空天飞行器热防护系统在全生命周期面临各类风险，如发射上升段机翼前缘和机身隔热瓦可能遭受外物撞击，在轨飞行段面临空间碎片撞击的风险，再入返回段有局部热防护发生烧蚀的可能性，地面维护阶段可能出现异物碰撞导致热防护结构损伤。为降低使用维护费用，传统基于检测的维护已无法满足需求，需引入热防护结构健康管理，其中热防护结构健康监测及维护技术是两项至关重要的内容。
飞行器热防护结构健康监测是利用与结构集成在一起的传感器网络实现对热防护结构健康状况进行监测的综合技术。它通过传感器感知或驱动器产生激励-传感器获取响应的方式，经过相应的算法将感知的结构自然的或激励响应的电子信号与结构的状态特征对应，从而获取结构状态信息（应变、温度、热流、损伤等），结合力学建模和结构耐久性/损伤容限分析，对飞行器结构寿命和损伤状态进行评估，从而实现对结构健康状态的连续监测。如2003 年，哥伦比亚号航天飞机在重返大气层时意外解体。调查显示，该事故是机翼前缘在升空过程中受到泡沫材料冲击所导致的结构损伤。这一事故促使美国国家航空航天局（NASA）决定在所有航天飞机上强制安装结构健康监测系统[1]。
空天飞行器热防护形式包括主动式、半主动式和被动式热防护[4]，如X-37B等主要的空天飞行器热防护系统以被动式热防护和阵列式结构方案为主，机身表面粘贴有大量隔热瓦和隔热毡，头部、翼前缘、活动舵面等部位以防热/承载一体化结构方案为主。近年来，空天飞行器呈现出型号要求高、工况复杂恶劣的趋势，特别是面对未来飞行器多次重复飞行技术需求，飞行器的航班化运行以及快速机动的必然趋势，对热防护系统的使用性能评价能力提出了更高的要求。目前针对热防护结构的使用性能评价主要以依据实验考核和无损检测等技术为主，热防护结构监测技术的应用相对缺乏，暂时无法做到对热防护系统功能性能的在线评价。此外，飞行返回后需对全部热防护产品开展检查，确认其可用于下一次任务，对于不满足要求的产品则进行维修或更换。由于热防护系统材料体系和损伤状态的差异，需针对性开发热防护结构修复技术，主要包括损伤部位清理，修补剂、修复工具设计等，同时需通过地面试验验证修复技术的正确性。热防护结构维护技术对于保障未来空天飞行器快速多次以及航班化运行具有重要意义，且充满挑战。
1 热防护结构健康监测技术
1.1 监测对象
热防护结构服役过程中结构服役状态和损伤情况是表征结构健康状况的主要信息，也是热防护结构健康监测的主要对象。
1.1.1 热防护服役状态
飞行器热防护系统服役过程参数的变化曲线是其工作状态判定的重要依据，是进行热环境和传热分析的参考，也是热防护系统设计迭代的基础。高速再入过程中热防护系统经历复杂的力热环境，结构处于高温高载状态，对温度和应变的测量存在困难。对于应变测量，传统的测量方式难以在高温环境下存活。对于温度测量，虽然高温热电偶具备高温下测量能力，但进行大范围测量需较多热电偶，导致引线多、重量大，不利于地面试验和飞行产品的轻量化需求。如何解决高温环境下的温度应变测量，是支撑热防护系统设计、试验、运行和维护的重要问题。
1.1.2 热防护结构损伤
空天飞行器热防护结构服役过程中由于载荷、环境因素或撞击事件的作用可能出现损伤。损伤形式主要包括隔热瓦脱粘、热结构分层、裂纹、螺接结构松动、低速撞击、空间碎片撞击等。损伤出现的初始阶段往往不易察觉，难以通过目视检查发现，但微小损伤可能会在载荷环境下迅速扩展导致结构失效，通过传统无损检测手段周期较长，严重影响飞行器快速安全复飞。传统无损检测技术也无法满足飞行器在轨损伤监测的需求。因此解决热防护结构损伤监测问题对于飞行器安全快速周转至关重要[5]。
1.2 健康监测技术
在其他空天飞行器热防护结构中同样存在热电偶、压力传感器等监测技术的应用，如X-43A飞行器迎风面隔热瓦表面也使用了温度和压力传感器来监测飞行器表面服役状态，实际应用中将热电偶安装在陶瓷柱塞表面，并在热电偶上方覆以高发射率涂层，再将陶瓷柱塞安装在隔热瓦中。热电偶旁同步布置压力传感器以测量飞行器表面压力。具体安装方式如图1 所示。基于传感器获取的温度和压力数据，Berry等开展了飞行器的转捩和边界层特性分析，获得良好效果[7]。
为原位获取飞行数据，IXV试验飞行器中共安装了300个传感器，包括头锥和前缘部位的热电偶、压力传感器、位移传感器和应变传感器等，如图2 所示，并在飞行后获得大量数据[8]。
上述传统的热电偶、应变片和压力传感器等健康监测手段已具备部分获取飞行器热防护系统运行状态的能力，但其因无法进行分布式测量、长期稳定性差、所需线缆多、抗电磁干扰能力差等缺点在飞行器热防护结构上的使用受到限制。因此更加轻质的、小型化的甚至可植入的新型传感器技术也逐渐受到关注并得到应用，如光纤传感技术、声发射技术、超声导波技术等。
表 1 热防护结构健康监测技术Table 1 Health monitoring technologies for TPS |
| 监测手段 | 传感器 | 监测对象 | 监测模式 |
| 光纤传感技术 | 光纤及光纤 光栅传感器 | 温度、应变、压力等 | 被动监测 |
| 声发射技术 | 压电传感器 | 撞击事件 | 被动监测 |
| 超声导波技术 | 压电传感器 | 全局损伤、局部损伤 | 主动监测 |
1.2.1 光纤传感技术
无损检测技术中，常用应变片和温度传感器在停机状态下检测结构的应变场和温度场。这种技术的成熟度较高，作为重要的应变场、温度场重构手段广泛应用于静力、风洞等试验中。但其传感器及其线缆用量大，无法适应传感器上产品数据采集的要求。为监测结构在运行状态的实时变化，研究人员基于光纤传感器开发了在线状态感知技术。光纤传感的原理是通过分析经光纤传感器调制后的光信号特征的变化来获取被测参数。光纤传感具有灵敏度高、质量轻、尺寸小、抗电磁干扰能力强、耐腐蚀等优点，适用于大面积结构的负载状态监测和局部损伤诊断。常见的光纤传感器为光纤光栅传感器和分布式光纤传感器，其中光纤光栅传感器可以在一条传感器上设置多个测点，分布式光纤传感器可测量沿光纤长度方向任一点的传感信号，从而实现大范围区域的监测。
国外基于光纤传感器开展了空天飞行器热防护系统健康监测应用研究。2006年NASA开展了热防护系统飞行中健康监测技术研究，为监测隔热瓦黏接层位置温度、应变和损伤情况，Prosser等[9]，如图3 所示，将光纤传感器安装在隔热瓦和应变垫之间的胶层中，用来开发基于热的损伤检测算法，表征受损和未受损热防护系统之间的瞬态热响应差异等，获得了良好的效果。
2015年，Generazio等[10]如图4 所示，开展了利用自组织光纤传感网络对热防护系统进行监测的研究，目的是利用嵌入式声学和光纤温度传感器网络监测和评估微流星体太空碎片对热防护系统的撞击损伤。试验研究表明，确定受损区域需要找到升温速度比正常情况更快的传感器，并考虑到每个光纤布拉格光栅（FBG）灵敏度的微小变化，通过使用温度传感器进行二次传感可评估热防护系统损伤的严重程度，试验中监测到了传感器安装面背面距离达20 mm的损伤。
ESA在再入飞行器EXPERT陶瓷基复合材料头锥安装了光纤光栅传感器（见图5 ），用以在再入地球大气层时，进行热防护系统温度和应变监测[11]。
国内对基于光纤传感器在航天装备中的健康监测应用研究仍较少，但研究人员针对光纤传感器在零件产品地面试验中的应用进行了大量研究。
大连理工大学基于分布式光纤传感技术提出应用高密度应变信息识别胶接结构中的脱粘缺陷，且以隔热泡沫胶接铝合金结构作为对象，提出脱粘缺陷识别方法。结果表明，埋入的分布式光纤传感器对脱粘缺陷较敏感，脱粘前后高密度应变信息有明显差异，且应变差值曲线在脱粘部位边界存在明显的振荡现象。利用埋设于胶接层的分布式光纤传感器网络能够有效识别布设路径上的脱粘缺陷[12]，如图6 所示。
周笋林[13]开展了基于光纤光栅传感器的高速飞行器热/力耦合场中结构损伤检测技术研究，提出双光纤解耦法来对结构在不同温度情况下的应变情况进行研究，从而获得温度载荷、机械载荷、结构损伤之间的规律，并在高速风洞内开展高速飞行器缩比实验件损伤验证实验，取得了良好效果。
总体来说，国内对于光纤传感器的研究仍集中于传感器制备和常规试验验证阶段相对于传统温度、应变、压力传感器，光纤传感技术因其具备的轻质、抗干扰等独特优势，可更好地适用于空天飞行器热防护系统的复杂气动力热环境，因此亟待开展技术攻关和考核验证。
1.2.2 声发射技术
声发射指的是材料中局域源能量迅速释放从而产生瞬态弹性波的现象。通过精密仪器对声发射信号进行检测、采集和分析，并利用这些信号来推断声发射源的方法称为声发射技术。在航天飞机机翼前缘安装基于加速度和声发射的健康监测系统，以便实时监测冲击事件，包括隔热泡沫、超高速微流星体和轨道碎片的撞击监测等。针对航天飞机翼前缘以及隔热瓦开展了撞击测试，结果证明了声发射传感器对撞击事件的监测能力[1]如图7 所示。
国内的哈尔滨工业大学空间碎片高速撞击研究中心在国内率先提出并开展了基于声发射技术的空间碎片撞击在轨感知技术研究工作。其主要的研究内容涵盖了超高速撞击声发射信号获取技术、声发射信号特征鉴别分析技术、撞击源定位和损伤模式识别技术以及声发射源建模技术等。该研究团队成功研制出了基于声发射技术的空间碎片撞击在轨感知系统原理样机，在空间碎片撞击在轨感知技术这一领域取得了重大的突破[14]。
1.2.3 超声导波技术
板壳类结构中的超声导波具有传播距离远、能量集中且便于激励与收集等优点。基于导波的损伤识别方法能够仅用少量传感器便实现对大面积结构的监测，此方法分为主动式与被动式两种类型。主动式结构健康监测是先利用激发传感器把能量导入监测结构，随后其他位置的传感器接收结构的响应信号并加以分析，以此来监测结构的健康状况。被动式结构健康监测技术是通过传感器采集结构在外部作用（如撞击）下所产生的响应，运用特定算法估算外部载荷及其发生位置，再与损伤分析模型配合从而得知结构的健康情况。
国内南京航空航天大学针对热防护高温气流损伤导波监测开展了实验与监测技术研究，试验通过大于氧−乙炔高温气流烧蚀TPS制造损伤，开展了导波在TPS上的传播特性研究，分析了损伤对导波的影响。结果表明损伤后TPS上导波幅值和波速发生明显变化，通过对导波信号在损伤前后变化程度进行量化，可反映TPS损伤程度，验证了导波监测对TPS损伤及其扩展监测的可行性[17]如图10 所示。
由于压电传感器本体和胶接剂的高温环境适应性较差，超声导波技术应用于热结构的健康监测中具有一定难度。诸如机头锥、翼前缘以及热防护舵面等结构，再入过程中整体温度较高，常规基于压电传感器的损伤监测技术仍无法满足要求。如何建立在高温环境下可存活或避开高温区域仍具备监测能力的损伤监测技术，对飞行器热防护系统的安全运行和快速维修维护至关重要。
1.2.4 难点与挑战
健康监测技术目前在航空航天领域已存在诸多应用[18]，但应用场景以监测非高温（不大于300℃）环境下金属结构或树脂基复合材料的性能和损伤状态为主，而对于空天飞行器热防护结构几百度甚至最高可超过1600 ℃的服役温度，以及以陶瓷基复合材料为主的材料体系，目前健康监测手段的应用存在诸多难点与挑战。受到压电材料居里温度的限制，目前超声导波技术和声发射技术的使用温度通常在200℃以下，而高温压电材料在长时高温稳定性、环境适应性方面均难以使用在热防护结构健康监测的高温复杂力热载荷场景中[19]。常规的石英光纤传感器无法适用于1000 ℃以上温度高温环境的长期温度工作[20]，若考虑热防护结构的高温力热和振动环境，其长期使用温度还将进一步下降。蓝宝石光纤作为一种良好的高温传感器可以实现1800 ℃以上的高温原位测量[20]，但目前总体仍停留在实验室研究阶段，相关应用报道仍较少，其应用于热防护结构健康监测的适用性仍待验证。除了开发可适用于高温环境下监测的传感器外，还可通过将传感器布置在热防护结构使用温度较低区域来实现对整体性能和状态的监测，但此类方法导致信号传播距离较远，热防护结构常用的陶瓷基复合材料的多孔疏松特性将对信号传播产生衰减作用，对信号的处理和解读都提出了更高的要求。为实现空天飞行器热防护结构的健康监测，仍需从传感器制备、监测技术环境适应性、监测数据处理、健康状态判读等多个方面开展攻关研究。
2 热防护结构维护技术
2.1 热防护结构的维护策略
热防护结构维护的前提是制定合理可行的维护策略。这需要建立在准确识别热防护结构损伤的基础之上，结合无损检测、健康监测手段判断高风险部位的结构健康状态，确定损伤类型，并基于热防护结构损伤修复阈值，最终确定维护方案。
斯坦福大学的Paté-Cornell等[21]从管理不确定性、飞行载荷工况、人为错误3个方面分析了影响航天飞机隔热瓦可靠性的因素，结合早期设计和试验中出现的故障、产品制造与安装、潜在的工艺问题、产品更换等维度建立了风险可能性评估模型，并给出了隔热瓦风险分布模型，如图11 所示。该模型可作为制定航天飞机隔热瓦维护工作的依据，确定检查的重点区域，以便提高检查和维护工作的效率。
Paté-Cornell [21]指出，隔热瓦维护工作的主要内容包括航天飞机着陆后的损伤检测评估，识别可维修和必需须更换产品，对更换后的隔热瓦开展黏接强度测试，测量机上隔热瓦间台阶间隙尺寸，确定是否需为隔热瓦间隙安装热密封。
2.2 热防护结构损伤阈值
损伤阈值直接决定热防护结构的维护方法，损伤阈值与损伤部位、损伤大小、载荷环境紧密关联，应开展含损热防护结构的仿真分析和地面试验，确定其在特定载荷条件下的环境适应性，并综合考虑技术风险和修复方案最终确定。Parazynski[22]在2012年提出航天飞机热防护结构（不包含活动舵面）的损伤阈值，如图12 所示。其中，舱门或口盖及周边隔热瓦处允许的面内损伤特征尺寸不超过25 mm，迎风面允许的面内损伤特征尺寸不超过76 mm，头锥和机翼前缘抗氧化C/C结构面内损伤特征尺寸不超过12.5 mm；上述部位的最大允许损伤深度均不超过6.3 mm。
2.3 热防护结构修复技术
2.3.1 隔热瓦修复
隔热瓦是一种轻质多孔的高效隔热材料，其力学强度较低，遭受异物碰撞易出现损伤，是热防护结构修复的重点研究对象。美国在航天飞机项目中开展了大量研究，取得丰富的成果。早在1979年，麦道公司就针对航天飞机轨道器隔热瓦修复形成了一套详细方法[24]。该方法主要使用硅橡胶体系的烧蚀型材料，其中，原位固化型硅树脂基烧蚀材料用于小面积损伤修复和预成型烧蚀型隔热瓦的黏接；预固化型双组分硅树脂基烧蚀材料用于大面积损伤修复。这两种材料具有良好的环境适应性，可在真空和低温环境下快速固化。同时项目团队还开发了可按比例自动混胶并用于涂胶的胶枪，如图13 所示，可由宇航员使用胶枪在轨修复。
从NASA组织开展的烧蚀型硅橡胶体系修复隔热瓦的电弧风洞试验结果（见图14 ）可看出，经高温烧蚀后，修复区域明显变黑，局部区域呈白色且明显鼓包开裂，说明硅橡胶出现烧蚀和炭化，且烧蚀层与修复材料本体交界面出现明显分层开裂[22]。
研究人员还使用编号为STA-54的材料对起落架舱门缝隙处隔热瓦损伤开展了修复测试（见图15 ）和电弧风洞考核（见图16 ）试验研究.试验中包含3块隔热瓦以及一道热密封，结构与起落架舱门缝隙处相似，在隔热瓦中预制了直至舱门的损伤，并在结构上钻两个孔以形成流道，同时对测试件背面进行抽真空处理。测试结果显示，STA-54修复材料能够有效地实现密封，并且其膨胀程度未超出结构外包络[23]。
此外，NASA针对隔热瓦修复技术开展了地面操作验证，包括热真空环境和微重力环境下的工艺试验（见图17 ），并研究了不同修复方式下的硅橡胶形貌（见图18 ），可明显看出连续涂覆和点涂表面状态差异，这些基础研究为在轨修复工作奠定了技术基础[22]。
2.3.2 防热/承载一体化结构修复
与隔热瓦相比，翼前缘和头锥等防热/承载一体化结构服役温度更高，主要使用RCC和陶瓷基材料，修复难度更大，特别是RCC表面涂覆有抗氧化涂层，涂层受损后将发生严重烧蚀，导致结构损毁，因此机翼前缘类高温结构无法使用隔热瓦的修复方案。
Singh[29]提出在RCC材料损伤部位粘贴一层涂覆有黏性涂料的陶瓷板，陶瓷板通过使用难熔合金材料制作的支架与内部结构连接的修复结构（Graber），陶瓷板上的黏性涂料在加热至100~120℃即可固化，使之与RCC面板粘连，并在飞行器再入过程中的高温转变为陶瓷相，进一步提高黏接强度。Graber方案通过了驻点和尖楔结构的电弧风洞试验考核（见图21 ），表温达到1626 ℃。
此外，Singh[29]还研究了用于修补RCC大面积损伤由SiC纤维或石英纤维制成的柔性陶瓷覆盖层和密封结构（InSTALER），如图22 所示。该方案将经过裁剪的柔性薄层耐高温复合材料或金属材料覆盖在待修复结构外表面，使用工具在边缘区域钻孔后，利用耐高温连接件通过垫圈与修复结构连接，并进行密封处理。该柔性陶瓷覆盖层通过了发动机燃气流试验考核（见图23 ），试验后均未见烧穿，其中SiC纤维构件表面光滑、表面没有孔洞，石英纤维构件表面虽然出现较大尺寸的孔洞和鼓包，但石英纤维方案可适用于隔热瓦服役环境。
防热/承载一体化结构修复技术在国内鲜有报道。刘毅佳等[30]提出了一种基于酚醛树脂的发动机喉衬用C/C材料修复技术，修补剂可在80℃以下固化，修补剂具有良好的线烧蚀率、质量烧蚀率，以及对石墨材料的黏接强度，可用于C/C喉衬表面掉渣和表观裂纹的修复。但是，防热/承载一体化结构对C/C或陶瓷基材料有较高的承载性能要求，该技术距离非烧蚀承载结构的应用仍有较大的差距。
3 结论与展望
飞行器热防护系统使用前后以及飞行中零件结构状态的监测与判定是飞行器快速响应和安全重复飞行的关键，全面获取飞行器的各类状态参数对飞行器的安全运行至关重要。现有热防护系统结构状态检测技术的检测能力、检测效率、适用性上均有待提升，且健康监测手段仍然缺乏。为防止飞行器热防护结构损伤带来灾难性损失，应在飞行器装配、运行、维护过程中增加新型监测设备和技术的使用，进一步提升热防护系统状态感知能力。空天飞行器热防护结构健康监测及维护技术在国外已有研究与应用，但在国内仍处于起步阶段。由于空天飞行器热防护结构使用环境的严苛性，健康监测技术研究存在诸多技术挑战，从实际应用需求出发，针对热防护结构健康监测可开展的研究包括适用于热防护结构的耐高温导波监测技术、冷热一体化结构中基于导波信号的损伤识别与定位技术、极端环境光纤光栅测量技术等。由于空天飞行器热防护结构对于未来飞行器安全快速周转的重要性，未来需要国内高校和研究机构开展紧密合作，持续开展攻关研究，为未来空天飞行器快速安全运行提供有力支撑。