热防护(辐射)性能进展
国外高马赫数飞机用热防护材料与结构的发展始于SR-71，上世纪60年代，形成以SR-71机用结构为代表的第一代热防护结构，这类防护结构以树脂基复合材料为基础(硅树脂、硅氧烷)，将树脂基复合材料贴合于金属内蒙皮上，用于前缘热防护。硅树脂及硅氧烷复合材料的温度使用极限约在300摄氏度，而该机以马赫数3.2的高速飞行时，前缘温度已达到310摄氏度，基本在材料耐热极限使用，这导致SR-71频繁更换热防护材料，维护费用高昂。另外，由于热防护材料与隔热技术相对落后，SR-71机身几乎为热结构，仅在关键部位进行必要的热防护处理;由于抗热膨胀技术较差，飞机表面采用波纹蒙皮对抗热膨胀，表面涂覆高发射率热控涂层。这种热防护结构使用温度较低(不超过500摄氏度)，材料的重复使用存在较大问题。
上世纪90年代，形成以X-15为代表的第二代热防护结构，此时的钛合金生产技术已经成熟，X-15几乎全部使用钛合金作为外蒙皮，内部使用柔性热防护材料。由于结构与蒙皮相连，柔性热防护材料虽能阻断辐射热，但对传导热的阻断能力有限，所以其综合隔热效能并不太佳。但这种热防护结构设计简单，容易维护，成本较低，其热防护效果主要取决于柔性热防护材料的隔热性能。
本世纪初，形成以X-37B、X-43、X-51A为代表的第三代热防护结构，此时主要以陶瓷基复合材料和金属蜂窝为主干材料的热防护结构，这类结构构型相对复杂，所用材料种类较多，隔热效果较为理想。该类结构用陶瓷基复合材料作为耐热材料，并起到部分隔热目的，优点是结构较轻、隔热性好，缺点是陶瓷基复合材料柔性较差，容易破损，陶瓷瓦之间的间隙使用高温密封剂进行填充，对密封材料要求很高。金属蜂窝为主的金属热防护结构，其结构特点为外蒙皮与结构间填充柔性热防护材料，并用高温合金紧固件连接金属蜂窝与内部结构，尽量减小蜂窝与结构的接触点，以达到最优的隔热效果，这类结构的优点在于金属蜂窝韧性较强，不易破损，隔热效果较好，但由于蜂窝芯与面板焊接而成，抗热震性能及复杂形状加工性能都较差。
最近几年，一类新型热防护结构之间被研究出来，被称为第四代热防护结构，此类热防护结构更多考虑轻质、耐久性、更好的隔热效果、良好的维护性能等，所用材料包括:点阵材料，高性能陶瓷泡沫，刚性纤维热防护材料、增韧陶瓷材料等。设计上逐渐模糊材料与结构的界限，呈现多学科交叉综合运用的特点。这类结构成熟度相对较低，但其结构热防护性能优越，耐久性好、可多次重复使用、维护成本降低。但明显要求很高的工艺精度，很多部位需进行无缝对接，对制造技术要求很高。
机构建设方面，国外发达国家均提出了自己的高马赫数飞机发展规划，并将热防护技术确定为关键技术之一。2008年，美国国防部向国会提交的《高超声速发展计划报告》更是明确指出热防护材料与结构技术是高马赫数飞机发展的重点和难点，并建议成立专门的研究团队。由此NASA研究中心和美国空军于2009年3月在加利福尼亚、德克萨斯和弗吉尼亚成立了3个国家高超声速中心，其中之一便是高马赫数飞机材料与结构研究中心，专门从事热防护材料与结构的研究工作。
经过半个多世纪的研究和应用验证，热防护技术经历了从验证机到型号飞机、从3马赫到20马赫的大量实践，在此期间不断发现问题和总结经验，目前的应用水平已相当成熟，大部分热防护材料的使用环境已突破1300摄氏度，并拥有较高的技术成熟度，满足5马赫型号飞机使用。甚至部分材料的使用环境可达2600摄氏度以上，满足8~10马赫飞机验证使用。根据美国的高马赫数飞机发展战略，目前正在突破20马赫的热防护技术，美国的学者们也正在开展基于20马赫的热防护材料与结构研究工作。
