CC复合材料烧蚀形貌测量及烧蚀机理分析

C/C复合材料烧蚀形貌测量及烧蚀机理分析

俞继军1 马志强1 姜贵庆1 童秉纲2

(1　北京空气动力学研究所,北京　100074)

(2　中国科学院研究生院,北京　100039)

文　摘　对C/C复合材料试件的表面细观烧蚀进行了常压下的亚、超声速和高压下的亚音速烧蚀形貌的测量;根据测量结果,分析了C/C复合材料在上述情况下的质量损失规律。结果表明:C/C复合材料在亚音速流场的条件下,z向纤维束首先发生剥蚀,当压力升高时,碳布会发生层间剥蚀的现象;而在超音速条件下,碳布更容易发生剥蚀的现象。

关键词　C/C复合材料,烧蚀,机械剥蚀

Pattern Surface Measure and Ablation Analysis for C/C C om posite Material

Y u Jijun1 Ma Zhiqiang1 Jiang G uiqing1 T ong Binggang2

(1　Beijing Institute of Aerodynamics,Beijing　100074)

(2　G raduate School of the Chinese Academy of Sciences,Beijing　100039)

Abstract　Different microstructures of ablated surfaces,including those under normal pressure and subs onic or su2 pers onic flow field and those under high pressure and subs onic flow field,are measured for the sam ples of C/C com posite materials.Based on experimental results,mass loss rules under corresponding conditions are given.The results dem on2 strate that under the subs onic flow fields there firstly exists mechanical erosion of fibers in z direction and with the pres2 sure higher laminated carbon cloth will be peeled between the layers,but under supers onic flow fields,the carbon cloth will be eroded m ore easily.

K ey w ords　C/C com posite material,Ablation,Mechanical erosion

1　引言

在航天器再入的过程中,C/C复合材料会受到空间的高焓、高压、高热流恶劣条件,在材料自身各组成相的烧蚀不同步的情况下,材料的表面会形成一定的细观烧蚀形貌[1,2]。结构缝隙的理论和实验的研究表明[3]:在结构缝隙的内部,其热流要远远低于外部的热流,因此在材料相对确定的深度不会发生烧蚀;同时边界层的微观孔洞的理论分析也证明了在孔洞的表面出口剪应力要远远大于内部,因此在材料相对确定的深度不会发生由剥蚀而产生的质量损失。在烧蚀过程中,材料优先烧蚀和优先剥蚀的部分不会无限深下去,而是应该有一个稳定值或一个稳定的演化规律,因此在材料表面应该有相对稳定的细观烧蚀形貌。

在空间环境较为恶劣的条件下,C/C复合材料的表面会产生由热化学烧蚀及机械剥蚀而引起的质量损失。其中C/C复合材料的热化学烧蚀的理论研究较多[4,5],而材料的机械剥蚀与热化学烧蚀的

收稿日期:2002-07-12;修回日期:2002-08-19

俞继军,1974年出生,博士研究生,主要从事气动热力学的研究工作

耦合效应等方面的研究相对较少。

本文利用高精度的表面粗糙度测量仪对C/C 复合材料的烧蚀表面形貌进行了测量,分析了在各种流场状态下材料表面各组成相的热化学烧蚀及机械剥蚀的特点和它们相应的演化规律。2　实验2.1　仪器

采用T alyscan150型表面粗糙度测量仪进行了材料的测试和表面图像处理。该仪器的激光测头的分辨率为2μm ,电感测头的分辨率为60nm ;在模型的测量过程中,可以比较精确地测量出材料表面的二维及三维的比较真实的数据,并且根据这些数据绘制材料表面的二维曲线、等高线图及三维立体图等。

2.2　试件及实验状态

实验所用的试件均为圆柱形的平头试件,其材料烧蚀后的模型如图1所示。试件的材料采用细编穿刺及浸渍碳化成型工艺制造的C/C 复合材料。烧蚀实验在电弧加热器上进行。材料的烧蚀实验状态包括亚音速及超音速和低、高压等多个流场状态。其驻点压力最高可达8MPa ,气体的总比焓最高可达25M J/kg

。

图1　烧蚀后C/C 复合材料模型

Fig.1　C/C composite material m odels after ablation

3　结果及分析3.1　试件的烧蚀结果

3.1.1　亚音速高热流条件下材料表面的烧蚀

亚音速高热流条件下C/C 复合材料表面的烧蚀图像如图2所示,其表面通过z 向纤维束的烧蚀曲线如图3所示。从图3中可以看到在亚音速高热流条件下C/C 复合材料的z 向纤维束的烧蚀速度

要小于碳布的烧蚀速度,同时界面的优先烧蚀明显;反映到曲线图中其材料各相的界面为最低点,z 向纤维束有烧尖的现象,同时从图3中还可以看到z 向纤维束的烧蚀对碳布的烧蚀影响明显

。

图2　亚音速高热流下的C/C 复合材料烧蚀形貌

Fig.2　Ablative pattern of C/C composite material under

subs onic and high heating flow

field

图3　亚音速高热流下的C/C 复合材料烧蚀表面曲线

Fig.3　R oughness curve of C/C composite material

under subs onic and high heating flow field

3.1.2　亚音速高压条件下C/C 复合材料的烧蚀

亚音速高压条件下C/C 复合材料的烧蚀图像如图4图和图5所示

。

图4　亚音速高压(P S =2.5MPa )时

C/C 复合材料的表面烧蚀图像

Fig.4　Ablative pattern of C/C composite material under

subs onic flow field with 2.5MPa of pressure

图5　亚音速高压(P S =3.5MPa )时C/C

复合材料的三维表面烧蚀形貌图

Fig.5　Three 2dimensional ablative pattern of C/C composite material under subs onic flow field with 3.5MPa of pressure

图4中材料表面通过z 向纤维束的烧蚀曲线如图6所示。从图中可以看到在亚音速高压条件下C/C 复合材料的z 向纤维束的烧蚀速度要大于碳布

的烧蚀速度,z 向纤维束表面烧蚀相对光滑;反映在曲线中,z 向纤维束为材料烧蚀的最低点,其表面的烧蚀由z 向纤维束中心逐渐向碳布表面扩展,并且在碳布和z 向纤维束之间没有明显的界面。当压力继续升高时,碳布表面出现阶梯状分布曲线,其阶梯的长度为相邻的两束纤维的中心距离,如图7所示

。

图6　亚音速高压(P S =2.5MPa )时的C/C 复合材料烧蚀表面曲线

Fig.6　R oughness curve of C/C composite material under

subs onic flow field with 2.5MPa of

pressure

图7　亚音速高压(P S =3.5MPa )时

C/C 复合材料烧蚀表面曲线

Fig.7　R oughness curve of the C/C composite material under

subs onic flow field with 3.5MPa of pressure

3.1.3　超音速高热流条件下C/C 复合材料的烧蚀

超音速高热流条件下C/C 复合材料的烧蚀图像如图8所示,其表面z 向纤维束的烧蚀曲线如图9所示,曲线中烧蚀的最低点在xy 碳布的中心。这

些现象说明在超音速下C/C 复合材料的z 向纤维束的烧蚀速度要小于碳布的烧蚀速度,但两者之间

的界面变化不明显,即界面的优先烧蚀现象不明显,表面变化平缓,同时材料表面还存在着较多的缺陷

。

图8　超音速高热流条件下C/C 复合材料

的烧蚀图像

Fig.8　Ablative pattern of C/C composite material under

supers onic and high heating flow

field

图9　超音速高热流下C/C 复合材料

烧蚀表面曲线

Fig.9　R oughness curve of C/C composite material

under supers onic and high heating flow field

3.2　烧蚀机理分析

(1)亚音速高热流条件下,C/C 复合材料的表面

烧蚀是由扩散控制的,由于组成相的性质差异,形成了界面的优先烧蚀及碳布的烧蚀速度较快。同时其表面烧蚀图像也表明,在一定的状态下材料表面细

观烧蚀形貌具有一定的规律性,其烧蚀形貌是以材料的组成相分布为基础的,并且其组成相的烧蚀具有相互影响的现象,说明材料细观热环境对材料表面的烧蚀是有很大影响的。

(2)在亚音速高压条件下,z向纤维束在正压力的作用下容易剥蚀,因而出现了z向纤维束烧蚀较快的现象,其质量损失为z向纤维束剥蚀及烧蚀的耦合作用。当压力继续升高时,C/C复合材料的xy 向碳布出现阶梯状分布的现象,而且其阶梯的落差与碳布层的厚度为同一量级,说明在碳布的表面出现了层间剥蚀现象,因此此时材料的质量损失为材料的细观热化学烧蚀、z向纤维束的剥蚀和碳布的层间剥蚀耦合作用的结果。

(3)在超音速高热流条件下,材料表面要承受较大的剪切应力,由于碳布在烧蚀的条件下剪切强度较低,发生了碳布的优先剥蚀,因而使材料表面碳布的质量损失加大,掩盖了材料表面的烧蚀界面,也使材料表面碳布区域缺陷较多;同时z向纤维束的剥蚀要小于碳布的剥蚀,从而使烧蚀表面变化相对平缓。所以超音速条件下的烧蚀可能为材料的细观烧蚀、碳布优先剥蚀和z向纤维束的剥蚀耦合作用的结果。

4　结论

采用细编针刺工艺制造的C/C复合材料在亚音速高热流流场条件的作用下,其材料表面会形成以材料各组成相分布为基础的细观烧蚀形貌,并且材料表面各组成相的烧蚀是相互影响的;在亚音速高压条件下,材料的剥蚀现象与实验时的驻点压力密切相关,在压力相对较小时,z向纤维束首先发生剥蚀,当压力升到相对较高时,碳布会发生层间剥蚀的现象。在超音速高热流流场条件下,由于材料表面剪切力的作用,材料表面的xy向碳布更容易发生剥蚀。因此,材料的烧蚀理论在考虑材料宏观热化学烧蚀的同时,也应考虑材料的剥蚀效应,包括不同条件下材料的剥蚀机理及材料的剥蚀与热化学烧蚀的耦合效应等。

参考文献

1　曾汉民,于翘,彭维周,蒲天游.碳纤维及其复合材料显微图象.中山大学出版社,1991:59～185

2　D onghwan Cho,Byung I1Y oon.Microstructural interpre2 tation of the effect of various matrices on the ablation properties of carbon2fiber2rein forced composites.C omposites Science and T ech2 nology,2001;61:271～280

3　Beskok A,K arniadakis G E.S imulation of heat and m o2 mentum trans fer in complex microgeometries.Journal of Therm o2 physics and Heat T rans fer,1994;8(4):647～655

4　黄志澄等主编.航天空气动力学.宇航出版社,1994: 378～388

5　Basil Hassan,K untz D W,P otter D L.C oupled fliud/ther2 mal prediction of ablating hypers onic vehicles.In:36th aerospace sci2 ences meeting&exhibit,1998:12～15

(编辑　马晓艳)

磁性液体材料

磁性液体是在重力场或强磁场作用下不会发生分离的铁磁性溶液,它象流体又有强磁性。

采用化学共沉淀—水溶液汲附—有机相分散法制取,采用国内外未曾用过的聚氯乙烯失水三梨醇油酸酯(吐温)作磁液的分散稳定剂。方法简便、稳定性好、成本低,性能已达到国外同类产品水平。

磁性液体可用于静边分选,真空密封,防尘密封,轴承密封,磁性润滑,磁性显示,磁性研磨,磁性喷射印刷,能量变换,医疗研究等方面。该材料可取代进口材料。

(西南磁学应用研究所,0816-22196-296)

?李连清?

复合材料结构分析总结

复合材料结构分析总结说明：整理自Simwe论坛，复合材料版块，原创fea_stud，大家要感谢他呀目录 1# 复合材料结构分析总结（一）——概述篇 5# 复合材料结构分析总结（二）——建模篇 10# 复合材料结构分析总结（三）——分析篇 13# 复合材料结构分析总结（四）——优化篇做了一年多的复合材料压力容器的分析工作，也积累了一些分析经验，到了总结的时候了，回想起来，总最初采用I-deas，到MSC.Patran、Nastran，到最后选定Ansys为自己的分析工具，确实有一些东西值得和大家分享，与从事复合材料结构分析的朋友门共同探讨。（一）概述篇复合材料是由一种以上具有不同性质的材料构成，其主要优点是具有优异的材料性能，在工程应用中典型的一种复合材料为纤维增强复合材料，这种材料的特性表现为正交各向异性，对于这种材料的模拟，很多的程序都提供了一些处理方法，在I-Deas、Nastran、Ansys中都有相应的处理方法。笔者最初是用I-Deas下建立各项异性材料结合三维实体结构单元来模拟（由于研究对象是厚壁容器，不宜采用壳单元），分析结果还是非常好的，而且I-Deas强大的建模功能，但由于课题要求要进行压力容器的优化分析，而且必须要自己写优化程序，I-Deas的二次开发功能开放性不是很强，所以改为MSC.Patran，Patran 提供了一种非常好的二次开发编程语言PCL（以后在MSC的版中专门给大家贴出这部分内容），采用Patran结合Nastran的分析环境，建立了基于正交各项异性和各项异性两种分析模型，但最终发现，在得到的最后结果中，复合材料层之间的应力结果始终不合理，而模型是没有问题的（因为在I-Deas中，相同的模型结果是合理的），于是最后转向Ansys，刚开始接触Ansys，真有相见恨晚的感觉，丰富的单元库，开放的二次开发环境（APDL 语言），下面就重点写Ansys的内容。在ANSYS程序中，可以通过各项异性单元（Solid 64）来模拟，另外还专门提供了一类层合单元（Layer Elements）来模拟层合结构（Shell 99, Shell 91, Shell 181, Solid 46 和Solid 191）的复合材料。采用ANSYS程序对复合材料结构进行处理的主要问题如下：（1）选择单元类型针对不同的结构和输出结果的要求，选用不同的单元类型。 Shell 99 ——线性结构壳单元，用于较小或中等厚度复合材料板或壳结构，一般长度方向和厚度方向的比值大于10； Shell 91 ——非线性结构壳单元，这种单元支持材料的塑性和大应变行为； Shell 181——有限应变壳单元，这种单元支持几乎所有的包括大应变在内的材料的非线性行为； Solid 46 ——三维实体结构单元，用于厚度较大的复合材料层合壳或实体结构；

烧蚀材料

烧蚀材料、简介：高速飞行的陨星进入大气层与空气剧烈摩擦，会发生猛烈燃烧而发出的光亮。当宇宙航天器完成任务返回地球时，面临着与陨星同样的残酷生存环境。研究表明，当宇宙飞行器的飞行速度达到倍声速时，其前端温度可达℃；当飞行速度为倍声速时，可达℃。宇宙飞行器邀游太空归来，到达离地面～千米时，速度仍然保持在声速的多倍，温度在℃以上，这样的高温足以把航天器化作一团烈火。高速导致高温，这似乎是一道不可逾越的障碍，人们把这种障碍称为热障。显然热障并没有阻挡住人类挺进宇宙的步伐，那么科学家们是如何克服热障。陨石穿越太空到达地球的神奇经历给了科学家们以特殊的启迪。分析陨石的成分和结构发现，陨石表面虽然已经熔融，但内部的化学成分没有发生变化。这说明陨石在下落过程中，表面因摩擦生热达到几千度高温而熔融，但由于穿过大气层的时间很短，热量来不及传到陨石内部。给宇宙飞行器的头部戴一顶用烧蚀材料制成的“盔甲”，把摩擦产生的热量消耗在烧蚀材料的熔触、气化等一系列物理和化学变化中，“丢卒保车”，就能达到保护宇宙飞行器的目的。导弹和航天器再入大气层时，处于严重的气动加热环境中，温度急剧升高。洲际导弹如以马赫数～再入大气层，头部驻点温度可高达～°,如不采取特别措施来克服气动加热所造成的“热障”，弹头便会在空中烧毁。解决再入时的防热问题是发展中、远程导弹的一项极为重要的技术。由于烧蚀材料的发展和应用，洲际导弹的战斗部才有可能再入大气层命中目标，载人飞船和航天飞机才有可能按预定轨道返回地面。一位宇航员描述了宇宙飞船闯过热障的壮观景象：飞船进入大气层，首先从舷窗中看到烟雾，然后出现五彩缤纷的火焰，同时发出噼噼啪啪的声音。这是飞船头部的烧蚀材料在燃烧，它们牺牲了自己，把飞船内的温度始终维持在常温范围，保护飞船平安返回地面。、性能要求：作为烧蚀材料，要求气化热大，热容量大，绝热性好，向外界辐射热量的功能强。烧蚀材料有多种，陶瓷是其中的佼佼者，而纤维补强陶瓷材料是最佳选择。近年来，研制成功了许多具有高强度。高弹性模量的纤维，如碳纤维、硼纤维、碳化锆纤维和氧化铝纤维，用它们制成的碳化物、氨化物复合陶瓷是优异的烧蚀材料，成为航天飞行器的不破盔甲。、分类和组成：

(整理)CC复合材料的制备及方法.

C/C复合材料的制备及方法地点：山西大同大学炭研究所时间：5.31——6.3 学习内容：一、C/C复合材料简述 C/C复合材料是以碳纤维及其织物为增强材料，以碳为基体，通过加工处理和碳化处理制成的全碳质复合材料。优点：抗热冲击和抗热诱导能力极强，具有一定的化学惰性，高温形状稳定，升华温度高，烧蚀凹陷低，在高温条件下的强度和刚度可保持不变，抗辐射，易加工和制造，重量轻。缺点：非轴向力学性能差，破坏应变低，空洞含量高，纤维与基体结合差，抗氧化性能差，制造加工周期长，设计方法复杂。二、C/C复合材料的成型技术化学气相沉积法气相沉积法（CVD法）：将碳氢化合物，如甲烷、丙烷、液化天然气等通入预制体，并使其分解，析出的碳沉积在预制体中。技术关键：热分解的碳均匀沉积到预制体中。影响因素：预制体的性质、气源和载气、温度和压力都将影响过程的效率、沉积碳基体的性能及均匀性。工艺方法：温度梯度法温度梯度法工艺方法：将感应线圈和感应器的几何形状做得与预制体相同。接近

感应器的预制体外表面是温度最高的区域，碳的沉积由此开始，向径向发展。温度梯度法的设备如下图：

三、预制体的制备碳纤维预制体是根据结构工况和形状要求，编织而成的具有大量空隙的织物。二维编织物：面内各向性能好，但层间和垂直面方向性能差；如制备的氧化石墨烯和石墨烯三维编织物：改善层间和垂直面方向性能；如热解炭四、C/C的基体的获得 C/C的基体材料主要有热解碳和浸渍碳两种。热解碳的前驱体：主要有甲烷、乙烷、丙烷、丙烯和乙烯以及低分子芳烃等；大同大学炭研究所使用的是液化天燃气。浸渍碳的前驱体：主要有沥青和树脂五、预制体和碳基体的复合碳纤维编织预制体是空虚的，需向内渗碳使其致密化，以实现预制体和碳基体的复合。渗碳方法：化学气相沉积法。基本要求：基体的先驱体与预制体的特性相一致，以确保得到高致密和高强度的C/C复合材料。化学气相沉积法制备工艺流程：碳纤维预制体→通入C、H化合物气体→加热分解、沉积→C/C复合材料。六、碳碳复合材料的机械加工和检测可以用一般石墨材料的机械加工方法，对C/C制品进行加工。对C/C

针刺技术在CC复合材料中的应用

针刺技术在C/C复合材料增强织物中的应用 https://www.360docs.net/doc/3314669627.html, 2006-11-07 中国航天科技集团四院四十三所西北工业大学[收藏该文章] 针刺技术在C/C复合材料增强织物中的应用刘建军1，李铁虎2，郝志彪1，李飞1，嵇阿琳1 (1．中国航天科技集团四院四十三所，西安 710025） 2．西北工业大学材料科学与工程学院，西安 710072) 摘要：本文在介绍刺针功能的基础上，对针刺技术用于C/C复合材料增强织物成型的原材料特点、工艺与应用等进行了论述，对针刺技术应用的发展趋势进行了分析。关键词：针刺；纤维；增强织物 1 前言针刺技术是利用纺织工业的非织造布技术，用截面为三角或其它形状的棱边上带倒钩的刺针对纤维布、网胎或复合叠层材料进行接力针刺，从而制备炭/炭（C/C）复合材料准三维织物预制体的方法。由于针刺C/C复合材料增强织物的特殊结构，使其具有孔隙分布均匀、易致密成型、较高的面内和层间强度等特点，已成为一种具有广泛应用前景的C/C复合材料预制体，并可用做其它复合材料增强预制体[1-4]。从二十世纪七十年代以生产炭纤维的原丝作为针刺的材料开始，因低制作成本、易于制作复杂型面制品的强技术适应能力，原材料和针刺工艺不断得到改进，目前已发展到利用炭纤维作为针刺的材料。由于针刺增强织物中材料构成成分、刺针和工艺的多样性，使得针刺增强织物具有相当的可设计性，是一种多用途的织物成型技术，可成型平板、锥体、圆筒等，应用领域不断拓展，如飞机刹车盘、固体火箭发动机喉衬、扩散段以及其它高温领域用C/C 复合材料增强预制体。 2刺针的结构与作用 2.1刺针的结构常见刺针的结构如图1所示。针尖的主要作用是协助工作段更容易刺入制品中。针叶是刺针的主要工作部位，针叶直[1]径(截面高度)、针叶长度，针叶截面形状是针叶的重要参数。针叶的直径决定了刺针的强度并影响针体弹性。针叶的长度取决于钩刺间距和钩刺数目，同时对针体的弹性产生影响。针叶的截面形状一般为等边三角形或等边三角形的改进形、圆形等，它对刺针是否能够均匀

应用于高超音速飞行器的防热材料

2016年夏季学期《航空材料与制造》课程论文题目：应用于高超音速飞行器的防热材料

一、概述高超音速飞行器：指的是飞行速度在五马赫（约6000km/h）以上的飞行物体，主要包括3大类：高超音速巡航导弹、高超音速飞机和航天飞机。高超音速飞行器所采用的超音速冲压发动机被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的“第三次动力革命”。除了美国外，俄罗斯、中国、法国、日本、印度、澳大利亚等国也在积极地开展相关的科研实验，他们看重的正是其在军事应用方面的诱人前景。“防热材料”亦称“耐高温烧蚀材料”，是高超音速飞行器的必备材料之一，在火箭发动机喷管，飞行器的端头，外蒙皮，航天飞机机翼前缘，发动机叶片等部位都有着重要的应用。二、高超音速飞行器所面临的技术瓶颈被视为“下一代飞行技术”的高超音速飞行，因为其超过五倍音速的超高飞行速度，所面临技术难题是不言而喻的，要实现飞行器高超音速飞行，必须突破高超音速发动机技术和一体化设计技术，如飞行器机体和推进系统设计一体化、气动设计一体化、结构设计一体化等技术，以及材料与结构技术、高超音速空气动力技术、燃料高超音速推进系统、高超音速地面模拟和飞行试验技术等。其中最重要的我想还是飞行器动力问题和与之而来的材料使用问题的解决，这两个问题也正是高超音速飞行器在研发过程中所面临的关键性技术瓶颈，美国、俄罗斯、日本等国在这些方面的研究投入与日俱增，可见高超音速飞行器的开发已经成为了世界各个强国所瞄准的新一代国防技术开发前沿。在现有的高超音速飞行器的研究实验中，绝大多是都是采用冲压发动机作为飞行器的动力来源。冲压发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。按应用围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类，应用于高超音速飞行器上的又叫做超燃冲压发动机。冲压发动机结构简单，重量轻，成本低。在飞行马赫数大于3的条件下使用,有较高的经济性。它的缺点是不能自行起动，须用其他发动机作为助推器，而且只有飞行器达到一定飞行速度后才能有效工作。为了在发动机工作前达到冲压发动机的工作速度，现有的两种可以采取的解决方式一种是通过有其他飞行器投放的助推滑翔式的起飞，如美国正在研制的X-43和X-51型飞行器。或者是采用一种涡轮喷气发动机和超燃冲压发动机组合的混合动力，“黑鸟”系列侦察机就是非常典型的例子。超燃冲压发动机因为其独特的工作原理和使用条件，不仅对其发动机的一体化设计提出了很高的要求，同时在所用材料的性能方面也有着十分苛刻的要求。首先是燃烧室的温度可达2500℃以上，面临的压力和粒子冲刷强度也远远超过现在一般飞机所装配的涡扇发动机。其次是因为飞行器高速飞行时与空气中的粒子摩擦的产生大量的热量，而产生热量的部位主要集中在高超音速飞行器鼻锥，翼缘等重要部位，这些热量如果不能及时导走或加以防护就会对飞行器的部结构

CC复合材料烧蚀形貌测量及烧蚀机理分析

C/C复合材料烧蚀形貌测量及烧蚀机理分析俞继军1 马志强1 姜贵庆1 童秉纲2 (1　北京空气动力学研究所,北京　100074) (2　中国科学院研究生院,北京　100039) 文　摘　对C/C复合材料试件的表面细观烧蚀进行了常压下的亚、超声速和高压下的亚音速烧蚀形貌的测量;根据测量结果,分析了C/C复合材料在上述情况下的质量损失规律。结果表明:C/C复合材料在亚音速流场的条件下,z向纤维束首先发生剥蚀,当压力升高时,碳布会发生层间剥蚀的现象;而在超音速条件下,碳布更容易发生剥蚀的现象。关键词　C/C复合材料,烧蚀,机械剥蚀 Pattern Surface Measure and Ablation Analysis for C/C C om posite Material Y u Jijun1 Ma Zhiqiang1 Jiang G uiqing1 T ong Binggang2 (1　Beijing Institute of Aerodynamics,Beijing　100074) (2　G raduate School of the Chinese Academy of Sciences,Beijing　100039) Abstract　Different microstructures of ablated surfaces,including those under normal pressure and subs onic or su2 pers onic flow field and those under high pressure and subs onic flow field,are measured for the sam ples of C/C com posite materials.Based on experimental results,mass loss rules under corresponding conditions are given.The results dem on2 strate that under the subs onic flow fields there firstly exists mechanical erosion of fibers in z direction and with the pres2 sure higher laminated carbon cloth will be peeled between the layers,but under supers onic flow fields,the carbon cloth will be eroded m ore easily. K ey w ords　C/C com posite material,Ablation,Mechanical erosion 1　引言在航天器再入的过程中,C/C复合材料会受到空间的高焓、高压、高热流恶劣条件,在材料自身各组成相的烧蚀不同步的情况下,材料的表面会形成一定的细观烧蚀形貌[1,2]。结构缝隙的理论和实验的研究表明[3]:在结构缝隙的内部,其热流要远远低于外部的热流,因此在材料相对确定的深度不会发生烧蚀;同时边界层的微观孔洞的理论分析也证明了在孔洞的表面出口剪应力要远远大于内部,因此在材料相对确定的深度不会发生由剥蚀而产生的质量损失。在烧蚀过程中,材料优先烧蚀和优先剥蚀的部分不会无限深下去,而是应该有一个稳定值或一个稳定的演化规律,因此在材料表面应该有相对稳定的细观烧蚀形貌。在空间环境较为恶劣的条件下,C/C复合材料的表面会产生由热化学烧蚀及机械剥蚀而引起的质量损失。其中C/C复合材料的热化学烧蚀的理论研究较多[4,5],而材料的机械剥蚀与热化学烧蚀的收稿日期:2002-07-12;修回日期:2002-08-19 俞继军,1974年出生,博士研究生,主要从事气动热力学的研究工作

阻燃剂在耐烧蚀材料中的应用现状

阻燃剂在耐烧蚀材料中的应用现状为了降低高分子材料的着火性能，减轻火灾造成的人员伤亡和财产损失，合成高分子材料的阻燃已经成为学术界和工业界共同的研究课题，围绕其开展的阻燃技术研究日益深入。绝大部分有机高聚物材料自身不具备阻燃元素和结构，需要通过物理或化学反应的方式在材料中引入阻燃剂，阻燃剂是高聚物阻燃研究的关键内容。 1、固体火箭发动机内绝热层材料固体火箭发动机的燃烧室在工作时要承受 3000K 以上的高温和 3MPa~10MPa 甚至更高的内压作用，同时固体推进剂燃烧产生的大量粒子会夹杂在高速燃气中，具有极强的冲刷侵蚀作用。单纯的硬质合金钢或者复合材料壳体难以承受推进剂燃烧过程中产生的苛刻环境，为了防止燃烧室壳体被烧坏或因过热而失强，对于燃烧室的热防护问题，通常是在燃烧室内壁粘贴绝热层。固体火箭发动机烧蚀型内绝热材料的研究起步于20世纪五十年代，从最初的硬质树脂基绝热材料发展到弹性体（橡胶）绝热材料，弹性基体又从丁腈橡胶（NBR）发展到三元乙丙橡胶（EPDM）；在所有橡胶当中，EPDM具有最低的密度，在固体发动机内绝热层中得到了广泛的应用。但是，EPDM容易燃烧，想要使其达到使用要求，就要想办法改善其阻燃性。围绕EPDM阻燃性的提高，国内外开展了大量研究。EPDM 绝热层材料常用的阻燃体系有 2 种，即卤化物/三氧化二锑体系和含磷阻燃剂体系。含磷阻燃剂绝热层比含卤绝热层密度低、环保、特征信号低，是当前内绝热材料中使用的阻燃剂。但含磷阻燃剂绝热层烧蚀和结炭性能差，对烧蚀性能比较严酷的固体火箭发动机燃烧室防热，一般使用含卤-锑阻燃剂的绝热层配方体系。航天科工46所以EPDM为基体，以无机填料和有机纤维作为耐烧蚀填料，添加卤系、磷系、氢氧化铝及一些纳米阻燃剂，制成了目前为止国内性能最为优越的系列EPDM橡胶内绝热材料。航天科技42所研制的低密度高效含磷阻燃剂CR，对降低EPDM绝热层的线烧蚀率作用显著；42所还在EPDM绝热层配方设计中加入某种液体阻燃剂后，绝热层结炭能力和炭层的牢固性得到增强，其阻燃性能好于液态氯化石蜡/Sb 2 O 3 和Al(OH) 3 。航天科工210所采用含磷阻燃剂及芳纶纤维，研制出了耐烧蚀性能优良的EPDM绝热层。表1示出了不同阻燃剂对某种 EPDM 绝热材料耐烧蚀性能的影响。美国专利公布的低密度热塑弹性体耐烧蚀绝热层，采用Phos Chek. RTM. P40（胺基聚磷酸盐）作阻燃剂。美国空军司令部研究发现，将(NH 4 ) 2 SO 4 /Sb 2 O 3 用到 EPDM/芳纶绝热层中后，对降低绝热层线烧蚀率有显著效果，比常用的卤化物/Sb 2 O 3 好得多。此外，近年来，国内外学者对新型阻燃剂在EPDM材料中的应用作了大量研究。 1、氯化聚乙烯(CPE)由于其分子结构中引入氯原子具有良好的阻燃性，采用氯的质量分

基于ANSYS的大型复合材料风力机叶片结构分析

国　防　科　技　大　学　学　报第32卷第2期 JOURNA L OF NA TIONA L UNIVERSITY OF DEFE NSE TECHNO LOGY V ol.32N o.22010文章编号:1001-2486(2010)02-0046-05 基于ANSYS的大型复合材料风力机叶片结构分析Ξ 周鹏展1,2,3,肖加余1,曾竟成1,王　进2,杨　军2 (1.国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙　410073; 2.株洲时代新材料科技股份有限公司,湖南株洲　412007; 3.长沙理工大学能源与动力工程学院,湖南长沙　410076) 摘　要:基于ANSY S软件,对某款应用于G L3A风场的1500kW大型复合材料风力机叶片进行了结构分析。分析结果表明:该叶片的振型以一阶挥舞和一阶摆振为主,其频率分别为0186H z和1159H z;在极限挥舞载荷作用下,该叶片有限元模型计算得到的叶尖挠度为81445m,而该叶片全尺寸静力试验得到的极限挥舞载荷作用下的叶尖挠度为8112m,计算值与试验值的误差只有318%;另外,该叶片的最大计算拉应力和压应力分别为228MPa和201MPa,而该叶片玻纤Π环氧复合材料实测拉伸强度和实测压缩失稳强度分别为720MPa和 380MPa,其计算最大应力只有对应实测极限强度的3117%和5219%。关键词:复合材料;风力机叶片;结构分析;极限挥舞载荷中图分类号:TK8 文献标识码:A Structural Analysis of Large2scale Composite Wind Turbine B lade B ased on ANSYS ZH OU Peng2zhan1,2,3,XI AO Jia2yu1,ZE NGJing2cheng1,W ANGJin2,Y ANGJun2 (1.C ollege of Aerospace and M aterial Engineering,National Univ.of Defense T echnology,Changsha410073,China; 2.Zhuzhou T imes New M aterial T echnology C o.Ltd.,Zhuzhou412007,China; 3.C ollege of Energy and P ower Engineering,Changsha Univ.of Science&T echnology,Changsha410076,China) Abstract:Based on the ANSY S s oftware,the structural analysis of a kind of1500kW large2scale com posite wind turbine blade which applied in G L3A wind farm was carried out.The analysis results show that the vibration m odes of this blade are mainly presented as first flapwise m ode and first edgewise m ode,the frequencies of the vibration are respectively0.86H z and1.59H z.At the action of ultimate flapwise loads,the FE M analysis results show that the blade tip deformation is8.445m,while the blade tip deformation of the full scale blade under static test is8.12m,s o the deviation between the calculated and tested value of the blade tip deformation is only 3.8%.M oreover,the calculated maximum tensile stress and the com pressive stress are228MPa and201MPa,while the tested tensile strength and com pressive buckling strength of the glass2fiberΠepoxy com posite are720MPa and380MPa,respectively.C onsequently,the percentages of the calculated maximum stress and the tested ultimate strength are respectively31.7%and52.9%. K ey w ords:com posite;wind turbine blade;structural analysis;ultimate flapwise load 风力机叶片是风力发电机组的关键部件之一,随着世界风力发电机组向大功率方向发展,风力机叶片的长度越来越长,目前世界最长的复合材料风力机叶片是丹麦LM公司生产的,其长度已达6115m,单片重约18t,从而对叶片结构的强度、刚度、重量等的设计提出了更高的要求[1-3]。复合材料具有比强度高、比刚度高、重量轻、可设计性强、承力性能好等特点[4-5],因而在大型风力机叶片中获得了广泛应用。风力机叶片的结构分析作为风力机叶片结构设计的技术基础之一,开始在大功率风力机叶片结构的校核与优化设计中发挥着日益重要的作用。由于大型复合材料风力机叶片的外形结构和铺层结构都非常复杂,其外形由不同翼型构建而成,属Ξ收稿日期:2009-09-22 基金项目:国家863计划资助项目(2007AA03Z563);中国博士后科学基金资助项目(20070420832);湖南省科技资助项目(2008RS4033) 作者简介:周鹏展(1973—),男,博士后。

液相浸渍法制备CC复合材料

液相浸渍法制备C/C复合材料 002-1-7 8:30 [关键词]炭素技术材料分析 1、前言 C/C复合材料具有耐高温、抗腐蚀、热膨胀系数低、热冲击性能好、比强度高、耐疲劳性能好等一系列优点，是固体火箭和航天飞行器理想的热结构材料，其应用已逐渐扩展到汽车刹车片、发热体、人体器官等重要民用领域及飞机盘式制动装置，其总量的60%以上用作飞机刹车盘，C/C复合材料刹车片的热容是钢刹车片的2.5倍以上，同时重量减轻40%，使用寿命延长一倍以上。在C/C复合材料制备的初级阶段或在后来的炭化阶段，容易在样品中产生孔隙，在制备时，主要产生开孔，而在炭化过程中出现的孔隙是开孔或闭孔，复合材料中所有这些结构缺陷对它的性能产生有害的影响，因此需要通过化学气相沉积(CVD)或用液相浸渍炭化的方法来增密。这些过程的目标是填充浸渍剂能达到的孔隙，而且必须重复几次才能达到要求的密度、要求的机械性能。CVD是一种填充小孔的非常有效的工艺，然而，在有大孔的材料中这种技术的缺点是能产生闭孔，液相浸渍使用热固性树脂或煤焦油沥青作浸渍剂，是一种经济、简单的工艺，而且可能避免在加工过程中形成闭孔。

2、浸渍剂目前主要有二类浸渍剂：沥青类和树脂类。液相浸渍的先驱体应有较高的残炭率，这意味着炭化过程中低的失重。用于焦炭浸渍的液相先驱体应有较低粘度，对炭基质有很好的润湿性，并需要在炭化前固化，以限制进一步加热过程中液态沥青的流出，浸渍过程的一个重要因素是先驱体能润湿孔壁，沥青有这种性质，就树脂而言，缺少很好的粘结引起在高温处理后，从树脂形成的碳相与孔壁不接触，仅仅填充孔中心，因此需要多次浸渍和炭化完全填充孔隙，而沥青与气孔壁有良好的润湿的粘结性，炭化后残留的炭沿孔壁收缩，有利于二次再浸渍和再炭化。研究表明：缩短C/C复合材料的耗能过程达到要求的机械性能的方法之一是同时使用这两种浸渍方法。如果把孔壁上良好的粘结归于沥青、不好的粘结归于树脂，就过于简化了问题，更重要的是纤维的表面活性，可以理解需要多次的浸渍/炭化把孔隙填充完全。 3、沥青浸渍法 3.1沥青先驱体的性质

Ansys复合材料结构分析操作指导书

Ansys10.0 复合材料结构分析操作指导书

第一章概述复合材料是两种或两种以上物理或化学性质不同的材料复合在一起而形成的一种多相固体材料，具有很高的比刚度和比强度（刚度和强度与密度的比值），因而应用相当广泛，其应用即涉及航空、航天等高科技领域，也包括游艇、风电叶片等诸多民用领域。由于复合材料结构复杂，材料性质特殊，对其结构进行分析需要借助数值模拟的方法，众多数值模拟软件中Ansys是个不错的选择。 Ansys软件由美国ANSYS公司开发，是目前世界上唯一一款通过ISO9001质量体系认证的分析设计软件，有着近40年的发展历史，经过多次升级和收购其它CAE(Computer Aided Engineering )软件，目前已经发展成集结构力学、流体力学、电磁学、声学和热学分析于一体的大型通用有限元分析软件，是一款不可多得的工程分析软件。Ansys在做复合材料结构分析方面也有不俗的表现，此书将介绍如何使用该款软件进行复合材料结构分析。在开始之前有以下几点需要说明，希望大家能对有限元法有大体的认识，以及Ansys软件有哪些改进，最后给出一些学习Ansys软件的建议。 1、有限元分析方法应用简介有限元法(Finite Element Method，简称FEM)是建立在严格数学分析理论上的一种数值分析方法。该方法的基本思想是离散化模型，将求解目标离散成有限个单元(Element)，并在每个单元上指定有限个节点(Node)，单元通过节点相连构成整个有限元模型，用该模型代替实际结构进行结构分析。在对结构离散后，要求解的基本未知量就转变为各个节点位移(Ansys中称之为DOF(Degree Of Freedom)，试想一下，节点的位移包括沿x,y,z轴的平动和转动，也就是节点的自由度)，节点位移通过求解一系列代数方程组得到，在求得节点位移后，利用节点位移和应力、应变之间的关系矩阵就可以求出各个节点上的应力、应变，应用线性插值便可以获得单元内任意位置的位移、应力、应变等信息。 2、Ansys软件的发展近况 Ansys软件目前已发展到Ansys V12版本，从V10开始Ansys加入了一个新的工作环境Workbench，原先的Ansys被称为Ansys (classic)，虽然操作界面不同，但两者的求解器是一样的。Ansys (classic)的前处理功能相对较弱（主要是建模方面），因而往往需要借助第三方软件，如CAD软件。也许是迫于另一个有限元分析软件ABQUS的竞争压力，Ansys推出了新的Workbench工作环境，Workbench在建模、划分网格、求解和后处理上都作了改进，尤其在建模和划分

CC复合材料性能参数

C/C复合材料性能参数 C/C热场材料与石墨热场材料性能对比 C/C复合材料具有质量轻、损伤容限高、强度高等突出特点，用作热场与石墨产品比较，具有以下突出优点：（1) C/C复合材料用作热场产品，大幅度延长产品使用寿命减少更换部件的次

数，从而提高设备的利用率，减少维修成本。（2) 用作拉晶砖的坩埚时，由于石英坩埚对石墨坩埚产生较大的膨胀应力作用，石墨坩埚只好做成多瓣，或在坩埚上开热膨胀槽．而使用C/C复合材料热场产品由于不用开热膨胀槽，可以做成一个整体，可以在石英坩埚内获得更均匀的热场，可以提高成品率，而且可以避免“漏硅”事故造成的损失，据统计一次“漏硅”事故造成的设备、材料方面的损失超过10万元。（3) C/C复合材料用作热场产品时，现有设备具有固定的，而由于C/C复台材料具有优异的性能，与石墨产品相比，可以做得更薄，从而可以利用现有设备生产尺寸更长、更大直径的产品，可节约大量新设备投资费用。（4) 在拉制大直径的产品时，石墨热场产品成型困难，如果要制造超大大直径的石墨热场零部件其制造成本加工成本都很高，而由于C/C复合材料具有优异的性能，目前国外拉制大直径的产品时，较多地采用了C/C复合材料热场产品（5) 石墨热场产品在反复高温热震条件下易产生裂纹，微裂纹的存在改变了其热传导性能，使加热时石墨加热器的功率与硅熔体的温度场发生变化，将影响拉晶的效率和拉出的晶体的质量和品质。而使用C/C复合材料热场产品可以克服这个缺点。（6) C/C复合材料用作热场产品时，导热系数比石墨热场产品低很多，用做隔热保温材料隔热保温效果好，可以节约大量的电能，节省大量的电费开支，可有效的降低单(多)晶硅生产厂家的生产成本，随着全球能源供应的紧张，单(多)晶硅生产作为高耗能行业，能源消耗的降低具有较大的经济和社会意义。

金属断裂机理完整版

金属断裂机理 1 金属的断裂综述断裂类型根据断裂的分类方法不同而有很多种，它们是依据一些各不相同的特征来分类的。根据金属材料断裂前所产生的宏观塑性变形的大小可将断裂分为韧性断裂与脆性断裂。韧性断裂的特征是断裂前发生明显的宏观塑性变形，脆性断裂在断裂前基本上不发生塑性变形，是一种突然发生的断裂，没有明显征兆，因而危害性很大。通常，脆断前也产生微量塑性变形，一般规定光滑拉伸试样的断面收缩率小于5％为脆性断裂；大于5％为韧性断裂。可见，金属材料的韧性与脆性是依据一定条件下的塑性变形量来规定的，随着条件的改变，材料的韧性与脆性行为也将随之变化。多晶体金属断裂时，裂纹扩展的路径可能是不同的。沿晶断裂一般为脆性断裂，而穿晶断裂既可为脆性断裂（低温下的穿晶断裂），也可以是韧性断裂（如室温下的穿晶断裂）。沿晶断裂是晶界上的一薄层连续或不连续脆性第二相、夹杂物，破坏了晶界的连续性所造成的，也可能是杂质元素向晶界偏聚引起的。应力腐蚀、氢脆、回火脆性、淬火裂纹、磨削裂纹都是沿晶断裂。有时沿晶断裂和穿晶断裂可以混合发生。按断裂机制又可分为解理断裂与剪切断裂两类。解理断裂是金属材料在一定条件下（如体心立方金属、密排六方金属、合金处于低温或冲击载荷作用），当外加正应力达到一定数值后，以极快速率沿一定晶体学平面的穿晶断裂。解理面一般是低指数或表面能最低的晶面。对于面心立方金属来说（比如铝），在一般情况下不发生解理断裂，但面心立方金属在非常苛刻的环境条件下也可能产生解理破坏。通常，解理断裂总是脆性断裂，但脆性断裂不一定是解理断裂，两者不是同义词，它们不是一回事。剪切断裂是金属材料在切应力作用下，沿滑移面分离而造成的滑移面分离断裂，它又分为滑断（又称切离或纯剪切断裂）和微孔聚集型断裂。纯金属尤其是单晶体金属常发生滑断断裂；钢铁等工程材料多发生微孔聚集型断裂，如低碳钢拉伸所致的断裂即为这种断裂，是一种典型的韧性断裂。根据断裂面取向又可将断裂分为正断型或切断型两类。若断裂面取向垂直于最大正应力，即为正断型断裂；断裂面取向与最大切应力方向相一致而与最大正应力方向约成45°角，为切断型断裂。前者如解理断裂或塑性变形受较大约束下的断裂，后者如塑性变形不受约束或约束较小情况下的断裂。

-复合材料结构分析与成形原理

树脂基复合材料缠绕成型工艺的研究与应用姓名：刘伟萍 (西北工业大学机电学院, 陕西西安710072) 摘要：随着我国航空事业的发展，先进材料方面的需求越来越急迫，复合材料各方面的优秀性能使得它在飞机上的应用越来越广泛。现阶段我国在复合材料方面虽然取得了一定进展，但在成型工艺方面与欧美等国家还存在一定差距。复合材料的成型工艺方法很多，本文主要介绍了树脂复合材料缠绕成型工艺的特点、工艺流程、及现阶段还存在的一些问题和相应的解决办法。关键字：树脂基复合材料缠绕成型工艺流程 The Research and Application of Winding And Forming Process of Polymer Composites Abstract:With the development of Chinese aviation industry,the demand in the spects of advanced materials become more urgent.Because of the excellent properties of composites,it is applied more and more widely in the aircraft.Nowadays,China has made some progress in terms of composite materials ,But in terms of composites forming process,there is still a gap between China and westen developed countries like America and UN.There is A lot of methods in c omposites and winding forming process,this paper describes the characteristics、forming process of polimer composites,it also introduces some problems and corresponding solutions. Keyword:Polymer Composites Winding And Forming Process technological process 1 绪论 1.1复合材料的应用与研究复合材料，是由两种或两种以上不同性质的材料，通过物理或化学的方法，在宏观上组成具有新性能的材料。各种材料在性能上互相取长补短，产生协同效应，使复合材料的综合性能优于原组成材料而满足各种不同的要求。复合材料具有质量轻、比强度、比模量高，较好的延展性、抗腐蚀、隔热、隔音、耐高温、性能可设计性等特点，因此被大量用于航空航天等军事领域和民用领域，是制造飞机、火箭、航天飞行器等的理想材料。在航空工业中，复合材料的应用越来越广泛，而且成为衡量飞机性能的重要参数。复合材料成型技术在应用过程中不断积累应用经验,提高技术水平, 完善

多相纤维增强酚醛树脂低密度烧蚀防热复合材料高温压缩性能及损伤机制

复合材料学报第３６卷第１期１月２０１９年ＡｃｔａＭａｔｅｒｉａｅＣｏｍｐｏｓｉｔａｅＳｉｎｉｃａ Vol .３６No .１Jan ２０１９ＤＯＩ：１０.１３８０１／j ．cnki ．fhclxb ．２０１８０７２６.００４收稿日期：２０１８-０５-１７；录用日期：２０１８-０６-２１；网络出版时间：２０１８-０７-２７１５：１８网络出版地址：https ：／／doi ．org ／１０.１３８０１／j ．cnki ．fhclxb ．２０１８０７２６.００４基金项目：国家自然科学基金青年科学基金（１１５０２０５８）；黑龙江省博士后启动基金（LBH -Q １６０５）；中央高校基本科研业务专项资金（HIT ．NSRIF ．２０１８２３）通讯作者：金华，博士，副教授，硕士生导师，研究方向为超常服役环境下材料行为表征 E -mail ：j inhua ２００７＠hit ．edu ．cn 引用格式：王国林，金华，孟松鹤，等．多相纤维增强酚醛树脂低密度烧蚀防热复合材料高温压缩性能及损伤机制［J ］．复合材料学报，２０１９，３６（１）：１３３-１３８．W A NG Guolin ，JIN Hua ，M ENG Songhe ，et al ．High temperature compressive property and damage mechanism of low density multiphase fiber reinforced phenolic resin ablative thermal protective composite ［J ］．Acta M ateriae Compositae Sinica ，２０１９，３６（１）：１３３-１３８（in Chinese ）．多相纤维增强酚醛树脂低密度烧蚀防热复合材料高温压缩性能及损伤机制王国林１，２，金华*１，孟松鹤１，程广益１，胡兆财１，韩国凯１（１．哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术国防科技重点实验室，哈尔滨１５００８０；２．中国空气动力研究与发展中心，绵阳６２１０００）摘要：低密度烧蚀防热材料是航天飞行器热防护系统的关键候选材料，其高温力学性能是热防护结构在气动热载荷下结构完整性的关键。本文针对多相纤维增强酚醛树脂低密度烧蚀防热复合材料开展高温压缩性能实验，获得了其压缩强度随温度的变化规律，结合热重、SEM 分析了力载荷、热解及氧化反应对压缩强度的影响，揭示了软相碳层弥合和纤维脱黏、拔出两种韧化机制，为多相纤维增强酚醛树脂低密度烧蚀防热复合材料在热防护系统的工程应用提供实验数据支撑。关键词：低密度烧蚀防热材料；高温压缩性能；热解；增韧机制；微观组织中图分类号： TB ３３２文献标志码： A 文章编号：１０００-３８５１（２０１９）０１-０１３３-０６Ｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｐｒｏｐｅｒｔｙａｎｄｄａｍａｇｅｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆｌｏｗｄｅｎｓｉｔｙｍｕｌｔｉｐｈａｓｅｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｐｈｅｎｏｌｉｃｒｅｓｉｎａｂｌａｔｉｖｅｔｈｅｒｍａｌｐｒｏｔｅｃｔｉｖｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅ WANG Guolin １，２，JIN Hua *１，M ENG Songhe １，CHENG Guangyi １，HU Zhaocai １，HAN Guokai １（１．Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments Key Laboratory ，Harbin Institute of Technology ，Harbin １５００８０，China ；２．China Aerodynamics Research and Development Center ，Mianyang ６２１０００，China ）Ａｂｓｔｒａｃｔ： Low -density ablative thermal protection material is a key candidate material for spacecraft thermal pro -tection systems ．Its excellent high -temperature mechanical properties are the key to structural integrity of thermal p rotection structures under aerodynamic thermal loading ．In this paper ，the low -density ablation thermal protection composite of multiphase fibers reinforced phenolic resin composite was used to carry out compression experiments at high temperatures to obtain the variation law of the compressive strength with temperature ．The influence of force load ，py rolysis and oxidation reaction on compressive strength was analysised by thermogravity and SEM ．Two kinds toughening mechanisms of soft phase carbon layer bridging and fiber debonding and pull -out are revealed ，which provides experimental data support for the application of the composite in thermal protection systems ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ： low -density ablative thermal protective composite ；high -temperature compressive properties ；py rolysis ； toughening mechanism ；microstructure 低密度烧蚀防热材料具有良好的密度可设计性、防隔热性能［１］，是高焓、中低热流密度、长时间航天器大底、侧壁等部位的关键候选材料［２-３］，主要包括蜂窝增强和纤维增强两种烧蚀防热材料［４］。其中，从上世纪６０年代，蜂窝增强烧蚀防热材料便开始应用于载人航天器的热防护系统和火星探测，如美国阿波罗（Apollo ）和猎户座（Orion ）均采用了AVCOA T ［５-７］，我国神舟飞船也采用相似的H ８８和H ９６蜂窝增强低密度材料［８-９］，火星探测器诸如海盗号（Viking ）、拓荒者号（M PF ）、漫游者号（M ER ）