C/C复合材料的热化学烧蚀和温度场耦合分析

通过对热化学烧蚀机制的分析, 利用有限元方法分析了热化学烧蚀、 烧蚀表面退缩及温度场耦合作用下C/C复合材料的烧蚀性能变化规律。采用虚拟失效、 重新构建网格部件的方法实现烧蚀表面的退缩, 建立了烧蚀表面退缩下瞬态温度场的有限元模型。运用热化学烧蚀理论求解了进入材料内部的净热流和烧蚀率。烧蚀表面退缩后变得不规则, 通过编程校正了重新加载热流时不规则表面出现局部热流偏大的现象。结果表明, 随着烧蚀时间的增加, 进入材料内部的热流达到动态的平衡, 材料的烧蚀是多种因素综合作用的结果, 通过耦合计算可以真实反映材料的烧蚀特性。     

C/C复合材料的热化学烧蚀和温度场耦合分析

通过对热化学烧蚀机制的分析,利用有限元方法分析了热化学烧蚀、烧蚀表面退缩及温度场耦合作用下C/C复合材料的烧蚀性能变化规律.采用虚拟失效、重新构建网格部件的方法实现烧蚀表面的退缩,建立了烧蚀表面退缩下瞬态温度场的有限元模型.运用热化学烧蚀理论求解了进入材料内部的净热流和烧蚀率.烧蚀表面退缩后变得不规则,通过编程校正了重新加载热流时不规则表面出现局部热流偏大的现象.结果表明,随着烧蚀时间的增加,进入材料内部的热流达到动态的平衡,材料的烧蚀是多种因素综合作用的结果,通过耦合计算可以真实反映材料的烧蚀特性.     

ZrB2改性C/C复合材料微观结构及烧蚀性能的研究（英文）

采用超声波真空浸渍-碳热还原法将ZrB2引入碳纤维预置体,结合热梯度化学气相渗透、高温石墨化工艺制备了ZrB2改性C/C复合材料.氧-乙炔烧蚀测试结果表明,添加了6.87 wt%ZrB2后,C/C复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别下降了64.9%和67.5%.分析表明,C/C复合材料的烧蚀主要是由热化学和热物理反应控制,机械剥蚀在烧蚀过程中仅起到次要作用.烧蚀产物ZrO2/B2O3在烧蚀过程中的挥发会带走大量的热,从而减少了烧蚀火焰对烧蚀表面的热冲击.     

烧蚀时间对C/C-SiC复合材料高超声速富氧环境烧蚀机制的影响

为了研究烧蚀时间对C/C-SiC复合材料在高超声速富氧环境下烧蚀机制的影响规律,采用富氧环境下的高超声速烧蚀试验技术,对“化学气相渗透+先驱体浸渍裂解”混合工艺制备的针刺C/C-SiC复合材料动态烧蚀机制进行研究,并采用电子扫描显微镜观察烧蚀表面形貌。研究表明:在极端苛刻的高超声速富氧烧蚀环境下,C/C-SiC复合材料能够短时抵抗高温、高压、高超声速燃气射流的氧化工作环境。材料经高超声速富氧烧蚀10 s、20 s、30 s、40 s及50 s后的质量烧蚀率分别为0.021 g/s、0.025 g/s、0.027 g/s、0.026 g/s与0.034 g/s。C/C-SiC复合材料在高超声速富氧环境下的动态烧蚀行为主要受热化学烧蚀与机械剥蚀两种烧蚀机制共同作用。在初始阶段,SiO₂保护膜的存在有效阻止了氧化性组分向基体内部的扩散,仅材料中心区域存在轻微热化学烧蚀;烧蚀试验中期,材料的烧蚀主要表现为热化学烧蚀与机械剥蚀联合作用,并由热化学烧蚀向机械剥蚀呈渐变性转变;烧蚀试验后期,基体的深度反应使得材料的烧蚀主要表现为纤维与基体的大面积片状剥落。      

C/C复合材料烧蚀性能分析

阐述了C/C复合材料性能的优越性及烧蚀机理,并建立了剥蚀机理的物理模型;讨论了环境影响和表面粗糙度的生死循环,并且分析了C/C的机械剥蚀和热化学烧蚀,得到了一些启示。这为热防护领域做了些有益的探讨。      

不同制备方法下(C/C)/ZrB2-SiC复合材料的抗烧蚀性能

采用涂刷法和浆料浸渍法在（C/C）/SiC复合材料基础上制备了（C/C）/ZrB₂-SiC复合材料,采用微观分析和氧-乙炔烧蚀试验,并借助SEM、EDS等手段,研究三种材料的微观结构、抗烧蚀性能和抗烧蚀机制。结果表明:制备的（C/C）/ZrB₂-SiC复合材料的抗烧蚀性能优于（C/C）/SiC复合材料,相比（C/C）/SiC复合材料,涂刷法制备的（C/C）/ZrB₂-SiC复合材料600 s和1 000 s线烧蚀率下降33.3%和15.4%,质量烧蚀率下降51.5%和25.5%;浆料浸渍法制备的（C/C）/ZrB₂-SiC复合材料600 s和1 000 s线烧蚀率下降20%和28.8%,质量烧蚀率下降42.4%和53.2%,其在高温阶段形成的ZrO₂-SiO₂玻璃态熔融层起到了抗氧化冲刷的作用,大幅提高其抗烧蚀性能。三种材料的烧蚀机制是热化学烧蚀、热物理烧蚀和机械剥蚀的综合作用。      

细编穿刺碳/碳复合材料等离子火炬高温烧蚀性能研究

采用等离子火炬作为高温热源，研究了细编穿刺碳／碳复合材料高温烧蚀性能。研究结果表明：随着烧蚀区域从火焰中心到边缘的变化，材料的烧蚀特性从中心区域的以热力学烧蚀为主向靠近边缘区域的以热化学烧蚀为主过渡；碳基体和碳纤维的抗热力学烧蚀性能相当，而抗热化学烧蚀和抗氧化性，碳纤维则明显优于碳基体。     

SRM用C/C复合材料抗烧蚀技术发展

C/C复合材料因其优异的高温力学性能和抗烧蚀、抗冲击性能，已被广泛用作SRM的喉衬。本文详细介绍和分析了C/C复合材料的热化学烧蚀机理和机械剥蚀机理，在此基础上综述了近年来提高C/C复合材料抗烧蚀性能的方法及其研究进展，并对各种方法的优缺点进行分析，依据各种方法的优劣并结合工程实践对国内抗烧蚀C/C喉衬工程化应用发展提出建议。     

防热复合材料高温力学性能

通过对高温环境下防热材料内部热化学烧蚀机理的分析,利用Eshelby等效夹杂方法研究了组元材料烧蚀-相变特性和高温力学性能的变化规律。假设材料热化学反应后的热解(热氧化)生成相介质统计均匀分布,考虑了烧蚀反应产生的气孔与固体相介质之间的相互作用,预报了单向纤维增强复合材料微结构与宏观性能之间的变化关系,并进行了数值计算。研究结果表明:单向复合材料纵向杨氏模量随温度升高而衰减,并与加温速率有关,典型热防护材料的高温力学性能的理论预报与实验数据进行比较,结果吻合较好,说明理论模型正确,为防热复合材料热结构分析奠定了基础。      

利用等离子喷涂制备C/C复合材料表面耐烧蚀抗氧化涂层的研究进展

随着科技的发展，人类对热防护材料的性能有了更高要求。C/C复合材料是材料领域中重点开发的一种新型轻质高温结构材料，高温下具有优异的力学性能，成为航空航天、洲际弹道导弹等超音速飞行器的理想候选材料，但成型周期长、生产成本高、高温下抗氧化性差的缺点限制了其广泛应用。通过等离子喷涂技术制备的抗氧化涂层展现出经济、高效、便捷的优势，极具发展潜力与战略意义。近年来，等离子喷涂制备C/C复合材料表面耐烧蚀抗氧化涂层的研究主要集中在涂层与基体的界面优化、不同材料喷涂工艺参数的摸索、复相涂层的制备等方面。本文从这些方面对等离子喷涂耐烧蚀抗氧化涂层的研究进展进行了详细的总结与归纳。     

碳/酚醛防热复合材料烧蚀行为的数值模拟

碳/酚醛复合材料被广泛地应用于钝头体表面,是飞行器优秀的热防护材料。为了准确地预测其烧蚀性能,本文从复合材料的组成物纤维和基体的角度出发,基于能量、质量守恒和热分解方程,考虑了烧蚀过程中材料热属性的非线性变化和烧蚀面的退缩,分别计算了纤维和基体的烧蚀性能,预测了烧蚀过程中防热复合材料的温度分布、密度变化、质量损失规律及热属性和线烧蚀率等。结果表明：碳/酚醛复合材料的烧蚀是各种因素相互作用、相互影响的高度非线性过程;烧蚀过程中材料结构具有不均匀的温度分布,烧蚀面区域材料密度衰减最大并且材料的质量损失和损失率几乎呈线性增加;纤维和基体的烧蚀行为存在明显差异,分别预测两者的烧蚀性能,可以为热防护材料的设计提供更加准确的参考和依据。     

防热材料高温烧蚀-相变特性的细观研究

通过高温环境下防热材料体积烧蚀机理的分析,利用细观力学的Eshelby等效夹杂方法研究了材料烧蚀-相变特性和热力学性能变化规律。假设材料热化学反应后热解生成相介质统计均匀分布,考虑了热解反应产生的气孔与固体相介质之间的相互作用,预报了不同基体材料弹性模量随温度、加温速率之间的变化关系,并与实验结果对照,吻合较好。     

最小能量函数法求解碳基复合材料超高温烧蚀产物

采用最小能量函数法对碳基复合材料超高温烧蚀气态产物进行了计算。并用“星形”等离子发生器和等离子体火炬对碳基复合材料进行了高温烧蚀实验, 获得了不同温度、压力下的高温烧蚀气态产物光谱。光谱检测的烧蚀气态产物与采用最小能量函数法计算的气态产物完全一致, 表明采用最小能量函数法计算碳基复合材料超高温烧蚀气态产物, 求解方法正确、合理、有效。该方法不仅能够计算不同温度、压力下的碳基复合材料超高温烧蚀气态产物, 还可用来计算混杂碳基复合材料这种更加复杂的烧蚀体系。      

Thermal response of a 4D carbon/carbon composite with volume ablation: a numerical simulation study

As carbon/carbon composites usually work at high temperature environments, material ablation inevitably occurs, which further affects the system stability and safety. In this paper, the thermal response of a thermoprotective four-directional carbon/carbon (4D C/C) composite is studied herein using a numerical model focusing on volume ablation. The model is based on energy- and mass-conservation principles as well as on the thermal decomposition equation of solid materials. The thermophysical properties of the C/C composite during the ablation process are calculated, and the thermal response during ablation, including temperature distribution, density, decomposition rate, char layer thickness, and mass loss, are quantitatively predicted. The present numerical study provides a fundamental understanding of the ablative mechanisms of a 4D C/C composite, serving as a reference and basis for further designs and optimizations of thermoprotective materials.     

内置高温热管C/C复合材料热防护结构热力耦合机制

采用内置高温热管的热防护结构是一种新型高效的热防护方式。建立了内置高温热管的C/C 复合材料热防护结构模型, 并通过罚函数的方法引入C/C 复合材料与高温热管间装配关系, 推导了一种顺序耦合的热力耦合有限元格式, 在此基础上对热防护结构进行了热力耦合计算分析, 最后对影响结构温度场与应力场的若干参数进行了参数影响分析。计算结果表明, 在典型飞行状态下, 采用内置高温热管的C/C 复合材料热防护结构能确保结构驻点温度在材料许用温度范围内; 同时, 采用预留装配间隙的方法可有效降低结构界面的接触应力。该方法也可进一步用于研究由接触热阻引起的热力耦合问题。      

Novel phenolic impregnated 3-D Fine-woven pierced carbon fabric composites: Microstructure and ablation behavior

The processing, microstructure and ablative properties of novel phenolic impregnated 3-D Fine-woven pierced carbon fabric ablator (PICA) with different bulk density were investigated. The density of PICA material ranges from 0.352 to 0.701 g/cm³ that having uniform resin distribution within the fibrous substrate. An oxyacetylene torch was used to explore the ablative characteristics in terms of linear/mass ablation rate and microscopic pattern of ablation. Surface and in-depth temperatures during ablation were measured by using optical pyrometers and thermocouples. The experimental results showed that the linear ablation rate varied between 0.019 and 0.036 mm/s and the mass ablation rate increased from 0.045 to 0.061 g/s for the tested PICA composites. It suggests that the PICA composites with lower density may significantly contribute to improving the thermal insulation and ablative properties.     

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

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。      

烧蚀防热材料的显微结构研究

研究了二种烧蚀防热材料的显微结构.研究表明:烧蚀材料1＃中的高硅氧玻璃纤维在模拟烧蚀后仍保持其纤维形态不变,并且大、中、小纤维以适当的配比结合,使得纤维堆积密度增大,从而能提高材料的机械强度;烧蚀材料2^＃具有蜂窝夹心结构,在蜂窝中填充的低密度材料是由50～100μm的空心玻璃球所组成的,这赋予它密度低、隔热性能好的特点.     

Elevated temperature ablation resistance and thermophysical properties of tungsten matrix composites reinforced with ZrC particles

In order to improve the elevated temperature ablation resistance of the copper infiltrated tungsten materials (Cu/W) which are used as the rudders of the rocket motors at present, a new kind of tungsten matrix composites reinforced by 30 vol% zirconium carbide particles (ZrC_p/W) was developed, and the elevated temperature ablation resistance and thermophysical properties of the new materials were investigated. The values of the mass ablation rate and linear ablation rate of ZrC_p/W were much lower than that of Cu/W, which indicated that the addition of ZrC particles in tungsten matrix remarkably increased the ablation resistance. Thermal thermochemical oxidation of tungsten and ZrC particles was the main ablation mechanism of ZrC_p/W. A self-made dynamic responding multi-wavelength pyrometer was employed to measure the ablated surface temperatures and a thermal couple was employed to measure the back surface temperatures. The important temperature curves of the ablated surface and back surface of the specimens were successfully detected online, which indicated that ZrC_p/W has good thermal shock resistance. The present of ZrC particles in tungsten matrix remarkably decreased the thermal conductivity and thermal diffusivity of the ZrC_p/W composites, which is very useful for increasing the elevated temperature ablation resistance of the composites. The excellent elevated temperature ablation resistance of ZrC_p/W is attributed to the lower thermal conductivity, lower thermal diffusivity, oxidation resistance and high melting points. The good properties of ZrC_p/W makes it be suitable for the rudders for rocket motors instead of Cu/W.