【摘 要】
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新型航天飞行器高机动性、高马赫数及长时间飞行所引起的气动加热效应对耐超高温、低热导、轻质高强的高效隔热材料提出了迫切需求。本文采用炭前驱体纤维作为增强体,通过复合有机溶胶后经凝胶老化、溶剂置换、超临界干燥、炭化制备得到炭纤维增强炭气凝胶复合材料（C/CA）,研究了炭前驱体纤维种类、纤维表观密度以及炭化温度对炭气凝胶复合材料基本物理性能、组成结构、力学性能、隔热性能的影响,其次分别采用热重法和静态氧
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新型航天飞行器高机动性、高马赫数及长时间飞行所引起的气动加热效应对耐超高温、低热导、轻质高强的高效隔热材料提出了迫切需求。本文采用炭前驱体纤维作为增强体,通过复合有机溶胶后经凝胶老化、溶剂置换、超临界干燥、炭化制备得到炭纤维增强炭气凝胶复合材料（C/CA）,研究了炭前驱体纤维种类、纤维表观密度以及炭化温度对炭气凝胶复合材料基本物理性能、组成结构、力学性能、隔热性能的影响,其次分别采用热重法和静态氧化法对炭气凝胶及其复合材料的氧化行为及机理进行了探究。主要工作如下:研究了聚丙烯腈基（PAN）和酚醛基炭前驱体纤维对C/CA复合材料结构、微观形貌、力学性能以及隔热性能的影响。孔结构分析表明酚醛基炭纤维增强后的炭气凝胶复合材料介孔孔体积较大,大孔孔体积较小。PAN基炭纤维增强后的炭气凝胶复合材料压缩和弯曲等力学性能均优于酚醛基,而隔热性能却不如酚醛基。1800℃氩气气氛下,酚醛基炭纤维增强材料热导率为0.164 W·m-1·K-1,PAN基炭纤维增强材料热导率为0.735 W·m-1·K-1。研究了酚醛基炭前驱体纤维预制体密度对C/CA复合材料微观结构、力学性能和隔热性能的影响。增强后复合材料在轴向和径向方向上的压缩强度和模量均随纤维预制体密度的增大而增大,弯曲强度逐渐减小。密度依次为0.15、0.20、0.25g·cm-3的纤维增强后样品所对应的常温热导率呈增加趋势,分别为0.0568、0.0992、0.1072 W·m-1·K-1。研究了炭化温度（1000～1600℃）对酚醛基炭纤维增强的C/CA复合材料力学性能和隔热性能的影响。复合材料的压缩力学性能随炭化温度的增加呈先增加后下降的趋势,其中1400℃炭化样品轴向压缩强度为1.16 MPa,压缩模量为23.08MPa;径向压缩强度为2.14 MPa,压缩模量为55.58 MPa;对比不同样品在氩气环境下的高温热导率发现,1000℃炭化样品热导率最低,其值从0.055 W·m-1·K-1（测试温度为400℃）增加至0.164 W·m-1·K-1（测试温度为1800℃）通过非等温条件下的热重法对不同孔径炭气凝胶的氧化行为进行了研究。对比不同孔结构氧化动力学曲线“峰结构”变化及反应过程中活化能的变化提出了吸附控制和扩散控制两种机制来解释炭气凝胶的整体氧化进程,两者的相对强弱取决于炭气凝胶孔结构和反应加热速率。通过等温静态氧化法对炭气凝胶复合材料在不同温度、不同氧分压下的氧化行为进行了研究,根据氧化失重行为分析并结合热分析动力学数据得出炭气凝胶复合材料的氧化行为主要受碳氧反应速率和扩散速率所控制,且氧化失重率和氧化反应速率随反应温度以及氧分压的增加而增大。通过对不同封装方式下炭气凝胶复合材料氧化行为进行考核发现,以多孔氧化锆砖为端框封装后的炭气凝胶复合材料（尺寸为100×100×30mm~3）经氧乙炔2100℃/2500s考核后,试样冷面温度为710℃,质量损失率为14.31%,厚度收缩率为1.95%。以Si C复合材料为端框封装后的炭气凝胶复合材料经1600℃/2500s循环测试三次后试样表观形貌无明显变化,氧化失重率仅为1.02%,平面方向和厚度方向的收缩率分别为0.07%和0.13%。
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