摘 要

酚醛基复合材料包含较好的隔热能力和防热性能，可广泛用于飞行器头部或固体火箭发动机喷管等防热构件。而热防护系统（ＴＰＳ）在飞行器中占据较大比重，故是飞行器安全性和可靠性的重要保证。因此，对酚醛防热复合材料烧蚀特性的准确预测，是合理设计和优化热防护系统的前提条件，也是解决赘余设计抑或可靠性不足等问题的有效途径。

本课题采用碳/酚醛复合材料为主体，通过改变预浸料的填料配比制备不同纤维含量的烧蚀样品进行研究，进行密度、力学测试，并利用氧乙炔烧蚀机对其进行烧蚀实验，观察其烧蚀形貌。再利用有限元软件（ABAQUS）等分析及模拟工具，以验证酚醛复合材料制品的优良烧蚀性能，确定其质量损失与温度的定性关系，并根据实验模拟数值计算恒定热流边界条件下材料的瞬态温度场和热应力场，对比烧蚀实验与模拟结果。

最终通过实验和模拟对比得出酚醛树脂基层压复合材料高温下的力学性能主要由纤维提供，填料的含量主要影响复合材料的耐热性能。利用ABAQUS有限元分析软件模拟复合材料高温下烧蚀行为是可行的，可以用于解释烧蚀现象，并可做到以更高效、环保的方式来研发新型的高性能酚醛复合材料，改善航空航天领域材料条件，也是近年来科学家的工作重心。

关键词：酚醛基复合材料；纤维体积含量；ABAQUS；烧蚀行为

Abstract

Phenolic matrix composites have good thermal insulation and thermal protection properties, and can be widely used for thermal protection components such as aircraft head or solid rocket motor nozzle. Thermal protection system (TPS) occupies a large proportion in aircraft, so it is an important guarantee for the safety and reliability of aircraft. Therefore, accurate prediction of ablation characteristics of phenolic heat-proof composites is a prerequisite for rational design and optimization of thermal protection system, and an effective way to solve redundant design or lack of reliability.

In this paper, carbon/phenolic composites were used as the main body, and ablation samples with different fiber content were prepared by changing the filler ratio of prepreg. Density and mechanical tests were carried out, and ablation experiments were carried out by oxyacetylene ablator to observe the ablation morphology. Then, finite element software (ABAQUS) and other analysis and simulation tools are used to verify the excellent ablation performance of phenolic composite products, determine the qualitative relationship between mass loss and temperature, and calculate the transient temperature field and thermal stress field of materials under constant heat flow boundary conditions according to the experimental simulation, and compare the ablation experiment and simulation results.

Finally, through experiments and simulations, it is concluded that the mechanical properties of phenolic resin base compression composites at high temperature are mainly provided by fibers, and the content of fillers mainly affects the heat resistance of the composites. It is feasible to simulate the ablation behavior of composite materials at high temperature using ABAQUS finite element analysis software. It can be used to explain the ablation phenomenon, and to develop new high performance phenolic composites in a more efficient and environmentally friendly way to improve the material conditions in aerospace field. It is also the focus of scientists'work in recent years.

Key Words phenolic matrix composites; fiber volume content; ABAQUS; ablation behavior；

目录

第1章 绪论 1

1.1 课题背景和目的意义 1

1.2烧蚀材料 2

1.2.1烧蚀材料的特点 2

1.2.2烧蚀材料的发展及应用 2

1.3烧蚀机理 2

1.4烧蚀材料选择 3

1.4.1烧蚀材料的简述和类别 3

1.4.1基体材料 4

1.4.2增强材料 6

1.6 ABAQUS有限元分析软件 7

1.7研究方向和内容 8

第2章 实验材料及研究方法 9

2.1 实验试剂与仪器 9

2.1.1 实验试剂 9

2.2 层压板制备 9

2.3 材料性能测试标准与分析依据 10

2.3.1复合材料试样密度测试 10

2.3.2复合材料纤维体积含量测试 10

2.3.3高温热失重率 11

2.3.4复合材料拉伸性能测试 11

2.3.5复合材料弯曲性能测试 11

2.3.6氧乙炔烧蚀测试 11

第3章 烧蚀材料的性能测试和应力分析 13

3.1层压板性能测试 13

3.1.1密度和纤维体积含量 13

3.1.2拉伸性能 14

3.1.3弯曲性能 15

3.1.4热解宏观形貌 15

3.1.5失重率 16

3.1.6线烧蚀率 17

3.2层压板高温热应力分析 17

3.2.1传热学和热力学分析基本原理 18

3.2.2烧蚀过程有限元分析实验模拟 20

3.2.3实验模拟情况 23

3.3本章小结 28

第4章 结论 29

参考文献 30

致 谢 32

第1章 绪论

1.1 课题背景和目的意义

当今世界航空航天事业蓬勃发展，飞行器技术的突破成为了新的聚焦点。飞行器以超声速冲出大气和返回地面时，表面温度可达上千摄氏度，这就为飞行器头部及其内部设备的热防护技术提出了新的要求和挑战。常用的热防护方法有吸热法、辐射法以及烧蚀法三种^[1,2]。吸热法是利用高导热、大比热容的金属、合金作为飞行器材料，但由于高温下金属易熔融变形，难以作为防热材料使用，故已淘汰；而辐射法的特点是高辐射和低吸收，在高热气流作用下，防热效果不佳；烧蚀法的原理是通过材料自身的熔化、升华与热解的方式吸收并消耗产生的能量，阻止其进入内部结构中，达到保护的效果，故其以冲击性好，防热效率高，相对密度低，热导率小，比热容大的特点被广泛应用^[3,4]。

碳纤维与酚醛树脂的结合为航空航天应用提供了理想的复合材料。结果表明，碳纤维-酚醛基复合材料（CFph）是一种理想的航天结构和功能材料，包括机械强度和抗烧蚀性能。元素碳具有较高的热容和汽化能，因此是一种非常适合的烧蚀材料。纤维状碳具有高强度和高刚度，适合于复合材料制造。酚醛树脂是CF-ph复合材料的耦合部分，它产生大量的热绝缘炭，并限制氧的扩散，以便进一步烧蚀。酚醛树脂的化学结构中含有较少的碳-氢键。与复合材料中的其他聚合物基体相比，酚醛树脂中生成的氢和甲烷气体相对较少。除了碳纤维外，酚醛树脂中还加入了其他增强材料，以制备具有改善机械和烧蚀性能的混合复合材料^[5,6]。

最初通过在烘箱中加热至75°C 1 h来制备复合材料的预浸料。随后，将预浸料装入钢模中，并使用压缩成型技术在180°C下固化复合材料。在室温下冷却后，将复合材料从模具中取出，切割成所需尺寸，以便进行烧蚀试验。三种类型的复合材料与参考样品一起制备，所有复合材料均含有60 wt%的碳纤维。

根据ASTM标准，对复合材料进行烧蚀试验，以评估线性烧蚀率。将试样垂直暴露于氧乙炔火焰中20秒，并计算试验后厚度的减小。焊炬喷嘴具有2mm内径和焊炬喷嘴和复合样品之间的距离为10mm。给出了每种复合材料至少5个试样的平均读数以及标准误差，利用扫描电子显微镜观察烧蚀后的表面形貌。

烧蚀指的是弹头，人造卫星，宇宙飞船和航天飞机是重新进入大气层。当通过致密的气氛下，将表面温度由于气动加热急剧上升，和一系列复杂的物理和化学变化，如熔化和材料蒸发，发生在表面上的材料。升华的材料和周围空气之间的化学反应，该材料的成分之间的化学反应，材料和侵蚀等的损失，统称为烧蚀。消融消耗一定量的材料制成，以耗散外界的空气动力学的热量，从而减少了外部的热传递到对象，并保持该物体内部的期望的温度。烧蚀聚合物复合材料是在航空航天工业中是重要的材料和在受到强烈气动加热再入航天器的热防护系统（TPS）被使用^[6,7]。所以，烧蚀可作为热防护的一种手段。随着各国技术的不断改进，更低的造价和更高的性能的飞行器设计已成必然趋势。所以我们应当从多方面入手（基体相、增强相、填料、工艺等），来研发新型高性能的热防护材料，填补国家这方面专业领域尚存有的空缺。在国内，我国经过了多年的努力取得了极大的成果，但是还是有许多问题亟待解决，所以开展耐烧蚀复合材料的制备及其性能的研究是非常有必要的^[7]。

航天飞行器在大气中快速飞行与气体摩擦会产生大量热量，使材料迅速升温，TPS材料在高温下会发生不可逆的氧化烧蚀现象，以带走材料表面的热量，达到冷却效果，故要通过实验模拟确定防护材料在高温下的烧蚀状况、参数，来确定热流作用在材料表面及内部的导热、氧化分解过程，以及热流其他因素的影响。有必要分析的热变形，热应力和保护材料的稳定性在高温下通过综合因素如空气动力学。有必要分析酚醛复合材料的温度场，应力场和位移场。

1.2烧蚀材料

烧蚀材料是整个航空航天工业的基础，这些烧蚀材料用于保护火箭发动机推进装置（如液体和固体）的热屏蔽或在超音速飞行期间保护飞行器和探测器通过大气。因此它们也被称为热保护系统（TPS）材料^[8]。

1.2.1烧蚀材料的特点

材料特性直接影响烧蚀热保护效果。根据不同的防热机理,烧蚀材料可分为熔融烧蚀玻璃材料和解聚消融。热熔塑料,表面燃烧石墨和碳材料,热解烧结增强塑料等材料制造方法包括喷涂,压制,卷绕,铸造,拉挤成型,模塑和层压。有效的消融热是识别消融材料消融特性的重要指标。通常,烧蚀材料具有小的线烧蚀速率,小的材料密度和有效的烧蚀热。导热系数低,热膨胀系数低,抗热震性和机械振动性好。

然而，由于所述的烧蚀现象的复杂性，仍存在许多问题，其冷却机构，材料制备和工程应用技术。该系统的理论和实验还有待进一步研究和具有作为非可重复使用的的缺点^[9,10]。

1.2.2烧蚀材料的发展及应用

固体火箭发动机喷嘴在非冷却条件下直接承受2500至36004℃的高温，4至7MPa的高压和1500至2500m / s的高速。 而且，需要经受含固体气体的冲刷和腐蚀，并且对材料具有高性能要求，这不仅需要结构材料的强承载能力，而且还需要强耐热性。 喷嘴的喉部是工作条件中最困难的部分，不仅要承受高温气体，还要在一定范围内控制消融量，以确保一定的膨胀率。本文主要介绍难熔金属及其合金，陶瓷基复合材料和碳/碳材料^[11]。

近年来，随着高按摩固体火箭的发展，需要喷嘴的质量来减轻负重，因此它应用于喷嘴。抗烧蚀材料主要由轻质陶瓷基复合材料和碳/碳材料制成。然而，陶瓷基复合材料和碳/碳材料各有利弊。 如果可以组合两种材料，则将陶瓷涂层施加到碳/碳基质材料上以充分利用两者的优点，并且进一步降低烧蚀速率。这也是近年来国内外耐腐蚀材料研究的重点之一。

相信随着材料技术的发展，喷管耐烧蚀材料的研究会有新的突破，固体火箭技术也会逐步接近世界先进水平。

表1-1列出了几种典型的烧蚀热防护材料^[12-15]。

表1-1 在飞行器中应用的烧蚀热防护材料

1.3烧蚀机理

烧蚀是一个复杂的过程，涉及传热，动量传递，传质和化学反应。 其冷却效果是通过物理和化学效应，如熔化，蒸发，热解，升华和其他相变吸热，辐射传热和产生气体阻挡传热。最传送到设备的热量与所述可熔材料以保持该装置和设备的可接受的温度范围内的内部的固体壁沿着吹走由高速气体流。

由于在TPS表面上获得的空气动力学加热温度非常高，还可能出现其他几种现象：

（1）表面和体积辐射（再辐射）；

（2）材料相变：在化学反应的存在下，它可以表现为熔融和升华现象的组合；

（3）由于氧化，引起的焦炭表面衰退；

（4）通过气动剪切去除表面上的软焦炭。

图1.1 烧蚀材料机理示意图

1.4烧蚀材料选择

复合材料主要由基体相、增强相、界面相三相构成，为了得到烧蚀性能更强的复合材料，就需要对不同的原料进行测试，已选出最佳种类、配比的原料。

1.4.1烧蚀材料的简述和类别

在星空的夜晚，我们常常以明亮的光芒看着夜空中小小的星星，像箭一样飞向天空消失。这个经常叫流星。它们是以每秒12-80公里的速度从星空侵入地球大气的小物体。大部分的流星因为与大气摩擦所引起的高温，从地面以50 - 140千米燃烧。

中国航天产业发展期间，从1970年代平安返回中国的所有卫星，都是安全的材料。实际上，即使起动火箭和大陆间的导弹人造卫星也以接近陨石的速度飞行。当他们旅行或回到空气中时，他们也会对大气摩擦，以产生高温。火箭鼻子的温度有时候会溶解我们现在所知道的所有材料。但是，为什么载人宇宙飞船和返航卫星在这样的高温下安全横渡宇宙轨道，不燃烧不尽地返回地面？这是根据所谓的校准材料。

烧蚀材料是火箭头和宇宙飞船再突入模块的外面涂层的特殊保护层。在大气中在高速火箭命中，温度急剧上升到数千度，原子物质熔化时，气体由气体层蒸发，通过自我牺牲精神产生的气体，以及由所产生的热摩擦被剥夺，而火箭内部的温度也不会上升。当使用变形材料形成的保护层足够厚时，在通过大气中的短时间内，火箭是安全健全的。

这个原理根据酒精的使用能理解。被酒精浸泡的棉被点火的时候，火正在燃烧。酒精燃烧，火焰出来，对棉球的损坏非常一点点。酒精是为了在燃烧和煤气化时夺走热量。同样，医生经常给高烧患者的皮肤擦酒精使用酒精的简单气化特性物理冷却。

或许每个人都知道：在你打针之前，用酒精和注射站点消毒时，只要你擦拭酒精，你就会觉得很冷。为什么？那是从你的表皮中去掉热量的酒精蒸发。

绝热材料，因为煤气化夺走多的热，那个通过大气的时候，能保护火箭内部不受损伤。但是，根据变动的机制和形态，分为升华型、升华型、碳化型^[16]。
  升华是指从固体到气体的材料的直接转换。聚四烯(PTFE)、石墨及碳/碳复合材料是升华后的材料，其中碳类碳素材料是最被使用的。碳/碳复合材料使用碳纤维或纤维作为强化材料（如水泥钢筋）作为矩阵沉积或含有碳精棒。碳-碳复合材料在3400 C下具有非常高的强度，吸收很多的热量，为了取得蒸发在3400 C以上。

石英及玻璃材料属于高温、高粘度的二氧化硅溶解模糊材料。溶解后的液膜具有耐高速气流侵蚀的能力，可吸收摩擦热并溶解蒸发。

纤维增强酚类树脂是碳化的抗震材料。以纤维和布为辅助材料，以酚类树脂为基础进行浸泡。该校准材料的优点是优良的校准电阻、高碳层强度、高碳含量和良好的过程性能。

1.4.1基体材料

耐烧蚀复合材料的烧蚀性能受多种因素的影响，其中基体的选择尤其重要。基体在烧蚀材料制造过程中是用作填料及各种添加剂的粘合剂，但对烧蚀材料的性能却起至关重要的影响，耐烧蚀复合材料的耐热性从根本上说就是基体的耐热性。目前烧蚀材料常用和研究较多的基体有有机硅类、聚芳炔类、聚酰亚胺类、酚醛类等^[17]。

1.4.1.1有机硅类

有机硅树脂的主要成分是有机硅烷及一些改性体，合成而作为新材料应用于复合材料基体。其中，分子中硅氧键为主链，侧链是有机基团。故而它既具有有机材料的特点，也拥有无机材料的性能，可在较为广阔的温度范围内应用而保持性质稳定。硅树脂在200℃高温环境中可长期使用，在250℃左右高温环境中可短期使用，并且，树脂基体中的成分变化影响这种热环境中的稳定性，一般情况下，分子结构中苯基含量越高，性能越好。

1.4.1.2聚芳炔类

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