1. 研究目的与意义（文献综述）

自二十世纪六十年代起，美国、前苏联以及欧洲各国竞争开展载人飞船的研制与开发，美国经历了“水星”飞船、“双子星座”飞船、“阿波罗”飞船的研制，前苏联到目前发展了“东方号”、“上升号”和“联盟号”等系列载人飞船^[1]。飞船返回舱外表面均要使用热防护材料tpm（thermal protection materials）从而抵御高速飞行所产生的巨大热量。热防护系统简称tps（thermal protection system），是用来保护空间飞行器在气动加热环境中免遭烧毁和过热的结构，由热防护材料与其他材料通过设计而组成^[2,3]。

热防护材料由其放热机理可分为吸热式、发汗式、烧蚀式、辐射式等四大类^[4]，吸热式防护材料最先使用，采用比热容大，熔点高的金属从而吸收气动热^[5]。但由于其吸热有限，防热效果差，且增加航天器的质量，仅仅用于热流较低的环境，现已放弃该种方式。发汗式热防护材料则是利用氨、氮、水等作为发汗剂，在压力或蒸发作用下，发汗剂分解和气化中吸收并带走热量^[6]。但由于发汗式热防护材料重量较大，技术复杂且可靠性差，现仍处于试验阶段。辐射式热防护材料主要采用辐射率高、吸收率低的耐高温合金或陶瓷，但该种材料具有成型周期长，质量大等缺点^[7]，美国”哥伦比亚号”航天飞机正是由于局部拼块热防护材料脱落而导致飞行失败。烧蚀式热防护材料通过表面烧蚀材料在高温下的升华、熔化、炭化等物理反应消耗气动热，以质量损耗吸收热量起到热防护的作用，是一种积极的防热方式。因烧蚀式热防护材料其具有防热效率高、工作可靠、适应流场变化能力强，导热系数小等多种优点，是目前应用最成熟最广泛的热防护材料^[8]。

烧蚀热防护材料按烧蚀机理可分为升华型、熔化型和炭化型三类。炭化型烧蚀材料典型代表是酚醛树脂基复合材料，其主要利用树脂在高温下裂解吸热，同时部分进入的对流热被裂解产生的气体阻塞。此外，表面高辐射系数炭化层通过辐射消耗部分热量，同时充当隔热层减少热量向内部传递，是目前应用最广泛的烧蚀式热防护材料^[9]。

2. 研究的基本内容与方案

2.1 基本内容

材料制备：采用物理共混法将陶瓷微球添加到酚醛树脂基体中，以预浸料叠层的方式通过设计与试验，制备轻质防隔热复合材料；

材料表征：采用天平法测量密度，使用qtm-500导热系数测量仪测试导热系数，利用万能试验机测试力学性能，进行氧乙炔烧蚀测试，并通过场发射电子扫描电镜（fesem）测试试样表面微观形貌。

3. 研究计划与安排

第1-3周：查阅相关文献资料，完成英文翻译。明确研究内容，了解研究所需原料、仪器和设备。确定技术方案，并完成开题报告；

第4-8周：按照设计方案，完成轻质防隔热复合材料设计与制备，通过测试其密度、导热系数、力学性能与烧蚀性能，验证设计的合理性；

第9-11周：结合微观形貌分析陶瓷微球合理的添加量，研究成型工艺的关键点，探寻微球添加量对复合材料的影响规律；

4. 参考文献（12篇以上）

[1]胡良全. 轻质防/隔热功能材料现状与发展[j]. 功能材料信息, 2010(2):19-23.

[2]omidy a d, panerai f, lachaud j r, et al. effects of water phase change on the material response of low-density carbon-phenolic ablators[j]. journal of thermophysics amp; heat transfer, 2016, 30(2).

[3]covington m a, heinemann j m, goldstein h e, et al. performance of a low density ablative heat shield material[j]. journal of spacecraft amp; rockets, 2008, 45(2):854-864.