隨著空天飛行器的不斷發(fā)展,傳統(tǒng)的防熱材料已不能滿足防/隔熱一體化技術(shù)的要求,亟需新型輕質(zhì)防/隔熱一體化材料解決傳統(tǒng)隔熱瓦脆性問題。新一代韌化型纖維增強(qiáng)抗氧化復(fù)合材料可有效地解決陶瓷隔熱瓦的脆性問題,滿足未來飛行器在耐高溫、抗氧化、以及長時(shí)間等方面的需求。本課題針對大面積用新型防/隔熱一體化復(fù)合材料的迫切需求,優(yōu)化復(fù)合材料的制備工藝,獲得了復(fù)合材料的熱物理性能,同時(shí)開展梯度化抗氧化涂層的制備及燒蝕性能研究。以輕質(zhì)、高孔隙率及低熱導(dǎo)率的短切碳纖維骨架（CBCF）復(fù)合材料為增強(qiáng)相、以SiOC陶瓷為基體相,制備出CBCF增強(qiáng)SiOC輕質(zhì)多孔復(fù)合材料。研究了復(fù)合材料在高溫環(huán)境下的力學(xué)及熱學(xué)性能;提出了采用原位生長三維SiC納米線增強(qiáng)SiOC/CBCF復(fù)合材料的制備方法;最后設(shè)計(jì)并制備了TaSi₂基多組分、梯度化多層抗氧化涂層,通過靜態(tài)氧化、氧-乙炔燒蝕以及電弧風(fēng)洞測試評價(jià)了復(fù)合材料的抗氧化及防/隔熱性能。以甲基三甲氧基硅烷及二甲基二甲氧基硅烷為先驅(qū)體,采用浸漬-裂解（PIP）工藝制備了密度為0.54g/cm³的SiOC/CBCF復(fù)合材料。研究了SiOC... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：138 頁

【學(xué)位級別】：博士

【部分圖文】：

TUFROC組成結(jié)構(gòu)

哈爾濱工業(yè)大學(xué)博士學(xué)位論文料采用直徑為 10μm，長度 0.25mm 的粘膠基短切碳纖維以高溫惰性氣氛下利用酚醛樹脂碳化將短切碳纖維相互粘接就表現(xiàn)出優(yōu)異的隔熱性能，在溫度高達(dá) 2000°C 時(shí)，其K-1，隨后這種復(fù)合材料也被廣泛的應(yīng)用于各種氣氛爐的隔熱年美國一篇專利中報(bào)道了一種輕質(zhì)多孔碳粘接碳纖維復(fù)合材n-bonded carbon fiber composites，CBCF），該報(bào)道指出利用密度小于 0.1g/cm3的多孔復(fù)合材料。碳纖維具有高比模量、且在非氧化高溫環(huán)境下仍具有較高的力學(xué)性能等一系列優(yōu)架具有輕量化、高孔隙率（65%~85%）和較低的熱導(dǎo)率的行器的隔熱結(jié)構(gòu)。CBCF 復(fù)合材料的出現(xiàn)為航天飛行器熱防思路[35]。

第 1 章 緒論m 的 CT 掃描圖[38]。表 1-1 FiberForm 復(fù)合材料的主要性能[37]Table 1-1 Property of the FiberForm composit性能） 0.15-0.23%） 80.2-94.2Pa） 1.17±0.05（x/y 方向），0.52±0Wm-1K-1) 0.21-1.24(260°C-2200°C)(Wm-1K-1) 0.024-0.647(260°C-2200°C)ational Aeronautics and Space Administr架復(fù)合材料[39]。制備方法主要是采用陶瓷的先驅(qū)體溶液浸漬到 CBCF 骨架得到 SiOC/CBCF 復(fù)合材料，進(jìn)而將同年，NASA 還采用短切碳纖維為骨henolic Impregnated CarbonAblator, PI

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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本文編號：3412552