當(dāng)前主流的超高溫防熱材料,如C/C復(fù)合材料和超高溫陶瓷等,SiC作為其基體或抗氧化涂層的關(guān)鍵組分,顯著提高了防熱材料的抗氧化性能,SiC被動(dòng)氧化生成的Si O2可覆蓋在材料表面和填充材料裂縫和孔隙,承擔(dān)著防熱材料在1650°C以下溫域的抗氧化任務(wù),然而高超聲速飛行器飛行空域的擴(kuò)展使得氧化環(huán)境發(fā)生改變,飛行器端頭、翼前緣等關(guān)鍵部位防熱材料面臨的高溫、低壓、原子氧介質(zhì),更易導(dǎo)致SiC發(fā)生主動(dòng)氧化,喪失生成Si O2保護(hù)層的能力。因此,明確防熱材料中SiC組分主/被動(dòng)氧化轉(zhuǎn)變邊界是其工程應(yīng)用的前提。已有許多研究人員通過實(shí)驗(yàn)測(cè)試得到了SiC材料的主/被動(dòng)氧化的溫度和氧分壓數(shù)據(jù)點(diǎn),從總體來(lái)看大部分實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與理論邊界是一致的,然而由于測(cè)試條件和技術(shù)的差異,各研究人員使用的研究轉(zhuǎn)變的實(shí)驗(yàn)方法不同,且測(cè)試效率普遍不高,導(dǎo)致數(shù)據(jù)十分有限。此外,SiC基材料的發(fā)生被動(dòng)氧化的防護(hù)閾值通常默認(rèn)參考SiC材料的研究,根據(jù)轉(zhuǎn)變邊界的理論計(jì)算方法,材料表面氣體邊界層內(nèi)氣體的擴(kuò)散過程以及表面乃至邊界層中各氣體分壓之間的關(guān)系決定了材料的主/被動(dòng)氧化轉(zhuǎn)變邊界,因此SiC基材料中SiC組分實(shí)際的轉(zhuǎn)變邊界與純SiC材料可能存... 

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【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

X-43A的機(jī)身前緣和機(jī)翼前緣采用C/C復(fù)合材料基體改性同樣是解決C/C復(fù)合材料高溫氧化燒蝕問題的方法，近20多年

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文3了Ma=9.8的紀(jì)錄。X-43A機(jī)身前緣和機(jī)翼前緣使用了C/C復(fù)合材料。馬赫數(shù)為7的飛行器的水平機(jī)翼前緣采用類似各向同性的K321纖維C/C熱防護(hù)材料，表面涂覆一層SiC材料；機(jī)翼的邊條使用針狀C/C聚丙烯腈基纖維C/C熱防護(hù)材料制成，并覆蓋一層碳化硅。馬赫數(shù)為10的飛行器水平和垂直機(jī)翼表面都采用C/C熱防護(hù)材料，并在其表面涂覆碳化硅。機(jī)身前緣采用整體結(jié)構(gòu)是約392kg的楔形鎢合金結(jié)構(gòu)，鎢表面包覆一層C/C復(fù)合材料，C/C材料表面的涂層是通過化學(xué)氣相沉積法在表面沉積了一層SiC，之后，再通過化學(xué)沉積法在SiC上沉積一層薄的HfC，最終形成了一種三層的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)[13]。圖1-1X-43A的機(jī)身前緣和機(jī)翼前緣采用C/C復(fù)合材料基體改性同樣是解決C/C復(fù)合材料高溫氧化燒蝕問題的方法，近20多年來(lái)，世界各國(guó)尤其是美國(guó)、日本、歐共體等國(guó)家都對(duì)連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料（FRCMC）進(jìn)行了大量的研究，并取得了重要的成果，有些已達(dá)到實(shí)用化水平，如碳纖維增韌碳化硅復(fù)合材料（C/SiC）、碳化硅纖維增韌碳化硅復(fù)合材料（SiC/SiC）等FRCMC已成功地用于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭的天線罩、端頭罩、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管等部件。X-38的端頭罩就使用了C/C-SiC復(fù)合材料。德國(guó)航空航天中心將SiC基體引入C/C復(fù)合材料，得到了碳纖維增強(qiáng)C和SiC雙基體的復(fù)合材料，并在美國(guó)國(guó)家航空航天局制造的X-38飛行器上進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，X-38飛行器端頭罩由C/C-SiC復(fù)合材料制成，其表面有一層致密的CVD-SiC涂層覆蓋，該材料可在1750℃高溫下承受持續(xù)20min的考驗(yàn)[14]。圖1-2用于再入飛行器的的C/C-SiC端頭罩除鼻錐和機(jī)翼前緣等部位，其他結(jié)構(gòu)件也有C/C復(fù)合材料和C/SiC陶瓷基

哈爾濱工業(yè)大學(xué)工程碩士學(xué)位論文4復(fù)合材料的應(yīng)用，例如X-37B氣動(dòng)舵面的不同部位也采用了不同的成熟防熱結(jié)構(gòu)材料（如圖1-3所示），三角形機(jī)翼后緣的襟副翼采用C/SiC和C/C陶瓷基防熱材料，尾部V形尾翼采用C/C陶瓷基結(jié)構(gòu)，機(jī)體后面的體襟翼采用C/SiC陶瓷基復(fù)合材料[15]。圖1-3X-37B襟副翼的熱結(jié)構(gòu)材料1.2.2超高溫陶瓷應(yīng)用現(xiàn)狀超高溫陶瓷（UHTCs）是指在高溫環(huán)境以及反應(yīng)氣氛中能夠保持物理和化學(xué)穩(wěn)定性的一類陶瓷材料，主要包括一些過渡族金屬的難熔硼化物、碳化物和氮化物。這些高熔點(diǎn)的材料在超高溫服役環(huán)境下表現(xiàn)出良好的抗氧化燒蝕性以及化學(xué)穩(wěn)定性，使其成為飛行器鼻錐等熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的主要候選材料之一[16]。1997年和2000年美國(guó)NASA、空軍和Sandia實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合實(shí)施了SHARP計(jì)劃，其中，SHARP-B1飛行器熱防護(hù)材料由HfB2/SiC制成，替代了傳統(tǒng)的C/C復(fù)合材料；而SHARP-B2的防熱材料由三種不同的超高溫陶瓷材料拼接而成，該超高溫陶瓷材料如圖1-4所示[19]。圖1-4SHARP-B2飛行器超高溫陶瓷翼前緣歐洲太空局研制的返回型實(shí)驗(yàn)艙（Europeanexperimentalre-entrytest-bed，簡(jiǎn)稱EXPERT），將超高溫陶瓷材料作為艙體的防護(hù)材料應(yīng)用于鼻錐端頭帽以及翼前緣，從而保證了防熱部位能夠承受2500℃的高溫[21]。

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