热防护技术是关乎高超声速飞行器安全、可靠、高效飞行的关键技术之一，防热材料宏细观烧蚀理论是开展热防护材料与结构高温服役性能评价，以及热防护系统精细化设计的基础和前提。《防热材料宏细观烧蚀理论（下册）》基于作者团队二十余年的科研成果和研究积累，从宏观、细观角度出发，下册详细阐述陶瓷基复合材料氧化烧蚀和热冲击性能分析方法，介绍承载/防热一体化热结构传热特性和高温力学响应分析方法。

目录
序
前言
第1章 热防护材料与结构的分类及应用概述 1
1.1 非烧蚀型防热复合材料1
1.1.1 超高温陶瓷材料.2
1.1.2 C/SiC 复合材料 3
1.1.3 陶瓷防热瓦 4
1.2 防热涂层材料 6
1.2.1 烧蚀型防热涂层材料 7
1.2.2 非烧蚀型防热涂层材料 7
1.3 热防护结构的类型及应用 9
1.3.1 被动防热方案 10
1.3.2 半被动防热方案 11
1.3.3 主动防热方案 12
1.3.4 主被动结合防热方案 13
1.3.5 多功能热防护结构 14
1.3.6 新型热防护机制 15
参考文献 16
第2章 防热涂层烧蚀理论 17
2.1 硅橡胶基防热涂层的热分解特性分析方法 17
2.1.1 组分相材料热失重分析 18
2.1.2 硅橡胶基防热涂层热失重分析 19
2.1.3 硅橡胶基防热涂层热解动力学模型 21
2.2 环氧树脂基防热涂层的热分解特性分析方法 27
2.2.1 环氧树脂基防热涂层热失重分析 27
2.2.2 环氧树脂基防热涂层热解动力学模型 28
2.3 硅橡胶基防热涂层高温环境下烧蚀机理分析 37
2.3.1 辐射热流环境下烧蚀过程分析 37
2.3.2 烧蚀防热机理分析 43
2.4 硅橡胶基防热涂层的烧蚀和热响应耦合分析方法 45
2.4.1 烧蚀和热响应耦合预报模型 45
2.4.2 耦合预报模型的数值求解方法 53
2.4.3 典型热流载荷下烧蚀–热响应特性分析 56
2.5 环氧树脂基防热涂层的烧蚀机理及模型 61
2.5.1 辐射热流/燃气流环境微结构演化机理 61
2.5.2 热化学烧蚀模型 67
2.6 硅橡胶基防热涂层的高温力学性能分析方法 74
2.6.1 拉伸载荷下硅橡胶基涂层的力学行为 74
2.6.2 拉剪载荷下硅橡胶基涂层的力学行为 81
2.7 环氧树脂基防热涂层的高温力学性能分析方法 85
2.7.1 拉伸载荷下环氧树脂基涂层的力学行为 85
2.7.2 拉剪载荷下环氧树脂基涂层的力学行为 94
参考文献 100
第3章 防热材料力–热–化多场耦合理论 101
3.1 力–热–化多场耦合分析模型 102
3.1.1 传热/扩散/变形问题与基本假设.102
3.1.2 能量守恒方程 102
3.1.3 气体相扩散方程 103
3.1.4 固体相平衡方程 104
3.2 多场耦合条件下热/力学响应的有限元实现 106
3.3 非接触式高温变形测量试验 110
3.3.1 试验测试方法 110
3.3.2 热暴露后表面形貌分析 114
3.3.3 温度响应分析 117
3.3.4 高温变形分析 118
3.4 高温刚度性能分析方法 120
3.4.1 考虑热软化效应的高温刚度模型 121
3.4.2 考虑烧蚀演化影响的高温刚度模型 122
3.4.3 防热复合材料高温刚度衰减规律 126
3.5 高温强度性能分析方法 128
3.5.1 考虑热软化和烧蚀演化影响的高温强度模型 128
3.5.2 防热复合材料高温强度衰减规律 130
3.6 高温强度与模量测量试验 132
3.7 典型防热复合材料热/力学响应分析 135
3.7.1 高硅氧–酚醛混杂纤维增强酚醛复合材料的二维热/力学响应 135
3.7.2 高硅氧–酚醛混杂纤维增强酚醛复合材料的三维热/力学响应 141
3.7.3 石英–芳砜纶混编纤维增强酚醛复合材料的三维热/力学响应 154
参考文献 164
第4章 陶瓷基复合材料的氧化烧蚀理论 167
4.1 陶瓷基复合材料的烧蚀机理 168
4.1.1 低温区(700～1200℃) 168
4.1.2 中温区(1200～1600℃) 168
4.1.3 高温区(1600～1800℃) 169
4.1.4 超高温区 (>1800℃) 170
4.2 陶瓷基复合材料的氧化烧蚀模型 171
4.2.1 SiC耗尽层的形成过程 171
4.2.2 氧化–相变过程中组元材料及孔洞的演化过程 173
4.2.3 SiC 耗尽层孔隙率的演化规律 177
4.3 陶瓷基复合材料热冲击载荷下的失效机理 180
4.3.1 热冲击试验方法与过程 180
4.3.2 热冲击载荷下失效机理分析.180
4.3.3 残余应力对热冲击失效机理的影响 184
4.4 陶瓷基复合材料的热冲击行为预报方法 185
4.4.1 添加物对破坏模式的影响规律.185
4.4.2 超高温陶瓷材料的热冲击模型.192
参考文献 202
第5章 防热结构的传热理论.204
5.1 复合材料一体化热结构等效传热模型 205
5.2 考虑边界条件非线性的瞬态传热问题半解析方法 207
5.2.1 传热问题边界条件线性化方法.209
5.2.2 考虑非线性边界条件的瞬态传热问题控制方程 210
5.2.3 考虑非线性边界条件的瞬态热传导方程计算流程 215
5.3 考虑材料非线性的瞬态传热问题半解析方法 216
5.3.1 复合材料热物理性能线性化方法 216
5.3.2 考虑材料非线性的瞬态传热问题控制方程 219
5.3.3 考虑材料非线性的瞬态热传导方程计算流程 228
5.4 复合材料热结构传热特性测量试验 229
5.4.1 辐射热流环境复合材料热结构防隔热试验 229
5.4.2 氧乙炔焰环境复合材料热结构防隔热试验 232
5.5 复合材料热结构瞬态传热问题半解析方法验证234
5.5.1 边界条件非线性对传热特性的影响规律 235
5.5.2 材料非线性对传热特性的影响规律 237
5.5.3 边界条件及材料双重非线性对传热特性的影响规律 239
参考文献 244
第6章 防热结构的高温力学响应分析理论 246
6.1 复合材料热结构的等效弹性性能 247
6.1.1 等效弹性模量 249
6.1.2 等效剪切模量 258
6.1.3 等效泊松比 260
6.1.4 等效热膨胀系数 261
6.2 复合材料热结构的热变形预报方法 263
6.2.1 三明治夹芯结构的多层板理论.263
6.2.2 基于高阶位移理论的本构关系.264
6.2.3 基于有限元法的热变形预报模型 267
6.2.4 力/热载荷下复合材料热结构的高温变形规律 271
6.3 复合材料热结构的热应力预报方法 275
6.3.1 芯层热应力预报方法 275
6.3.2 面板热应力预报方法 283
6.3.3 力/热载荷下复合材料热结构的热应力特性 288
6.4 复合材料热结构的热屈*特性预报方法 306
6.4.1 屈*变形理论 306
6.4.2 基于有限元法的热屈*特性预报模型 307
6.4.3 力/热载荷下复合材料热结构的屈*特性 308
6.5 复合材料热结构的动态特性预报方法 310
6.5.1 热结构动态特性基本方程.310
6.5.2 基于有限元法的热结构动态特性预报方法 311
6.5.3 高温环境下复合材料热结构的动态特性 311
6.6 复合材料热结构的热弹性性能预报方法 316
6.6.1 热结构的热弹性问题描述.317
6.6.2 小变形假设下热弹性问题预报模型 318
6.6.3 大变形假设下热弹性问题预报模型 321
6.6.4 热结构的热弹性问题求解流程 325
6.6.5 高温环境下复合材料热结构的热弹性性能 325
6.7 复合材料热结构的高温力学性能试验 334
6.7.1 不同温度环境平压载荷下结构响应特性 334
6.7.2 不同温度环境剪切载荷下结构响应特性 338
参考文献 340

第1章热防护材料与结构的分类及应用概述
　　面临髙温热环境，有必要采取适当的热防护措施，通过热量就地耗散、异地疏导、再利用的思路将热量消耗，从而阻止热量传导进入冷结构内部，进而确保舱内仪器、测量器件等设备处于正常的温度范围。由于髙超声速飞行器所受的气动加热非常严重，热防护技术也是高超声速飞行器设计中的关键技术之一，因此，不失一般性，本书以航空、航天飞行器在大气层内高速飞行时面临的气动加热问题（即“热障”问题）为例，叙述先进热防护材料与结构的设计方法及关键烧蚀、热、力学性能的精细化预示方法。但这些设计思路和性能表征方法亦可以推广到其他髙温热环境场景。
　　1.1非烧蚀型防热复合材料
　　随着航空航天技术的发展，临近空间飞行器、跨大气层宽域飞行器等新一代飞行器需要在大气层内长时间超高声速飞行，且要保持气动外形不变。还有，为了满足新一代战略导弹的小型化、髙性能化和高精度化，也要求弹头再入过程中烧蚀外形稳定、应力匹配性好。再有，如美国“哥伦比亚号”航天飞机等一类飞行器的垂直发射、水平降落、可重复使用特征，也要求防热技术进入新的研究阶段。这些新的技术特征都要求热防护材料与结构在1000～2800°C的极端高温环境下能够保持零烧蚀或低烧蚀。针对这一需求，以树脂聚合物或碳为基体的烧蚀型防热材料显然无法满足要求，必须寻求其他超高温材料体系。超髙温材料是在高温环境下（例如大于2000°C）以及反应气氛中（例如原子氧环境）能够保持物理和化学稳定性的一种特殊材料。能够胜任超髙温环境的材料主要集中在包括硼化物、碳化物、氧化物以及氮化物在内的一些过渡金属化合物，例如，TaC、ZrB2、ZrC、Hffi2、HfC等化合物的熔点都超过3000°C，其热化学稳定性良好，可以作为极端高温环境热防护系统的候选材料。在这一背景下，非烧蚀型防热材料应运而生、迅猛发展，例如，超高温陶瓷材料、C/SiC复合材料、陶瓷防热瓦等超高温陶瓷基防热材料成为研究热点，多种非烧蚀材料体系已在多种型号飞行器上成功应用，显示出良好的高温性能和发展潜力。特别需要说明的是，所谓“零烧蚀”或“非烧蚀”都是相对的，超过一定的热环境条件，“非烧蚀”材料也可表现出“低烧蚀”，甚至“高烧蚀”现象。而且从陶瓷基复合材料的烧蚀机理研究成果可以看出，非烧蚀型防热材料并不是指材料本身有多么耐烧蚀，而是通过烧蚀来达到微
　　烧蚀或低烧蚀防热的目的。
　　1.1.1超高温陶瓷材料
　　由髙熔点硼化物、碳化物以及氮化物，例如ZrB2、Hffi2、TaC、H￡N等，组成的多元复合陶瓷材料称为超高温陶瓷（ultra high temperature ceramics，UHTC）材料。超高温陶瓷材料在2000°C以上热环境工况下表现出很好的抗烧蚀性能、抗氧化特性和高温稳定性，引起了军事和宇航上的高度关注和推动。其中，2出2基超高温陶瓷材料具有耐超高温、高强度、高熔点和优良的抗氧化性能，可以抵抗发动机喉衬，再入导弹弹头头锥，飞行器机身前缘、鼻锥、机翼前缘等高温热端部位的极高热流、气流剪切、粒子冲刷、侵蚀等极端服役环境载荷，因此，ZrB2基超髙温陶瓷材料具有良好的应用前景（图1-1）。美国国家航空航天局（NASA）艾姆斯研究中心的电弧风洞试验证实，在相同热环境工况下，ZrB2基超高温陶瓷材料的烧蚀量仅为高温耐烧蚀C/C复合材料的烧蚀量的1/130，因此，超高温陶瓷材料可以称为微烧蚀或零烧蚀防热材料。美国空军的“SHARP计划”飞行器鼻锥采用了Hffi2/SiC超高温陶瓷材料，在长达二十多分钟的亚轨道飞行工况下，飞行器头部的温度髙达2760°C，飞行试验取得圆满成功，经历高温环境的头锥外观形貌完好无缺。哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所经过几十年的科研攻关，重点研究了ZrB2基和Hffi2基超髙温陶瓷材料，通过组分调控和工艺优化，这两类超高温陶瓷材料具有良好的抗氧化烧蚀性能、较高的热导率和适中的热膨胀系数，经过地面热考核试验验证，可以在2000°C以上的氧化环境中实现长时间非烧蚀，是非常有潜力的非烧蚀型超髙温防热材料。
　　通过在超高温陶瓷材料中添加ZrB2、Hffl2、ZrC、HfC、SiC等组分，在高温环境下生成高温氧化层，可以提高防热材料的抗氧化烧蚀性能。研究结果表明，Zr02（Hf02）与Si02复合氧化膜是较好的选择，Zr02（Hf02；）可形成骨架结构保证高温环境下氧化层结构的稳定，Si02则分布在Zr02（Hf02）骨架中，起到填充孔洞、降低氧扩散从而进一步提高抗氧化保护性能的作用。因此，该复合氧化膜具有较低的氧渗透率、良好的高温强度、较宽的温度使用区间和较高的温度使用极限。
　　在满足超高温陶瓷材料抗氧化烧蚀性能的基础上提升材料的抗热冲击性能、损伤容限和可靠性是实现该防热材料工程应用的关键。超高温陶瓷材料各组分之间热膨胀系数差别较大，导致其高温烧结后产生较大的残余应力，对材料的抗热冲击性能产生不利影响，因而需要添加相应的材料组分来缓解热匹配问题。碳材料具有优异的高温性能和低弹性模量，研究表明，在超高温陶瓷材料基体中引入一定含量的石墨或连续碳纤维，可以显著提高陶瓷材料的裂纹扩展阻力和抗热冲击性能，材料的破坏模式也由脆性断裂向非脆性断裂转变，有效克服了超高温陶瓷材料的本征脆性。因此，连续碳纤维增韧超髙温陶瓷材料（ZrB2-SiC-Cf，HfB2-SiC-Cf）是未来*有潜力实现工程应用的超高温非烧蚀型防热材料。
　　1.1.2C/SiC复合材料
　　C/SiC复合材料是由碳纤维预制体和SiC基体组成的一类超高温防热复合材料。SiC具有优异的高温强度、抗氧化性、抗蠕变特性，低的热膨胀系数、摩擦系数，以及优良的导热和导电性能，但SiC陶瓷的脆性较大。碳纤维预制体不仅具有密度低，比强度髙，耐磨，耐腐蚀，导电、导热性能好，以及摩擦系数低等特点，而且在高温惰性气氛环境下力学性能不发生衰减，但其高温抗氧化性能较差。因此，将SiC基体和碳纤维结合形成致密的C/SiC复合材料，可在保留SiC基体优异的高温性能的同时，使材料在断裂过程中通过裂纹偏转、碳纤维拔出、断裂等机制吸收断裂能，从而提高材料的高温强度和断裂朝性。C/SiC复合材料兼具碳纤维材料优异的高温力学性能和SiC陶瓷基体良好的高温抗氧化性能，在高温热结构和热防护领域有着极具潜力的发展前景，已广泛应用于航空、航天、国防工业、民用工业等领域，是各国髙新技术产业发展的关键材料，受到学术和工业界的高度重视，在C/SiC材料制备、性能评价与应用等方面取得了诸多丰硕的研究成果。
　　C/SiC复合材料的制备方法主要有化学气相渗透法（CVI）、反应熔体渗透法（RMI）、浆料浸渍热压法（SIHP）、前驱体浸渍热解法（PIP），化学液气相沉积法（CLVD）以及混合工艺。化学气相渗透法技术成熟、工艺精细，但制备周期长、成本较高。反应熔体渗透法生产的复合材料在基体中容易留下残余Si，残余Si会降低材料的抗氧化性，且其熔点低于SiC基体，会降低复合材料在高温下的力学性
　　能。楽料浸渍热压法工艺相对简单、周期短，但高温高压对纤维的损伤较大，导致复合材料的性能下降。前驱体浸渍热解法在制备大尺寸复杂构件方面有优势，但需要多个浸渍热解过程，制备周期较长。化学液气相沉积法又称薄膜沸腾化学气相渗透法，是一种快速的致密化工艺，可以避免传统化学气相渗透法经常出现的表面结壳现象，致密化效果好，但该方法技术相对还不够成熟。单一制备方法都有一定的局限性，很难满足特定用途的制备需求，将气相、液相和固相多种工艺相结合的制备方法成为发展趋势。
　　C/SiC复合材料凭借优异的高温力学性能和稳定的热化学性能，成为高性能航空发动机、燃气轮机热端部件、高速刹车、核能设备的主要候选材料，并成为航空航天飞行器头锥帽、涡轮叶片、机翼前缘和盖板的新一代热防护材料（图1-2）。美国NASA和德国宇航中心联合研发了C/SiC复合材料头锥帽，经过大量的地面热环境考核，成功应用在X-38飞行器上，飞行器超声速飞行时头锥部位表面温度超过1600°C，C/SiC头锥帽保持完好，且舱体内部的温度处于较低范围。此外，美国X-37B战斗机采用了C/SiC复合材料面板，欧洲过渡试验飞行器（KV）的盖板以及升降航等控制面也选用了C/SiC复合材料，都较好地完成了热防护系统的功能要求。C/SiC复合材料被视为新一代高性能刹车材料的*选，在飞机、高铁、汽车等制动领域具有广阔的应用前景。C/SiC制动盘已在F16战斗机、英国希思罗特快列车、中国磁悬浮列车滑橇等制动系统上成功应用。基于C/SiC复合材料质量轻、刚度髙、热膨胀系数低的特点，近年来，许多国家正积极研发C/SiC复合材料空间相机结构。日本和德国基于C/SiC复合材料联合研制了适用于3.5m孔径空间相机的主反射镜系统。
　　1.1.3陶瓷防热瓦
　　陶瓷防热瓦是可重复使用热防护系统的一种重要的防热结构形式，是为应对航天运输系统由一次性使用向可重复使用的转变而发展起来的。经过几代的发展，
　　陶瓷防热瓦技术日趋成熟，已成功应用在美国航天飞机、X-43A飞行器、X-51A高超声速巡航导弹、X-37B空天战斗机等装备的大面积防热区域，有效地解决了这些飞行器的热防护问题（图1-3）。作为可重复使用热防护系统的一种，陶瓷防热瓦通常应用于相对缓和的热环境工况，当外部热流到达防热瓦表面时，大部分热量通过热辐射、对流换热的方式从表面耗散，仅有极小部分热量进入防热瓦内部，通过隔热层的进一步阻隔，*终防热瓦背面温度保持在较低的水平，以确保舱体内部处于合适的温度环境。因此，陶瓷防热瓦的表面应该具有较髙的辐射率，以*大限度地将热量辐射耗散，且应具有较低的表面催化效率，以通过抑制表面已分离边界层物质的再结合来*大限度地降低热传导进入防热瓦内部的热量。根据刚度和变形能力的不同，陶瓷防热瓦通常分为刚性陶瓷隔热瓦和柔性陶瓷隔热毡。
　　1.刚性陶瓷隔热瓦
　　刚性陶瓷隔热瓦由外部高发射率涂层、隔热层、应变隔离垫和固化桂胶组成。外部高发射率涂层可以将外界气动加热通过热辐射的形式耗散掉；固化硅胶用于黏结陶瓷隔热瓦与机体结构，从而解决了隔热瓦因疏松轻质而无法与内部承载结构进行机械连接的问题。服役过程中刚性陶瓷隔热瓦厚度方向以及隔热瓦与主承载结构之间通常存在较大温差，而不同材料介质的热膨胀系数相差很大，因此，刚性陶瓷隔热瓦之间需要预留适当的缝隙以协调热变形。此外，在刚性陶瓷隔热瓦与主承载结构之间放置应变隔离垫，可以协调主承载结构产生的变形，减小变形对刚性陶瓷隔热瓦的影响。
　　刚性陶瓷隔热瓦的研制工作始于20世纪60年代末，经过多年的研制、改进和应用，经历了三代发展，先后研制出一元、二元、多元材料体系的隔热材料，技术相对比较成熟。**代刚性陶瓷隔热瓦是以LI-900和LI-2200为代表的可重复使用全石英纤维隔热材料，由洛克希德？马丁公司研制，密度为0.14～0.35g/Cm3，是美国航天飞机轨道飞行器*早使用的刚性隔热瓦。主要包括高温可重复使用表面隔热瓦（HRSI）和低温可重复使用表面隔热瓦（LRSI），由高纯度的无定形石英纤维、Si02溶胶和水烧注成块体，经高温烧制而成。第二代刚性陶瓷隔热瓦为石英纤维/硼硅酸铝纤维混杂隔热材料（FRCI），密度为0.12～0.8g/cm3，由美国NASA艾姆斯研究中心研制。FRCI具有良好的力学性能、高断裂应变，重复使用稳定性能好，且能够经受多次热冲击而不发生破坏。第三代刚性陶瓷隔热瓦为石英纤维/氧化铝纤维/硼硅酸银纤维混杂增强热屏蔽隔热材料（AETB），多次重复使用温度可达1530°C。此外，美国2010年发射且成功返回的X-37B空天战斗机采用了多元体系防热/隔热一体化设计的整体增韧抗氧化复合结构材料（TUFOCI），该新型刚性陶瓷隔热瓦由美国NASA艾姆斯研究中心研制，不仅能够承受飞行器再入时产生的髙温，还解决了陶瓷瓦在高温环境下的裂纹和氧化等瓶颈问题，实现了防热、隔热