碳碳复合材料及工艺发展现状

航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料工艺及应用现状航天材料及工艺研究所提纲碳/碳复合材料工艺及发展历程2结束语4概述31碳/碳复合材料在航天器上的应用33航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料（C/C）起源与发展概述1958年，美国CHANCE-VOUGHT公司在研究碳/酚醛防热复合材料时，偶然发现碳/碳复合材料，20世纪60年代美国在WRIGHT-PATTERSON空军基地空军材料实验室的发起下制备出碳/碳复合材料碳素材料纤维增强复合材料高温机械性能高性能可设计多功能高温物理性能化学稳定性能航天材料及工艺研究所高温性能优异，唯一能够在3000℃以上保持较高机械性能的材料高比强度、高比模量抗烧蚀、抗侵蚀、抗化学腐蚀耐摩擦、抗磨损概述理想的防热、热结构材料航天材料及工艺研究所碳纤维增强骨架（织物）基体碳碳/碳复合材料单向（1-D）两向（2-D）三向（3-D）多向（n-D）树脂碳沥青碳沉积碳概述通常按增强结构的不同划分通常按引入工艺的不同划分航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料的增强结构连续纤维增强体–单向（1D）织物–两向（2D）织物–三向（3D）织物……非连续纤维增强体–碳纤维毡–针刺结构织物……概述航天材料及工艺研究所典型织物结构概述正交三向结构四维结构细编穿刺结构针刺结构航天材料及工艺研究所基体碳与纤维在制备工艺中的石墨化过程纤维横截面概述航天材料及工艺研究所概述基体碳、纤维石墨化后的微结构形貌航天材料及工艺研究所提纲碳/碳复合材料工艺及发展历程2结束语4概述31碳/碳复合材料在航天器上的应用33航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料的制备工艺增强体成型致密化外形加工高温石墨化碳/碳复合材料工艺及发展历程航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料工艺及发展历程碳碳复合材料的制备工艺液相工艺气相工艺航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料工艺及发展历程工艺原理–以树脂或沥青为基体前驱体，将其浸渍到织物中，然后将浸渍有树脂或沥青的织物在惰性气氛下热处理，使树脂或沥青转化为基体碳工艺特点–工艺简单，原料便宜–致密化效率较低，需要经过多循环浸渍－碳化–当在制品达到一定密度后（1.7g/cm3），需要HIP工序实现材料的高密度液相浸渍工艺航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料工艺及发展历程工艺原理–以碳氢气体(CH4、C2H6、C3H8、C2H4)为碳源，在一定温度下热解，直接在织物碳纤维表面沉积成碳工艺特点–材料结构尺寸稳定性较好–单边均匀沉积厚度不大于50mm，适用于薄壁、异型织物，不适用于实心预制体–需要几百甚至上千小时，中间往往需要多次去除材料表层以打开沉积通道，且易形成密度梯度–沉积密度很难超过1.7g/cm3化学气相工艺航天材料及工艺研究所等温CVD工艺强制流动FCVD工艺碳/碳复合材料工艺及发展历程液气相CVD工艺航天材料及工艺研究所温度梯度CVD工艺碳/碳复合材料工艺及发展历程压力梯度CVD工艺航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料工艺及发展历程碳纤维制造本体性能提高基本制备工艺开发研究检测手段初步建立精细化、多功能化低成本化、可设计化强化基础研究扩大应用领域立体织物不断涌现高压浸渍/碳化成功开发抗氧化碳/碳拓展应用摩擦材料首次获知研制技术水平提升工业化程度不断提高无损检测技术成功使用TPS材料被首选第一阶段1950′后～1960′中起步和探索研究阶段1960′中～1970′中应用研究快速发展阶段第二阶段第三阶段第四阶段1970′中～1980′中成功应用时期1980′中～至今可设计、广泛应用阶段碳/碳复合材料的发展历程航天材料及工艺研究所提纲碳/碳复合材料工艺及发展历程2结束语4概述31碳/碳复合材料在航天器上的应用33航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用碳/碳复合材料以其优异的高温力学和热物理性能，结合基体改性和抗氧化涂层技术，一直是先进国家战略导弹弹头端头、发动机喷管、高超声速飞行器关键热端部件首选的防热、热结构材料碳/碳复合材料耐温性热结构可靠性大尺寸可制造性碳/碳复合材料技术历来受到美国等航天强国的高度重视，相继实施了《推进材料计划》《再入飞行器材料技术计划（REVMAT）》《尖锐前缘计划（SHARP）》航天材料及工艺研究所与CMC相比，碳/碳复合材料的优越性（1）耐温性碳/碳复合材料材料具有优异的高温比强度、比模量，直到2500℃仍保持较高的力学性能，有利于保证整个飞行器的设计刚度和完整性。而CMC材料在1600℃时强度、模量快速下降碳/碳复合材料在航天器上的应用航天材料及工艺研究所（2）抗氧化性针对碳纤维增强的碳基（C/C）、陶瓷基（CMC）复合材料，同样需要抗氧化保护，采用抗氧化涂层技术、基体改性技术，有效控制组分及配比，选择合适的工艺可以解决材料长时间高温/超高温抗氧化C/SiC控制舵C/C控制舵碳/碳复合材料在航天器上的应用航天材料及工艺研究所（3）热结构可靠性纵观国外国内外高超声速飞行器发展历程，不论先进技术验证器还是工程应用的飞行器，最终都是碳/碳复合材料真正地作为其关键热端部件，此外碳/碳复合材料具有更高的技术成熟度（TRL）众所周知，与碳/碳复合材料相比，CMC材料对缺陷、损伤更加敏感，尤其对于变曲率、复杂结构位置热应力更是CMC致命难题；另外，对于CMC材料缺陷检测也是其难以逾越的技术屏障（4）可制造性大尺寸C/C热结构件碳/碳复合材料在航天器上的应用航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用低烧蚀/非烧蚀防热、热结构材料导热、隔热材料生物、体育及其他材料摩擦与减摩材料热核反应实验堆材料碳/碳复合材料应用烧蚀热防护材料航天材料及工艺研究所导弹武器防热部件端头帽喉衬扩散段弹头发动机碳/碳复合材料在航天器上的应用喉衬烧蚀热防护碳/碳复合材料在战略武器上的应用航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用超高温烧蚀边界层气动加热烧蚀外形变化影响命中精度高速粒子云侵蚀C/C新型C/C端头帽再入过程中经受极为严酷的气动热/力环境航天材料及工艺研究所发展历程代表型号弹头考虑因素端头帽材料第一阶段五十年代前半期宇宙神雷神MK-1，MK-2再入生存金属热沉材料第二阶段五十年代末期大力神I、II民兵I、IIMK-4，MK-5，MK-6，MK-11端头帽总后退量玻璃钢、高硅氧/酚醛第三阶段六十年代到七十年代末期民兵III海神三叉戟IMK-12，MK-12A，MK-300，MK-400高强度耐热破坏碳/酚醛、热解石墨、正交三向碳/碳，细编穿刺碳/碳第四阶段八十年代至今侏儒MX三叉戟IIMK-21，MK-5全天候小型化外形稳定正交三向碳/碳、细编穿刺碳/碳、芯部含钨正交三向碳/碳碳/碳复合材料在航天器上的应用美国战略导弹弹头端头帽及材料的发展历程航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用导弹型号弹头类别数量外形端头帽材料民兵ⅢMK-12A多弹头3尖锥细编穿刺碳/碳复合材料三叉戟IMK-4机动弹头8钝卵形尖锥正交碳/碳复合材料三叉戟IIMK-5机动弹头8钝卵形尖锥芯部含钨正交碳/碳复合材料MX导弹MK-12分导式多弹头10尖锥细编穿刺碳/碳复合材料侏儒导弹MK-21A机动弹头1尖锥细编穿刺碳/碳复合材料国外战略导弹弹头的防热材料航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用五十年代前半期MK-1，MK-2金属热沉材料五十年代末期MK-4,MK-5,MK-6,MK-11玻璃钢高硅氧/酚醛七十年代末期MK-12,MK-12AMK-300,MK-400碳/酚醛热解石墨正交三向碳/碳细编穿刺碳/碳八十年代至今MK-21，MK-5正交三向碳/碳细编穿刺碳/碳芯部含钨3D碳/碳第一阶段宇宙神、雷神第二阶段大力神I、II民兵I、II第三阶段民兵III，海神三叉戟I第四阶段侏儒、MX、三叉戟II航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用代次国别公司织物类型致密化工艺第一代美国Thiokol2D织物酚醛树脂浸渍固化-炭化/石墨化法国SEP2D织物糠醛树脂浸渍固化-炭化/石墨化第二代美国FMIAVCOGE3D织物3D织物3D织物15V沥青HIPIC/石墨化(650℃,103.5MPa)15V沥青HIPIC/石墨化(650℃,35MPa)15V沥青HIPIC/石墨化(650℃,103.5MPa)法国SEP4D织物沥青HIPIC/石墨化(650℃,70MPa)第三代美国MortonThiokol4D织物GE公司沥青HIPIC/石墨化(650℃,103.5MPa)法国SEP3DNovoltex织物CVI致密/石墨化第四代美国AVCO3D织物快速CVD致密/石墨化法国AEP3D/4D织物基体炭中添加TaC，HfC改性俄罗斯3D/4D织物喉衬内型面TaC，HfC涂层，渗Cu国外碳/碳喉衬的发展历程航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用国别美国法国俄罗斯公司AVCOGESEP类型3DC/CMX一级4DC/C2DC/C4DC/C3DNovoltexC/C4DC/C密度g/cm31.87~1.921.921.35~1.601.85~1.951.75~1.801.90~1.95拉伸强度MPa50.7~76.8220.935~7011550∥75~105⊥103~155拉伸模量GPa－79.912.5~16－－35~45断裂应变%0.06~0.070.35－－－0.19~0.37压缩强度∥MPa⊥89.3~107－30~9060~13070~120200－15078~89115~123.5剪切强度MPa8.1213.17~1220~4030－导热系数∥W/m.k⊥82.76－1~2010~7050~15050~15012050101.899.7线膨胀系数∥×10-6/℃⊥0.157－1.5-2.53-51.0-2.01.0-2.0－0.461.10国外碳碳喉衬材料的性能航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用阿里安-5助推器针刺无纬布C/C喉衬MX导弹SRM3DC/C喉衬国外固体发动机碳/碳喉衬质量从几百克到1820kg。特大型SRM的3D径棒法软硬混编碳/碳复合材料喉衬的外径达2438.4mm，是当今最大的空心厚壁结构碳/碳喉衬国外高性能固体火箭发动机（SRM）喉衬用碳/碳材料航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用国外高性能固体火箭发动机喷管用碳/碳材料碳/碳整体扩散段碳/碳出口锥航天材料及工艺研究所近些年，因高超声速飞行器的快速发展，超高温/高温抗氧化碳/碳复合材料更是国外研究的重点和热点，航天飞机、X-43A是其中的代表航天飞机用抗氧化碳/碳构件碳/碳复合材料在航天器上的应用航天材料及工艺研究所碳/碳复合材料在航天器上的应用X-43A试飞器2004年11月16日，X-43A成功进行近10马赫飞行试验。飞行器头锥最高温度达4000ºF（2200℃），采用高导热碳/碳材料，外部施加超高温抗氧化涂层航天材料及工艺研究所弹头再入防热——短时间烧蚀型防热返回舱及航天飞机防热——钝型外形传统防热高超声速跨大气层或亚轨道高升阻比长时间气动热力载荷加剧材料抗氧化问题严峻锐型前缘稳定外形总加热量大驻点温度高高超声速飞行器对碳/碳防热材料的需求低烧蚀/非烧蚀防热、热结构材料碳/碳复合材料在航天器上的应用航天材料及工艺研究所长时间超高温低烧蚀/非烧蚀型防热、热结构材料在超高温及氧化环境中能够长时间保持热物理、热化学及热结构稳定性的特殊热防护/结构材料–长时间：服役时间2000s以上–超高温：服役温度1800℃－2800℃–热结构：服役过程中保持材料较高的强度和刚度–非烧蚀型：服役过程中材料是低/微烧蚀或不烧蚀，并保持良好外形碳/碳复合材料在航天器上的应用航天材料及工艺研究所•ReusablelaunchVehicle（RLV）•HypersonicCruiseVehicle(HCV)•CommonAeroVehicle(CAV)•EnhancedCAV(ECAV)临近空间/高超声速/长时间飞行对TPS的挑战•HypersonicTe