二十世紀６０年代起，碳纖維增強複合材料開始應用於軍用飛機戰鬥機上的ｃｆｒｐ的用量只有總結構材料重量的２３％，但在ｆ－１８上已經佔到１０．３％，而在ａｖ－８ｂ中則上公升到２６．２％，應用場合也由ｆ－１４、ｆ－１５的次承力結構向主承力結構過渡。由美國宇航局開發的具有旋翼垂直起飛的飛機ｖ－２２，主翼、機體、尾部、發動機艙和旋翼等都採用了ｃｆｒｐ製作，用量高達６０％左右。碳纖維目前已經成長為航空航天產業發展的基礎材料。
目前，我國碳纖維已實現一定量的國產化**，針對碳纖維的原理性問題都已解決，但工藝裝置的精度和穩定性制約了我國高效能碳纖維的發展。
１. ２碳纖維複合材料氧化機理
碳纖維複合材料具有很高的氧化敏感性。在大於５００℃時，快速氧化，其過程可分為３個階段：１）低於６００℃時，氧化過程由氧氣與複合材料表面活性點的化學反應控制；２）在６００℃－８００℃範圍內，由化學反應控制向（氧化氣體的）擴散控制轉變，轉變溫度因碳素材料的不同有較大的變化；３）高於轉變溫度時，由氧化氣體通過邊界氣體層的速度控制。
由此可見，碳纖維複合材料本身的抗氧化效能並不高!需要通過提高基體本身抗氧化性和製備抗氧化塗層。
２． 國外防熱材料發展
碳纖維增強複合材料最早應用在美國太空梭上的高溫部位。經過幾十年的實際飛行考驗，現在已經由小型高溫防熱部件發展到大型、複雜的承載結構件，隨著碳纖維增強複合材料效能的不斷提高，不僅保障了太空梭的可靠性，更為美國先進飛行器的發展提供了有力支撐。上世紀６０年代，美國的ｘ系列空間飛行器樣機試驗，從此掀起了新型可重複使用防熱材料的應用研究。
隨著近幾年各國對空間探索的迫切需求，以及氣動設計、發動機技術、材料技術等相關領域的長足進步，防熱材料取得了突破性進展。目前防熱材料主要滿足未來高機動性、多次往返、長期在軌等空間機動飛行器的熱防護要求，２０１０年４月美國ｘ－３７ｂ試驗機成功在軌飛行２２５天，標誌著其代表的飛行器設計、制導控制技術、熱防護材料技術等一系列新技術的成功驗證。確立了世界先進水平標桿。
其中ｘ系列飛行器的頭錐、翼緣等極高溫區域熱防護結構要採用超高溫防熱材料。超高溫防熱材料主要有難熔金屬、陶瓷複合材料、改性的碳。碳複合材料等。
由於難熔金屬具有成本高、密度大、難以加工和抗氧化性差等缺點，很難將其作為飛行器防熱材料。因此，陶瓷基複合材料、碳／碳複合材料成為了超高溫防熱材料發展方向。
３．１陶瓷基複合材料
抗氧化陶瓷是近幾年較為熱門的抗氧化材料其主要以ｚrb2、tac、ｈfｎ、ｈfｂ２、ｚrc等高熔點過渡金屬化合物為主的復合陶瓷體系，在極端的溫度環境下（２０００℃以上）具有很好的化學和物理穩定性。因此，碳纖維增強陶瓷基複合材料關於超高溫陶瓷材料的研究主要集中在材料的高溫氧化和強韌化問題上。國外，早在上世紀
五、六十年代就提出了超高溫陶瓷體系。美國空軍在不同溫度和壓力下進行了一系列ｚrb2和ｈfｂ２化合物抗氧化性的實驗研究，合成物中ｓic的體積含量分別為5%-50%。實驗發現，體積含量２０％的ｓic合成物對高超音速飛行器是最佳的。
新增碳可以提高材料抵抗熱應力的能力，但隨碳含量的增加材料的抗氧化能力在逐漸降低。加ｓic可以提高ｚrb2和ｈfｂ２的抗氧化性!形成的氧化物最外層是富sio2玻璃，內層是ｈｏ２氧化物。
於外層的玻璃相具有很好的表面浸潤性和癒合效能，提高了材料的抗氧化性。
shaffer在ｚrb2和ｈfｂ２化合物分別新增ｔa、nb、w、zr、mo5ta5、mo8ta2等，發現ｚrb2加入體積含量２０％的mosi2抗氧化性最好。pastor和meyer等人分別研究了新增物對ｚrb2化合物抗氧化性的影響。ｋuriakosr等人研究了ｚrb2質量變化與環境溫度的關係，並推廣了氧化動力學方法的應用。
一些學者研究了zrc和htc陶瓷材料的抗氧化性，發現其在１８００℃以下就發生氧化反應，限制了它們在高氧化環境下的應用。７０年代初期，多數學者逐漸認識到ｚrb2和ｈfｂ２化合物最有希望應用到２７００℃的高溫環境中的熱防護材料，為了在飛行中保持高超聲速飛行器銳形頭錐和前緣，滿足高超聲速飛行器的防熱要求。美國實施了ｓｈａｐｐ計畫，ｎａｓａ ｓandia國家實驗室研製出了ｚrb2和ｈfｂ２體系的超高溫陶瓷,致密度98%。
ａｓａａmes研究中心對c/c複合材料和ｚrb2基陶瓷材料進行了燒蝕對比。結果表明，在相同情況下，增強ｃ/c材料燒蝕量是超高溫陶瓷的１３１倍。加利福尼亞空軍基地進行了超高溫陶瓷的飛行試驗，他們發**３枚民兵飛彈，尖銳彈頭由超高溫陶瓷製成，在２３min亞軌道飛行中,飛彈彈頭承受2760℃。
**彈頭完整無缺、形狀良好，表明這種材料具有極好的抗燒蝕性。
ｎａｓａ ｌewis研究中心對超高溫陶瓷材料在極端環境下的氧化、燒蝕行為進行了研究!在電弧風洞燒蝕測試中，ｚrb2基陶瓷材料表現出了良好的抗氧化和抗熱衝擊效能在１８００℃、３００s的環境下僅在材料表面形成一層非常薄的氧化層。ｎａｓａ ｇlenn實驗室通過不同溫度迴圈加熱方法研究了３種ｚrb2基陶瓷材料的抗氧化效能。
採用電弧熱衝擊方法測試了材料的抗熱震效能，微結構控制方面，美國宇航局研究了由zr、c、sib4原位反應製備的超高溫材料。stanley等人研究了3種uhtcs材料的強度、斷裂韌性、熱震效能。monteverde通過控制sic顆粒的尺寸和均勻度可以有效提高ｚrb2陶瓷的強度，製備的ｚrb2+sic陶瓷材料其強度大於１０００ｍｐa。
monteverde分析了兩種二硼化物的熱力學和抗氧化效能，發現當溫度高於１４００℃時新增sic會明顯提高陶瓷的抗氧化效能， 此外，monteverde用熱壓法和等離子燒結法製備ｈfb2-sic高溫陶瓷，實驗發現採用熱壓法製備的陶瓷高溫強度比室溫下的強度有顯著降低，而採用等離子燒結法製備的陶瓷高溫下的強度和斷裂韌性與室溫條件下基本相同。高溫陶瓷另一類是ｃ/sic複合材料，ｃ/sic複合材料具有低密度、高強度、耐高溫、抗燒蝕和抗衝擊等優點。其抗氧化效能也優於c/c複合材料。
２０世紀７０年代美國oakridge實驗室、法國ｓｅｐ公司、德國ｋarslure大學開展了ｃ/sic複合材料的研究工作。歐洲ｈermes飛船的面板、小翼、公升降副翼和機艙艙門，英國ｈotel太空梭和法國sanger的熱防護系統都有ｃ/sic複合材料的應用。ｂertrand等人採用等溫化學氣相滲透法(i-2cvi)製備了具有微公尺級和奈米級多層介面的ｃ/sic複合材料。
ｂoitier等人對2.5dｃ/sic複合材料的拉伸蠕變效能進行測試和研究。ｄalmaz等人對2.
5dｃ/sic複合材料的迴圈疲勞效能和彈性模量進行研究和分析。halbig等人研究了ｃ/sic-複合材料在靜態拉應力條件下的氧化問題。ｋiyoshis等人研究了ｃ/sic複合材料自癒合與強韌化機理"有效提高複合材料壽命，阻止氧化介質進入材料內部而損傷介面和纖維。
２．２碳／碳複合材料
碳／碳（ｃ／ｃ）複合材料是碳纖維增強碳基體的複合材料，具有高強高模、比重輕、熱膨脹係數小、抗腐蝕、抗熱衝擊、耐摩擦效能好、化學穩定性好等一系列優異效能，是一種新型的超高溫複合材料。ｃ／ｃ複合材料作為優異的熱結構／功能一體化工程材料，自１９５８年誕生以來，在航天航空領域得到了長足的發展，其中最重要的用途是用於製造飛彈的彈頭部件、太空梭防熱結構部件（翼前緣和鼻錐）以及航空發動機的熱端部件。多年來，美、法、英等國研製開發了２向、３向、４向、７向、１３向等多維ｃ／ｃ複合材料以及正交細編、細編穿刺、抗氧化、混雜和多功能等許多種ｃ／ｃ複合材料。
雖然ｃ／ｃ複合材料具有獨特的效能，但由於具有強烈的氧化敏感性，溫度高於５００℃時迅速氧化，如不加以保護ｃ／ｃ複合材料難以在高溫下滿足要求。因此，關於ｃ／ｃ複合材料的研究主要集中在提高材料的抗氧化效能和抑制塗層失效兩方面。提高ｃ／ｃ複合材料抗氧化能力有兩種途徑：
一是提高ｃ／ｃ複合材料自身的抗氧化能力，二是在ｃ／ｃ複合材料表面施加抗氧化塗層。ｃ／ｃ複合材料自身抗氧化能力的提高方法主要是基體浸漬和新增抑制劑。
目前，常用的抑制劑主要有和ｚrb2等硼化物。硼氧化後生成粘度較低的ｂ２ｏ３，因而在ｃ／ｃ複合材料氧化溫度下，ｂ２ｏ３可以在多孔體系的ｃ／ｃ複合材料中很容易流動，並填充到複合材料內的連通孔隙中去，起到內部塗層作用，既可以起到吸氧劑的作用，阻斷氧的繼續侵入，又可減少容易發生氧化反應的敏感部位的表面積，即減少反應活性點。近年來，ｃ／ｃ複合材料抗氧化塗層技術得到很大提高。
開發出了單組分塗層、多組分塗層、復合塗層、復合梯度塗層以及***塗層等方法。製備工藝有ｃｖｄ法、ｐａｃｖｄ法、溶膠凝膠法、液相反應法等。由於塗層與ｃ／ｃ複合材料熱物理效能的差異，產生的熱應力必然會引起塗層的開裂和脫落，因此，如何對塗層結構進行優化設計，使ｃ／ｃ複合材料與基體效能相匹配，防止材料熱失效也是ｃ／ｃ複合材料研究的重要方向。
通過幾十年的努力，複合材料效能得到很大的提高，可以在長時間使用。俄羅斯通過多層抗氧化塗層技術。使ｃ／ｃ複合材料在２０００℃以內有氧環境下工作１小時不破壞。
美國將耐高溫的ｃ／ｃ複合材料用在超高速飛行器ｘ－４３上，並進行了大量的地面和飛行試驗。目前，國外的碳／碳抗氧化複合材料已經突破２０００℃並能長時間使用。
３．國內防熱材料進展
國內的碳／碳抗氧化複合材料開始於上世紀８０年代，經過３０多年的發展，國內抗氧化碳／碳材料從自身基體改性到抗氧化塗層製備都取得了顯著的成果。自主研發的過渡層＋氧阻擋層＋玻璃封填層等復合抗塗層體系已解決１６５０℃以內的氧化問題。根據不同服役環境的需求，又研發了１８００℃環境下長時間使用的ｃ／ｃ＋ｃ／ｓic＋硼矽化物等塗層體系。
且成功通過了１８００℃、６０分鐘以上的抗氧化考核。目前針對未來可重複使用空間機動飛行器等更高效能飛行器，可重複使用的輕質薄壁防熱材料體系是乙個發展方向，但輕質薄壁材料在減重擴容的同時還要滿足更高的抗氧化效能且可重複使用。這對現有防熱材料提出了極大的挑戰、從塗層體系設計到工藝改良，目前新型的碳，碳抗氧化複合材料已經在地面２０００℃考核試驗中表現出了良好的抗氧化性。
４．展望
目前，我國的碳纖維增強抗氧化複合材料經過幾十年的不懈努力，在飛行器先進熱防護材料的製備方法、抗氧化、服役環境的模擬、力學和熱物理效能表徵方面都取得了突破性進展，顯著提高了材料的抗氧化效能。但距離國外先進的碳基防熱複合材料還有一定距離，緻密化工藝還需進一步精細化。針對未來飛行器應滿足長時間、重複使用、極端服役環境等需求，多組元成分碳／碳複合材料呈現出良好的發展前景。
其中兼顧碳／碳材料的高溫力學效能和陶瓷材料抗氧化效能的複合材料是未來防熱材料研發的主要方向。
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目錄一 工程概況 3 1.1 工程專案概況 3 1.2 工程施工概況 3 1.3 加固工程施工場地條件 4 1.4 工程施工特點 4 1.5 方案編制依據 4 二 施工總目標 5 2.1 工期目標 5 2.2 質量目標 5 2.3 安全目標 5 2.4 文明施工目標 5 2.5 服務目標 5 三 工...
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