临近空间飞行器在高温高压等极度恶劣的环境下,急需找寻一种工作使用寿命更长的抗烧蚀复合材料。碳纤维增强超高温陶瓷基复合材料克服了传统陶瓷材料的脆性及抗热震性能差等缺点,在临近空间飞行器热防护系统等领域具有很好的应用前景。同时疏导式热防护的观念的提出,提高材料表面的导热性能,快速疏散烧蚀点温度,增加材料的工作寿命。本论文以ZrB2陶瓷先驱体和PCS,通过PIP工艺制备C/SiC-ZrB2复合材料,并以高导热石墨膜为增强体,碳纤维为增强增韧相,PCS为基体先驱体制备高导热C/SiC复合材料。研究了先驱体陶瓷转化的裂解过程、致密化过程,并且研究了先驱体比例对C/SiC-ZrB2复合材料的微结构、力学性能、热物理性能和抗烧蚀性能以及不同高导热石墨膜含量对高导热C/SiC复合材料的微结构、力学性能和抗烧蚀性能的影响,探讨了其抗烧蚀机理。主要内容和结论如下:(1)确定了聚碳硅烷(PCS)和ZrB2先驱体的分子结构,为后续裂解过程的探究提供理论依据。探究了 PCS、ZrB2先驱体以及混合先驱体的裂解过程,并探究了升温速率对裂解过程的影响。研究发现升温速率越大,陶瓷产率越低,这是因为先驱体分子还没有来得及重排就被原位裂解成无定型态的无机物。同时通过粘度测试发现多种比例的PCS和ZrB2先驱体共混粘度均小于100mp·s,均满足PIP工艺要求,从而进一步确定了 PIP工艺制备C/SiC-ZrB2复合材料的工艺参数。(2)利用ZrB2先驱体和PCS的共溶-互熔特性得到的混合先驱体裂解制备了 SiC-ZrB2复相陶瓷。裂解过程中,ZrB2先驱体和PCS可以发生交联反应,促进双方裂解,提高陶瓷产率。ZrB2先驱体可以抑制PCS裂解后SiC晶粒成长。(3)考察了 PCS和ZrB2先驱体对所制备的C/SiC-ZrB2复合材料微结构、弯曲以及抗烧蚀等性能的影响。研究发现:ZrB2的引入会使复合材料的密度由1.87g/cm3增加到2.08g/cm3,开孔率从13.83%增加至21.82%。这是因为ZrB2的质软疏松且粘结力弱,导致纤维和集体结合弱,弯曲强度也从323.3MPa降低到了 268.6MPa。适宜的ZrB2含量的引入显著提高了 C/SiC复合材料的抗烧蚀性能,这是因为适宜的ZrB2含量可以形成一种由颗粒状ZrO2锁住玻璃态SiO2的致密氧化层,更有效的保护内部材料。最终发现当PCS和ZrB2先驱体比例为3:2时,所制备的C/SiC-ZrB2复合材料抗烧蚀性能更优异。(4)研究了高导热石墨膜含量对高导热C/SiC复合材料的密度、弯曲性能、热导率以及抗烧蚀性能的影响。研究表明:随着高导热石墨膜的增加,复合材料的密度降低,开孔隙率增加。原因是石墨膜表面太光滑,表面不能很好与基体结合。当施加应力,纤维和石墨膜铺层发生了脱层现象,导致复合材料的力学性能下降。因为石墨的本身的高导热率,因此复合材料热导率随石墨膜含量的增加而增大。当高导热C/SiC复合材料进行在1500℃,600s的等离子体烧蚀试验,发现随着石墨膜含量的增加,材料线烧蚀率逐渐降低至0.18μm/s,抗烧蚀性能得到提高。分析原因:材料表面的热导率增加,降低了驻点温度,提高了复合材料的抗烧蚀性能,为疏导式热防护结构部件材料提供了设想。