摘 要

酚醛树脂作为碳/酚醛复合材料的基体，其热稳定性尤其是裂解产物的残炭率对材料的烧蚀性能起着很重要的影响。酚醛树脂裂解生成的无定型玻璃炭(Char)，可以作为良好的耐烧蚀体。通过向酚醛树脂中添加不同量的无机物颗粒，操作简单、残炭率提高较明显。因此，本论文采用耐高温抗氧化无机硅化物ZrSi₂颗粒与酚醛树脂进行物理共混制备ZrSi₂/酚醛树脂复合材料，通过热重分析、红外光谱分析、XRD以及XPS等方法，重点研究了不同添加量的ZrSi₂颗粒对酚醛树脂固化过程、裂解过程、残炭率及裂解产物物相的影响，从而最终确定ZrSi₂颗粒对ZrSi₂/酚醛树脂复合材料耐热性能产生影响的机理。

关键词:酚醛树脂，残炭率，耐烧蚀体，ZrSi₂颗粒，耐热性能

Abstract

Phenolic resin as the matrix of carbon/phenolic composites, thermal stability, especially cracking product’s char yield plays an important role on the ablation properties of carbon/phenolic composites. The amorphous char that the Phenolic resin cleaved to generate can be good resistance ablator. By adding different amounts of mineral particles to phenolic resin is simple and char yield is obvious. Therefore the paper will use high temperature resistant and antioxidant mineral particles ZrSi₂ to blend with phenolic resin to produce ZrSi₂/phenolic resin composites, focusing on the influence of different amounts of ZrSi2 particles in phenolic resin on the curing process, the cracking process and char yield andPyrolysis products of phenolic resin by TG,IR,XRD,XPS. Then we can determine the influence of ZrSi₂ particles on heat resistance of phenolic resin.

Key words：phenolic resin，char yield，the ablation resistant body, ZrSi₂ particles, heat resistance properties

目录

摘要 1

Abstract 2

第1章 绪论 4

1.1 课题背景 4

1.2 烧蚀材料的定义与分类 4

1.3酚醛树脂基烧蚀材料在航天飞行器的应用 6

1.4碳-酚醛烧蚀材料烧蚀性能国内外研究进展 7

1.5 本文研究思路与内容 12

第2章 实验部分 12

2.1实验原料及配方 12

2.1.1实验原料 12

2.1.2 基本配方 13

2.2 实验仪器及设备 13

2.4 实验测试及表征 15

2.4.1 傅里叶红外光谱分析 15

2.4.2热失重分析（TG） 15

2.4.3 X射线衍射分析（XRD） 15

2.4.4X射线光电子能谱分析（XPS） 15

第3章 ZrSi₂/酚醛复合材料耐热性 16

3.1ZrSi₂对酚醛树脂固化过程的影响 16

3.2 ZrSi₂对酚醛树脂热稳定性的影响 17

3.3 ZrSi₂对酚醛树脂裂解产物物相的影响 20

3.4 本章小结 23

第4章 结论 24

参考文献 25

致 谢 28

第1章 绪论

1.1 课题背景

自20世纪中叶以来，美国与欧洲各国启动了各种航天飞行器的研制计划。表1-1为国外典型航天飞行器返回舱工作环境。热防护系统TPS (Thermal Protection System)，是飞行器上面用来保护航天飞行器在运行环境以及返回过程中过热与防止烧毁的关键结构。目前常用的热防护系统主要有烧蚀型防热系统与可重复使用的热防护系统两种。其中，以烧蚀型防热系统应用最为广泛。

表1-1国外典型航天飞行器返回舱工作环境

Table 1-1The work circumstances of the representative space vehicle

烧蚀型防热系统可以应用于热流有波动或者是热流密度不能准确预测的飞行环境中，其结构相对比较简单，可通过改变防热层厚度来适应不同热环境下的防热要求。2003年美国“哥伦比亚号”航天飞机失事事件，主要就是因为燃料箱表面的一块碳-碳防热板脱落，整个防热系统失效，导致飞机经过大气层时无法承受高温而融化。“哥伦比亚号”航天飞机的失事表明防热技术是空间探测技术保障安全的核心。目前，各个国家都投入了巨额经费对热防护系统TPS进行深入的研究。

1.2 烧蚀材料的定义与分类

烧蚀，就是飞行器再入大气层时与大气层摩擦，由热化学效应和高速机械剥离引起防热层材料表面消耗的现象。烧蚀防热的机理，普遍认为是利用烧蚀材料在高温下热解后的气化产物对边界的质量引射效应来散热。烧蚀防热系统，具备较安全可靠、适应外部加热变化的能力强、可承受热流高等优点。

升华型烧蚀材料在高温下直接裂解成气体，如聚四氟乙稀、石墨等，此类材料的隔热性能较差但辐射系数较高，所以大多应用于短时间、高焓值、高热流环境的恶劣烧蚀环境中；熔化型烧蚀材料在烧蚀过程中熔融为液体，如玻璃、石英类材料，高温下二氧化硅熔融后形成的高粘度液态膜可以抵抗高速气流冲刷，同时可阻塞热流，起到对内部材料保护隔离的作用，所以此类防热材料大多应用于中等焓值、中等热流密度的烧蚀环境中；炭化型烧蚀防热材料一般由增强纤维和树脂基体组成，典型代表如酚醛树脂基复合材料，其主要机理是利用酚醛树脂在高温状态下裂解吸热、裂解产生的气体对对流热量的阻塞效应等机理防热。而且，酚醛树脂高温裂解残炭率高，可形成炭化层，高辐射系数的炭化层通过辐射消耗热量，所以此类防热材料适用于较高焓值和热流密度且流场变化的烧蚀环境中。