关键词： Cf/SiC复合材料   制孔   加工工艺   刀具磨损   制孔质量  

摘要： C/SiC复合材料作为典型的连续纤维增强陶瓷基复合材料,具有耐高温、耐磨损、比强度高以及热膨胀系数低等优良的特性,在高超音速飞行器热防护结构、可重复使用的火箭推进系统喷管等关键部件有着广泛的应用。但由于其物理性能优异,常常造成机械加工过程中严重的刀具磨损,并且由于其各向异性,钻削加工易出现毛刺、分层、撕裂等加工质量问题,是典型的难加工材料。本文针对C/SiC复合材料制孔过程中刀具磨损严重,制孔质量差等问题,分别从材料去除机理,钻削加工工艺以及刀具磨损对加工质量的影响关系三方面开展研究。本文首先基于单颗粒划擦实验针对复合材料材料去除机理进行研究。开展单点金刚石划擦实验,设计了不同的划擦速度、进给速度和划擦深度,对划擦过程中的轴向力进行分析,研究了不同划擦参数对表面加工质量的影响。使用声发射技术(Acoustic Emission,AE)和超景深显微镜观测相结合的方法,分析划擦过程中AE信号时域、频域特征,研究AE信号频率段与加工损伤的对应关系。为C/SiC复合材料制孔加工工艺规划和材料去除机理研究奠定了理论基础。之后,本文进行了C/SiC复合材料高效制孔加工工艺实验,通过数学推导建立了C/SiC复合材料钻削力学模型,并且通过实验验证了模型的可靠性。分析不同加工参数对加工质量和制孔损伤的影响规律,采集制孔过程中的力信号和热信号,分析了C/SiC复合材料加工过程中轴向力对毛刺、撕裂缺陷的影响规律。通过三维非接触式表面形貌仪和超景深显微镜对加工后的孔壁表面形貌进行分析,结果表明高转速低进给的加工参数能有效提升孔壁加工表面质量。最后,本文针对C/SiC复合材料制孔加工刀具磨损问题开展研究,设计了不同顶角和后角的聚晶金刚石(Polycrystalline Diamond,PCD)刀具,以不同的加工参数进行C/SiC复合材料钻削实验,对实验过程中的力信号和AE信号进行分析,并利用扫描电镜SEM观察PCD刀具磨损和材料加工质量。结果表明顶角为140°后角为20°的PCD刀具在加工过程中刀具磨损量较低,低转速低给进的加工参数可以有效减缓刀具磨损,延长刀具寿命。通过对刀具不同磨损阶段的孔壁纤维断裂方式和切屑形貌的观察,并结合AE信号频域分布分析,总结了刀具磨损对材料去除机理的影响。在刀具磨损前,纤维断口更加平整,基体以破碎去除为主。刀具磨损后,纤维的断裂方式主要为压弯去除为主,基体由破碎去除转变为摩擦去除,表面粗糙度更低。本研究对C/SiC复合材料高效制孔加工工艺及刀具磨损开展深入研究,对于提升加工质量和刀具寿命具有重要的理论及实践意义。

关键词： 碳纤维立体织物   纳米颗粒   改性增强   环氧胶粘剂   陶瓷基复合材料   碳纤维增强复合材料  

摘要： 陶瓷与碳纤维增强复合材料相结合理论上可充分发挥陶瓷材料优异的抗压性能和碳纤维的高比刚、高比强的特性,可在轻质高强的耐压材料领域具有非常好的发展前景。本论文以陶瓷基复合材料（CMC）和碳纤维增强复合材料（CFRP）为研究对象,对复合材料的树脂基体、碳纤维织物的预制体以及其与陶瓷粘接的界面进行性能优化研究。通过立体织物、树脂模型传递以及粘接等工艺制备了CFRP和CMC的单搭接试样。首先,采用溶液共混法制备了TiO2@5284环氧树脂,分析了TiO2颗粒添加量对5284环氧树脂的性能的影响。结果表明,添加纳米TiO2颗粒改善了碳纤维和树脂之间的浸润性。同时,也对纳米TiO2改性后的CFRP的力学性能进行研究,结果表明,复合材料的压缩强度、弯曲强度、层间剪切强度均得到不同程度的提升。其次,采用电化学氧化和热分解法制备了CuO@碳纤维立体织物,分析了CuO@碳纤维立体织物中的碳纤维在处理后的微观形貌、化学成分、浸润性和拉伸性能。结果表明,处理后的碳纤维在表面引入了活性基团,纤维晶型结构发生了改变、与树脂间的浸润性改善明显,但处理后的碳纤维的拉伸强度和模量有一定程度的下降,纤维受到一定的损伤。同时,也对纳米CuO改性后的CFRP的力学性能进行研究,结果表明,复合材料的压缩强度、弯曲强度、层间剪切强度均出现大幅度下滑,仅断裂韧性得到显著加强。实际改性效果与理论值差距明显,但是,对比CuO@碳纤维立体织物中的碳纤维在处理前后浸润性以及拉伸性能的变化,表明对碳纤维立体织物预制体改性的方案是可行,今后需避免对碳纤维立体织物的反复处理,减少纤维在处理过程中受到的损伤,为后续的科研者提供了借鉴价值。最后,采用搅拌法和超声波分散法将MWCNTs颗粒均匀分散到环氧胶粘剂中,制备了CFRP和CMC的单搭接试样。分析了MWCNTs的添加量和胶层厚度对单搭接试样的胶接接头强度的影响以及改性后胶粘剂性能的变化,结果表明,添加MWCNTs能够提高胶接接头的剪切强度,但胶接接头剪切强度随胶层厚度的增加而逐渐减小。同时,添加MWCNTs不影响环氧胶粘剂的固化温度,但能够提高固化反应速率和胶粘剂的热稳定性。

关键词： 水导激光   SiCf/SiC材料   气体约束   微孔结构  

摘要： SiC纤维增强陶瓷基复合材料（SiC_f/SiC）作为一种具有高强度、高韧性、高热导率以及低热膨胀系数、低密度的新型材料,被广泛应用在航空航天领域。针对航空发动机加力燃烧室隔热屏的应用,SiC_f/SiC材料划槽、切割、制孔的高质量加工成为亟待解决的问题。目前针对SiC_f/SiC材料隔热屏气膜冷却孔等特征的加工手段主要有机械加工、电火花加工、激光加工等,但是这些技术在加工精度、加工质量等方面都存在不同程度的不足。近年来,水导激光加工技术因其具有高加工质量、光洁整齐的切面、极低的热影响区和重凝层等优点而被研究者们广泛关注。相比较其它加工技术,水导激光有望解决目前SiC_f/SiC材料加工中精密、高效和低损伤之间矛盾。本文针对SiC_f/SiC材料的精密加工中存在的问题提出纳秒激光复合微细射流的加工方法,对材料微槽、切割以及制孔展开研究,并针对性地提出气体约束水导激光的加工方式,为高质高效的复合材料加工提供重要技术手段。 根据福克-普朗克方程建立激光诱导水电离的仿真模型,探究脉冲激光与水相互作用的电子浓度演变机制,进而为后续装备研发明确激光参数的选定。提出使用波束包络法研究耦合能束内部能量分布、衰减以及波形演变,并对其进行数值计算。通过试验对耦合能束中的能量分布及激光功率进行测量,并结合数值仿真结果对激光在微细射流中的传播模型进行分析和确认。此外,选取合适的靶材分析不同水导激光脉冲数对加工形貌演变的影响,明确了耦合能束的加工一致性,印证了耦合能束能量分布理论模型的正确性。 根据激光参数的选定研制气体约束纳秒激光复合微细水射流加工系统,在此基础上根据流体体积法（Volume of Fluid,VOF）分别对同轴螺旋气体氛围以及同轴环形气体氛围进行气液多相流建模,通过仿真计算研究气体组分、压力以及进气方式对微细射流稳定性/一致性以及加工能力的影响规律。采用氩气、氮气、压缩空气对同轴螺旋气体氛围约束水导激光进行试验验证,同时采用压缩空气对同轴环形气体氛围约束水导激光进行试验验证,并结合单道划槽切深实验分析比较不同气体约束方式对水导激光加工能力的增益效果。 根据热力学第一定律结合射流冲击冷却作用建立水导激光的光热作用模型,采用晶胞法和分层理论对SiC_f/SiC材料进行几何拓扑建模,选取具有代表性的单元建立SiC_f/SiC材料的水导激光相互作用物理模型。研究不同能量的激光脉冲与SiC_f/SiC材料作用时的材料表面温度场分布以及演变规律,并对复合材料层压板与水导激光的相互作用进行分析求解。探究不同激光脉冲数对材料蚀除的影响规律,并结合水导激光划槽试验验证了理论仿真结果的准确性。 针对SiC_f/SiC材料的水导激光加工工艺基础展开研究。首先,采用不同脉宽以及波长的激光制备SiC_f/SiC材料微槽道,通过沟槽形貌结合EDS分析探究不同加工方式的优劣。针对SiC_f/SiC材料开展一系列单道/多道水导激光刻划实验,探究腔体压力、单脉冲能量、刻划速度等加工参数对沟槽形貌的影响规律。采用单点冲击式以及同心圆逐圈扫描法水导激光钻孔在SiC_f/SiC材料表面进行微孔制备,探究不同激光、液压以及运动参数对微孔形貌的影响规律,获得适合不同尺度微孔的水导激光加工参数。采用不同的气体约束水导激光的方法制备SiC_f/SiC材料微孔,分析不同加工工况对微孔形貌的影响。对实验结果进行分析,总结适合不同气助方式的水导激光加工技术的应用场合,为SiC_f/SiC材料精密加工提供技术支撑以及工艺基础。此外,通过SiC_f/SiC材料拉伸样件微孔加工,探究不同加工方法对材料拉伸强度以及断裂性能的影响。

关键词： 反应熔渗   陶瓷化   纳米多孔碳   陶瓷基复合材料   力学性能   烧蚀行为  

摘要： 高速飞行器服役过程中,其外表面及动力系统面临着严苛的热力环境。超高温陶瓷基复合材料具有优异的超高温性能,成为高速飞行器热防护系统的主要候选材料。反应熔渗法具有成本低、制备周期短以及所制材料致密度高等优点,是超高温陶瓷基复合材料的主要制备工艺之一。然而,传统C/C熔渗预制体所采用的碳基体难以完全陶瓷化,所制陶瓷基复合材料易残留大量未反应的碳,且过量的熔体易残留于孔隙和裂纹中并刻蚀碳纤维,导致材料力学和抗烧蚀性能较差。为解决上述问题,本文以纳米多孔碳取代传统碳基体以获得碳纤维增强碳气凝胶(C/CA)熔渗预制体,通过调控不同熔体的浸渗反应过程,高效制备出 C/SiC、C/SiC-ZrC、C/SiC-HfC、C/SiC-(Hf,Ti)3SiC2-(Hf,Ti)C 及C/SiC-(Hf,Zr)C等一系列陶瓷基复合材料,并对材料的物相组成、微观结构、力学性能以及烧蚀行为等进行了研究与讨论。论文的主要研究内容与结果如下: 1、分别对以碳气凝胶(CA)、热解碳(PyC)及树脂碳(ReC)为基体的C/C预制体浸渗液硅,制得三种不同的C/SiC复合材料。对比研究发现,C/CA硅化后所制C/SiC复合材料具有致密的碳化硅基体及未被刻蚀的碳纤维,因此具有最高的弯曲强度(218.1 MPa)、最小的线烧蚀率(0.168 μm s-1)与较小的质量烧蚀率(0.078 mg cm-2 s-1)。与之相反,C/PyC与C/ReC所制C/SiC复合材料中均存在大量未反应的碳基体与残留的硅,并且碳纤维有较为严重的刻蚀,导致二者弯曲强度较低,其值分别为170.5 MPa与128.0 MPa;同时,二者的抗烧蚀性能较差,其线烧蚀率分别为2.836μm s-1与1.648 μm s-1。C/SiC复合材料的结构与性能差异由三种碳基体不同的陶瓷化过程决定。CA具有三维连通的纳米网状孔道与相互堆垛的纳米碳骨架颗粒,在液硅浸渗过程中可实现碳基体的完全陶瓷化转变及渗入液硅的完全消耗,最终形成致密的碳化硅基体;而PyC与ReC具有数微米至数十微米的大厚度碳壁,Si-C反应过程中碳表面形成的连续致密的微米SiC层抑制反应的继续进行,因此SiC基体内存在大量未反应的碳和硅,且碳纤维刻蚀严重。 2、分别向C/CA预制体中熔渗ZrSi2与HfSi2,陶瓷化后制得C/SiC-ZrC、C/SiC-HfC两元超高温陶瓷基复合材料。相比于同界面结构的C/SiC,该材料表现出较好的力学性能和烧蚀性能,其弯曲强度分别可达287.9 MPa与251.2 MPa,相应提高了 19%与4%。C/SiC-ZrC与C/SiC-HfC在2200℃的线烧蚀率分别为0.432 μm s-1 与 0.642 μm s-1,相应降低了 68.7%与 53.5%;2500℃的线烧蚀率分别为 1.355μm s-1 与 0.672 μm s-1,相应降低了 47.5%与 74.0%。通过 C/SiC-ZrC与C/SiC-HfC的对比发现,线烧蚀率由烧蚀中心氧化物的剥蚀速率所决定,前者2200℃的线烧蚀率低于后者,而2500℃的线烧蚀率却明显高于后者。该现象可归因于不同烧蚀温度下所形成的HfO2、ZrO2、玻璃相的组成和物理化学性质的差异。相较于C/SiC-ZrC,C/SiC-HfC烧蚀所形成的HfO2氧空位浓度较低且可掺杂更多的Si,且Hf元素对SiO2热稳定性的提升效果更明显,因此烧蚀过程中所生成的HfO2-SiO2层的氧扩散系数更低且所生成的玻璃相缺陷更少,由此导致表层氧通量较低,进而造成后续玻璃相补充不足。在2200℃烧蚀时,由于C/SiC-HfC表层氧化物玻璃相含量较少,且与未氧化基体结合较差,因此其线烧蚀率高于C/SiC-ZrC;在2500℃烧蚀时,由于HfO2具有更高的熔点与更低的烧结活性,其抵抗机械剥蚀能力更强,因此C/SiC-HfC线烧蚀率低于C/SiC-ZrC。 3、分别向C/CA预制体中熔渗TiSi2-HfSi2和ZrSi2-HfSi2,陶瓷化后制得C/SiC-(Hf,Ti)3SiC2-(Hf,Ti)C及C/SiC-(Hf,Zr)C多元超高温陶瓷基复合材料,其弯曲强度分别为273.6 MPa与 260.7 MPa。2200℃烧蚀时,C/SiC-(Hf,Ti)3SiC2-(Hf,Ti)C表面所生成的HfTiO4相可增加氧化层与基体的结合强度,进而提高氧化层的抗剥蚀能力,材料表现出较低的线烧蚀率与质量烧蚀率,分别为 0.400 μms-1 与 0.095 mg cm-2 s-1;在 2500 ℃烧蚀时,HfTiO4 相的分解导致氧化层抗剥蚀能力大幅降低,其线烧蚀率与质量烧蚀率分别增加到2.422μm s-1与0.195 mg cm-2 s-1。C/SiC-(Hf,Zr)C复合材料则由于其氧化产物形成了高熔

关键词： 增材制造   浆料直写成型   碳化硅陶瓷基复合材料   SiC晶须   反应烧结  

摘要： 碳化硅陶瓷基复合材料(Silicon carbide ceramic matrix composites,CMC-SiC)具有低密度、高比强、高比模、耐高温、耐磨损和耐腐蚀等优点,碳化硅晶须(SiC whisker,SiCw)补强增韧陶瓷材料可以有效的改善陶瓷的脆性,因而在航空航天、能源、交通等领域具有广泛应用前景。目前用来制备CMC-SiC的常用方法主要缺点是工艺控制难度大、生产周期较长成本较高且排放的尾气产物复杂有污染性,且其硬度高、较脆等原因加工困难,限制了其应用。增材制造技术是克服形状限制的一种很有前途的方法,浆料直写成型(Direct ink writing,DIW)是一种增材制造技术,将高固相含量的浆料通过精细的喷嘴挤压并逐层沉积到复杂的宏观结构中。本课题结合浆料直写成型3D打印技术与反应烧结(Reaction bonded,RB)开发制备 CMC-SiC,探索出新型 DIW/RB-CMC-SiC制备工艺技术途径。首先,进行了碳化硅复合浆料的流变性能研究。以海藻酸钠作为粘结剂、聚乙二醇400为分散剂,碳化硅粉体、炭黑粉体为原料制备了具有剪切变稀行为的陶瓷浆料。实验结果显示,2.5wt.%海藻酸钠溶液制备浆料粘度较低塑性较高;添加相对于粉体质量1%的分散剂制备的浆料粘度最低,具有最好的分散效果;随着固含量和炭黑含量的增加,浆料粘度增加;制备了代表性碳化硅陶瓷基复合浆料,浆料表现出剪切变稀行为且具有应力屈服点,流动性能与塑性满足直写成型要求的浆料。其次,利用制备的浆料进行挤出成型工艺单因素试验,考察了陶瓷浆料挤出成型工艺影响因素,通过试验测试确定了陶瓷浆料3D打印成型的工艺参数。最终将直写成型3D打印的参数设定为:喷嘴直径为0.6mm,空气压缩机压力设定为0.5MPa,螺杆挤出倍率设定为3.5,分层厚度设定为0.24mm,打印速度为30mm/s,此时打印出来的坯体表面平整光滑,线条流畅、形状尺寸更接近于模型尺寸,具有较高的精度。利用该工艺参数进行三维成型试验,分别测量了 X和Y向平均尺寸误差为0.2mm,Z向平均尺寸误差为0.1mm。最后,探究了反应烧结工艺,完成了直写成型生坯的致密化与近净成型。探究了炭黑含量与碳化硅晶须含量对烧结性能的影响。实验发现,随着炭黑含量的增加,弯曲强度先增加后减小,当碳含量为6.4wt.%时,弯曲强度最高为239.3MPa。随着碳化硅晶须含量的增加,材料弯曲强度和断裂韧性均呈先增加后减小趋势,添加15wt.%碳化硅晶须的复合材料,弯曲强度达到301.6MPa,添加20wt.%晶须时材料的断裂韧性达到4.02 MPa·m/2,与单相碳化硅相比分别提升了 26%和18%。

关键词： 2.5D SiO2/SiO2陶瓷基复合材料   SHPB实验   三维损伤模型   有限元分析  

摘要： 2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料凭借其优良的透波性能与耐热性能,受到航空航天领域的青睐,加之由其制成的结构部件具有良好的整体性,已经大量应用于制造导弹弹头等特殊部件。在实际应用场景中,陶瓷基复合材料会受到高速、高温、高压等环境因素影响,因此探究该材料在上述环境中的动态力学行为尤其重要。本文以2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料为研究对象,研究2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料在高应变率动态冲击压缩条件下的破坏损伤机理,采用试验与仿真的方法,揭示该材料在高应变率条件下的动态冲击力学性能和损伤失效。研究主要分为以下三个方面:（1）2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料是利用溶胶-凝胶技术（Sol-gel）制备而来,其特点是经过多次循环“浸渍→固化→干燥→烧结”处理工艺让陶瓷基材料更加致密,稳定。根据它的生产方法与纺织工艺,我们进一步确定了2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料的几何结构和材料属性,便于合理划分单胞,建立2.5D浅交弯联结构的几何模型,计算所建模型理论预测的纤维含量体积分数,将其结果与实际测量量进行对比,验证所建几何模型较符合实际情况。进而建立纤维束RVE模型并仿真预测Si O2/Si O2陶瓷基复合材料静态弹性参数,用于后续的仿真研究。（2）研究2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料单胞模型形成和构造,建立了细观水平的Si O2/Si O2陶瓷基复合材料有限元模型并在此基础上开展了动态冲击压缩仿真预测了2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料的动态力学特性。（3）搭建用于实现高应变率动态压缩力学试验的平台（SHPB试验装置）,完成2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料SHPB试验方案规划、试样尺寸设计。完成了霍普金森压杆试验,获得了该材料的动态力学性能参数,分析处理在不同应变率下相同方向压缩以及相同应变率不同方向的2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料的应力（σ）-应变（ε）关系曲线。将动态SHPB试验结果与（2）的动态冲击压缩模型预测的结果进行对比,通过误差分析,表明动态冲击压缩模型有效的预测了2.5D Si O2/Si O2陶瓷基复合材料动态力学特性,在此有限元模型基础上,可以进一步对材料其他动态力学特性的预测和研究。

关键词： 涡轮导向叶片   陶瓷基复合材料   结构设计   铺层设计   渐进损伤  

摘要： 陶瓷基复合材料具有低密度、耐高温、高强度等优良性能。因此,它们被认为是制造航空发动机热端部件的理想材料。CMCs目前已经逐步应用在尾喷管调节片、燃烧室火焰筒中,对CMCs涡轮导向叶片的研究也在逐步进行。目前国内暂无CMCs在涡轮导向叶片中的实际应用。国外有关CMCs涡轮导向叶片的报道中鲜有提及CMCs涡轮导向叶片具体设计流程与详细内部结构。由于目前已公开相关研究资料较少,对于CMCs涡轮导向叶片结构设计的研究之路道阻且长。 本文研究的目标为建立CMCs涡轮导向叶片的设计方法。首先,针对常见的三种CMCs导向叶片的铺层方式进行强度计算,根据计算结果选择了叶身结构。结合涡轮导向叶片载荷特征与CMCs的力学特性,对CMCs涡轮导向叶片的叶身进行宏观结构与铺层的设计。 然后,针对一种常见的CMCs涡轮导向叶片叶身-缘板连接结构上的气密性问题,提出了一种叶身-缘板一体化结构设计方法。基于该方法对CMCs涡轮导向叶片进行建模,经过有限元计算,证明其满足给定工况下的强度要求。使用渐进损伤方法对该导向叶片进行了承载能力的计算与失效模式的分析。 其次,结合涡轮导向叶片工作时的受载特征,提出了一种CMCs涡轮导向叶片高温静强度试验方法。最后,搭建了CMCs涡轮导向叶片高温静强度试验系统,基于该系统测试了高温下某型CMCs涡轮导向叶片的极限载荷并分析了失效模式,试验中叶片失效模式与渐进损伤计算结果基本一致。

关键词： 超高温陶瓷基复合材料   组合工艺   微观组织   力学性能   抗氧化烧蚀性能   碳纤维增强  

摘要： 高超声速飞行器及其超燃冲压发动机工作于极端苛刻的热环境中，迫切需要开发出具有优异抗氧化烧蚀性能和力学性能的耐超高温结构材料。为提高C/C复合材料的抗氧化烧蚀性能，优化复合材料的微观结构，同时实现材料的高效快速制备，本论文组合浆料浸渍(SI)、前驱体浸渍裂解(PIP)和反应熔渗工艺(RMI)制备C/C-SiC-ZrB2-(ZrC)复合材料，系统研究了复合材料的微观组织、物相组成、基体形成机理、力学性能、热物理性能、静态抗氧化性能和动态抗烧蚀性能，探讨了材料的结构和组成对性能的影响。论文主要的研究内容和结论如下:(1)组合ZrB2陶瓷浆料浸渍和Si-Zr10共晶合金反应熔渗工艺制备了密度为2.82g/cm3，开孔率为3.43vol％的C/C-SiC-ZrB2复合材料，其制备周期较单一PIP工艺制备致密度约90％的复合材料降低了约66％。C/C-SiC-ZrB2复合材料的基体含Zr组分总量为13.77vol％，其中ZrB2陶瓷含量仅为9.51vol％。反应熔渗过程中，ZrB2陶瓷颗粒在高温熔体中团聚，并通过溶解-扩散-沉淀机制发生严重粗化，部分颗粒长轴粒径超过20μm，同时ZrB2-ZrSi2基体被反应生成的SiC压缩聚集，这共同导致复合材料的基体产生明显的相分离，微观组织结构不均匀。　　(2)针对C/C-SiC-ZrB2复合材料存在的含Zr组分含量较低和基体的物相分布不均匀等缺点，组合ZrB2浆料浸渍、ZrC-SiC有机前驱体浸渍裂解和Si-Zr10合金熔渗工艺制备了密度为3.18g/cm3，开孔率为2.77vol％的C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料，其制备周期较PIP工艺制备致密度约90％的复合材料降低了约40％。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的基体含Zr组分总量提高至20.67vol％，其中ZrB2和ZrC陶瓷总含量为13.14vol％。反应熔渗过程中，PIP工艺引入的纳米级ZrC-SiC复相陶瓷有效抑制了ZrB2颗粒的团聚和粗化，复合材料基体的组织结构均匀性得到优化。熔渗结束降温阶段，复合材料中残余的游离Si向ZrC陶瓷内部扩散，破坏ZrC相的晶体结构，同时原位反应生成SiC和ZrSi2，最终形成ZrC-ZrSi2-SiC三相混合微区。　　(3)测试并对比了C/C-SiC-ZrB2-ZrC与C/C-SiC-ZrB2复合材料的常温力学性能。二者具有相同的碳纤维含量，因此弯曲强度数值十分接近，但由于前者具有更加连续的基体-界面-纤维结构，其断裂韧性较后者提高了59.68％。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的弯曲强度、弯曲模量以及断裂韧性分别为121.46±13.77MPa，21.78±5.56GPa和7.01±0.96MPa·m1/2。　　(4)测试了C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料厚度方向（平行于针刺纤维）的热导率。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的热导率随温度升高而降低，室温至1200℃的平均热导率为22.09W/(m·K)，约为PIP工艺制备的C/C-ZrB2-ZrC-SiC复合材料的2倍。分析原因，C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料中存在ZrSi2合金相(7.53vol％)，同时具有更低的孔隙率(2.77vol％)和更连续的基体物相分布。　　(5)研究了C/C-SiC-ZrB2-ZrC与C/C-SiC-ZrB2复合材料900℃和1200℃的静态恒温抗氧化性能。相同氧化条件下，前者的失重量始终小于后者，这是因为前者的含Zr组分含量更高，可氧化生成更多的ZrO2，从而抵消更多因碳基体和碳纤维氧化所引起的失重。900℃氧化时，C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的失重量随氧化时间延长而逐渐增大，但当氧化温度升高至1200℃，复合材料在氧化40min后的失重量变化极小。分析原因，在1200℃氧化40min后，C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的基体表面形成了铺展的玻璃态富SiO2的B2O3·SiO2氧化层，能封闭部分由氧化反应形成的微裂纹和孔隙，有效阻止氧气向材料内部的渗入。　　(6)采用等离子烧蚀考核了C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料1800-2000℃的抗烧蚀性能，探讨了其2000℃的抗烧蚀机理。复合材料的线烧蚀率随烧蚀温度升高而逐渐增大，但质量烧蚀率无明显变化。2000℃烧蚀300s后，其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为1.37×10-3g/s和3.43×10-3mm/s，与C/C-SiC-ZrB2复合材料相比分别下降了62.97％和32.35％，表现出较优良的抗烧蚀性能。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料2000℃的抗烧蚀机理如下:氧化产物SiO2熔体剧烈挥发，带走烧蚀表面大量热量，减缓了等离子焰流的烧蚀作用。烧蚀中心还形成了独特的双层氧化物保护膜，表层是