中文摘要：

项目以空天飞行器全陶瓷基复合材料襟翼的研制为应用背景，根据空天飞行器结构服役的承载特点和环境特点，提出陶瓷基复合材料结构完整性评价体系的基本框架、主要内容以及需要解决的关键技术。建立C/SiC复合材料性能数据库，进行结构在热、冲击等作用下的动力响应分析，建立材料在各种条件下的寿命表征模型，建立结构寿命预测方法。本研究将促进C/SiC复合材料在空天飞行器关键部件及其他领域的应用，为今后完善C/SiC复合材料结构完整性评价体系的研究工作提供思路，为C/SiC复合材料结构的高效、安全服役奠定理论基础。

结论摘要：

C/SiC复合材料是可重复使用空天飞行器关键热结构的主要候选材料。由于其服役条件的复杂性，需要建立新的结构完整性评价体系，关键技术包括高温、介质环境与力学载荷的非线性耦合作用及寿命预测方法；高温下的动力学响应分析与评价方法；热疲劳寿命预测方法；低速冲击损伤特征及其对材料服役性能的影响。基于细观力学有限元方法，根据结构特征体元的周期性特点，建立了C/SiC的单胞模型，并由这种单胞组成了悬臂板，对其固有特性进行了分析，并研究了温度不均匀性的影响。以空天飞行器机身襟翼为例，综合考虑热传导和辐射的影响，进行了气动加热作用下的结构热分析。 C/SiC在高温下的拉伸性能和疲劳性能都要优于室温，其原因是在高温下部分因热膨胀系数造成的基体裂纹和残余应力得以消除。循环加卸载试验结果表明，残余应变和卸载模量可以体现材料的损伤，是定义材料损伤的合理参量。室温和高温惰性气体中的疲劳极限很高，但在水氧环境下，在较低应力水平下也会发生破坏，原因是高温下界面和纤维与环境中的氧发生了反应。由于复合材料的缺口钝化效应，缺口试样的S-N曲线要高于光滑试样，两者的趋势一致，据此提出了基于名义应力的疲劳寿命预测方法。