中文摘要：

连续碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料是未来可重复使用空天飞行器大面积防热承载一体化热结构设计的关键支撑材料之一，空天飞行器在太空飞行过程中，暴露在飞行器之外的C/SiC复合材料，难免遭受空间碎片的撞击和冲击，这些撞击、冲击过程时间非常短，材料的变形速率很高，而且伴随外太空的超低温环境作用，因而其低温、高应变率耦合作用下的力学性能受到人们的关注。本项目在对连续碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料在低温、高应变率耦合环境下的拉伸力学性能测试基础上，确定材料的力学响应对温度及应变率的依赖性和敏感性，明确材料的破坏机理、破坏模式及其受温度、应变率的影响，为航空航天领域内轻质、耐冲击热结构的安全设计及结构材料一体化设计提供参考。

结论摘要：

C/SiC复合材料热结构是空天飞行器的主承力结构及热防护屏障，随着低地球轨道空间碎片的增加，热结构在执行空间使命时随时会受到空间碎片的高速碰撞，同时，由于空天飞行器长期在外太空的低温环境下工作，因此C/SiC复合材料在低温、高应变率下的力学行为已经成为空天飞行器热结构安全性设计的关键指标之一。本项目以2D-C/SiC复合材料为研究对象，研究在不同应变率条件下低温加载的试验技术，得到其低温环境下的力学性能，探讨C/SiC复合材料在高应变率、低温耦合条件下的损伤与破坏机理，并建立了能够准确描述其动态拉伸力学性能的本构方程。项目主要研究内容及成果如下 1)试验技术研究。采用波形整形器技术，改进Hopkinson拉杆实验装置，使得脆性材料在加载过程中达到应力平衡以及恒应变率加载。通过控制液氮气体挥发速度来达到试样冷却要求温度，满足脆性材料在低温加载下的试验条件。 2)2D-C/SiC复合材料低温加载情况下的准静态、动态拉伸力学性能和损伤机理研究。运用试验机与Hopkinson拉杆实验装置，得到2D-C/SiC复合材料应变率在0.001~300 1/s范围、温度分别为20℃、-70℃、-150℃以及液氮温度（-196℃）条件下的应力-应变曲线。研究结果表明2D-C/SiC复合材料具有伪塑性行为，其在低温环境下应力应变曲线表现出了非线性的特征，具有温度和应变率效应。温度越低，复合材料的拉伸强度越大；应变率越高，复合材料的拉伸强度也越大。通过对低温环境下试样破坏断口的电子显微镜观察发现，在准静态加载条件下，从复合材料的断口处可以明显观察到纤维的拔出断裂现象，但是在动态加载条件下试样的断口处，这种现象被明显地抑制。在低温加载下的2D-C/SiC复合材料的拉伸断口则表现为参差不齐，没有表现出纤维束的整体拔出断裂，而是呈现出纤维簇的拔出与断裂，且拔出的纤维簇断裂的均较为平整。 3)2D-C/SiC复合材料动态本构方程的构建。根据动态拉伸试验结果，得到不同应变率下C/SiC复合材料的弹性模量与对数应变率基本成线性关系。对2D-C/SiC复合材料拟合了一个考虑宏观损伤变量的本构模型，该损伤变量与材料的应变及应变率相关，与试验结果吻合较好。