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。由于飞行器热结构在起飞（发射）、着陆过程中可能受到离散源或脱落物的撞击或打击，在太空服役过程中难免遭受空间碎片的冲击等。这些过程中载荷作用时间非常短，材料的变形速率很高，并可能伴随有高温环境作用，因而其在高温、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高温、高应变率耦合环境下的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，明确材料的破坏机制、失效模式及其受温度、应变率的影响，并在此基础上发展可供工程应用的计及温度和应变率效应在内、含损伤影响的材料本构模型，为航空航天领域内轻质、防热、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：

碳纤维增强陶瓷基复合材料（以下简称C/SiC复合材料）由于其耐高温、低密度、高比强度、抗氧化、抗腐蚀等优点，在航空航天领域具有广阔的应用前景，被认为是可重复利用的空天飞行器、超高声速飞行器防热结构的关键支撑材料之一。目前，对C/SiC复合材料力学性能的研究目前还主要集中在静态力学性能上。然而值得注意的是，在有些特殊的使用环境中，材料不仅仅承受高温作用，也会承受高应变率的作用。因此，提高空天飞行器热防护结构在极端环境（高温、高速冲击）下的综合性能成为一个亟待解决的问题。而解决这一问题依赖于对材料在高温、高应变率耦合作用下的力学性能的全面掌握。 本项目研究了二维C/SiC复合材料在温度范围为293-1273K的准静态及动态压缩力学行为。同时，还采用光学显微镜和扫描电子显微镜对压缩后试样的断口宏微观形貌进行了观察。研究结果表明（1）C/SiC复合材料在本项目实验的温度和应变率范围内其应力应变曲线可以分为四个阶段。在初始阶段，由于材料制备过程中形成的微裂纹等的闭合，材料的弹性模量逐渐增大；在第二阶段，模量基本保持不变，应力随应变线性增大；第三阶段中，由于微裂纹的扩展，界面脱粘等过程中的能量耗散，压缩模量逐渐降低，应力应变变现出非线性关系，直至应力达到峰值；最后阶段中，微观裂纹聚集形成宏观裂纹，材料承载能力显著降低。（2）C/SiC复合材料在高温下的力学性能由残余应力释放和应力作用下的氧化损伤共同决定，并受温度和应变率的影响。在温度低于873K时，残余应力释放引起的强度增加超过氧化损伤造成的强度下降，材料表现出压缩强度随温度升高而增大的趋势；当温度高于873K时，由于氧化损伤起主要作用，压缩强度逐渐降低。（3）873K以下时，压缩强度的应变率敏感性随温度的升高略微增大，而在873K以上时显著增大。这是因为应力作用下的氧化损伤除了与实验温度有关外，也受应变率的显著影响。在准静态载荷下，由于加载时间较长，应力作用下的氧化损伤严重。而在高应变率下，加载时间在微秒量级，因此氧化损伤几乎可以忽略。（4）实验后断口的微观形貌观察表明，由于界面强度受温度和应变率的影响，材料的断口形貌随温度及应变率的改变而变化。（5）在实验结果的基础上，建立的含有宏观损伤变量的动态本构模型能够很好的描述材料的单轴压缩力学行为。