中文摘要：

本项目主要对高超声速飞行器鼻锥帽热防护结构热力耦合分析理论及防热/隔热/承力一体化设计进行系统研究。首先，研究并提出超高温陶瓷鼻锥尖端、超高温陶瓷涂层碳/碳化硅鼻锥主体空心圆台结构、石墨鼻锥芯结构及其钛铝合金连接结构等鼻锥帽热防护材料与复合结构的初步设计方案，确定材料组分、微结构与鼻锥帽结构超高温力学与热学特性之间的关系。其次，根据超高温气动热与气动力作用特点，建立定常与非定常条件下鼻锥帽热防护结构的热力耦合分析模型，分析相应的热传导、温度场、应力场、变形场、热震等热机械特性，确定鼻锥帽损伤特征、强度与寿命预测模型。最后，综合考虑热防护、气动、承载和总体特性之间的相互作用和相互影响,建立轻质高强耐高温抗氧化的鼻锥帽热防护材料与结构一体化优化设计模型，确定设计参数的灵敏度分析方法及最优设计与研制方案。本项目实施将会对超高温非烧蚀鼻锥帽热防护结构宏微观设计及安全评估提供理论基础。

结论摘要：

本课题围绕超高温工作环境下的鼻锥复合结构设计，从ZrB2/SiC材料氧化、鼻锥热障涂层分层屈曲、鼻锥结构热力耦合分析以及超高温实验技术等方面进行了如下创新研究工作 首先，建立了ZrB2/SiC陶瓷超高温氧化相场方程，揭示了SiC氧化耗尽层孔隙率的演化机制，分析了氧化时间、氧化温度、氧分压、外加载荷等因素对氧化耗尽层孔隙率的影响，验证了模型的正确性。 其次，建立C/SiC复合材料非规则曲面基底上的ZrB2/SiC陶瓷热障涂层分层屈曲力学模型，预测了非规则曲面基底上涂层分层屈曲时裂纹尖端的能量释放率和模态角，揭示了温度、裂纹长度、涂层厚度、曲率形貌与裂纹尖端的能量释放率、模态角之间的变化规律，通过有限元数值模拟验证了理论的正确性。然后，利用工程算法计算得到鼻锥结构在超高速飞行时表面的气动热、气动力、辐射换热，并建立了ZrB2/SiC、Ti、C/SiC、石墨组成的鼻锥复合结构的热力耦合有限元模型，揭示了连接形式、马赫数、飞行海拔、飞行时间与鼻锥温度、最大主应力的影响规律；同时基于质量、气动力、热流三个目标的优化函数，提出了一种鼻锥外形多目标优化设计的方法，进一步揭示了鼻锥梯度结构的热力响应规律。 最后，利用热压法制备了不同组份的ZrB2/SiC超高温陶瓷，发现了ZrB2/SiC陶瓷耗尽层中孔洞演化模式，基于能量最小原理建立了耗尽层孔洞演化的理论模型；通过ZrB2/SiC的微结构形貌利用有限元技术预测了1873K有氧环境下10%、20%、30%SiC含量的ZrB2/SiC高温强度，并与超高温三点弯曲实验结果吻合；建立了高温材料热力耦合变形场的解耦模型，提出了一种能够同时测量高温下各向异性材料弹性模量、泊松比和热膨胀系数的虚拟场评价方法。