軸棒法編織C/C復(fù)合材料等離子燒蝕性能分析

張?zhí)礻唬榘亓郑钪巨r(nóng)，高 勇，王金金

(1.南昌航空大學(xué) 無(wú)損檢測(cè)技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南昌 330063；2.火箭軍裝備部裝備項(xiàng)目管理中心， 北京 100085；3.火箭軍工程大學(xué)， 西安 710025)

1 引言

近年來(lái)，高超聲速技術(shù)發(fā)展迅速，其超快速攻防能力得到各國(guó)重視[1]。高超聲速飛行器再入大氣層時(shí)，氣動(dòng)加熱現(xiàn)象嚴(yán)重[2]，氣體被加熱至電離狀態(tài)，飛行器局部駐點(diǎn)溫度高達(dá)3 500 K以上。同時(shí)，空氣中還存在粉塵、冰晶等粒子，對(duì)飛行器材料熱防護(hù)提出巨大挑戰(zhàn)，因此，高超聲速飛行器熱防護(hù)材料的研究尤為重要。C/C復(fù)合材料以其耐燒蝕性能強(qiáng)、導(dǎo)熱性高、密度低、抗熱震性能優(yōu)異[3]，常用于導(dǎo)彈端頭材料以及固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的喉襯結(jié)構(gòu)[4]。研究C/C復(fù)合材料的燒蝕性能和穩(wěn)定性是導(dǎo)彈端頭材料和高超聲速飛行器熱防護(hù)領(lǐng)域的重點(diǎn)。

目前，分析C/C復(fù)合材料耐燒蝕性能的方法主要有氧-乙炔燒蝕法[5-6]，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕試驗(yàn)法[7-9]，等離子燒蝕法[10-11]以及數(shù)值模擬[12-13]等。Li等[14]基于氧乙炔燒蝕試驗(yàn)法對(duì)碳化鋯改性C/C材料進(jìn)行燒蝕試驗(yàn)。發(fā)現(xiàn)氧化生成的氧化鋯提高了C/C復(fù)合材料耐燒蝕性能，降低了燃?xì)馍淞鲗?duì)材料的侵蝕程度。Wei等[15]采用拉瓦爾噴管模擬發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)四維編織的C/C復(fù)合材料進(jìn)行燒蝕試驗(yàn)。結(jié)果表明，噴管喉部區(qū)域燒蝕最為嚴(yán)重，溫度和氧化性組分決定材料的熱化學(xué)燒蝕率。吳書(shū)峰等[16]對(duì)軸編C/C復(fù)合材料進(jìn)行了地面點(diǎn)火試驗(yàn)，研究軸編C/C喉襯材料的燒蝕形貌，結(jié)果表明：喉襯不同部位燒蝕形貌存在差異，材料在高壓下的燒蝕性能良好。吳小軍等[17]對(duì)CVI+HPIC工藝制備的C/C復(fù)合材料進(jìn)行了多個(gè)型面的等離子燒蝕試驗(yàn)，試驗(yàn)表明，在不同型面材料的燒蝕率不同，且隨時(shí)間的變化，燒蝕率也會(huì)產(chǎn)生明顯變化。汪海濱等[18]針對(duì)軸編C/C復(fù)合材料結(jié)構(gòu)特征建立了燒蝕模型，研究各向碳纖維的燒蝕形貌和材料界面的燒蝕率，研究表明建立的微觀結(jié)構(gòu)燒蝕模型能初步的估計(jì)材料的燒蝕率，以及材料的結(jié)構(gòu)對(duì)燒蝕的影響。蘇慶東等[19]基于等離子燒蝕試驗(yàn)方法，研發(fā)了等離子燒蝕試驗(yàn)系統(tǒng)并對(duì)C/C復(fù)合材料進(jìn)行燒蝕試驗(yàn)，論證了試驗(yàn)系統(tǒng)的可靠性。

上述試驗(yàn)方法各有特點(diǎn)，氧-乙炔燒蝕系統(tǒng)使用便捷，設(shè)備成本低，在防熱材料的燒蝕領(lǐng)域研究廣泛，其火焰溫度相對(duì)低，適用于多種防熱、絕熱材料以及改性材料等對(duì)溫度要求相對(duì)較低的燒蝕試驗(yàn)。模擬發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕試驗(yàn)法與實(shí)際燒蝕環(huán)境接近，燃燒室壓力較大且可模擬粒子侵蝕下的發(fā)動(dòng)機(jī)多相流環(huán)境，試驗(yàn)結(jié)果可靠性相對(duì)較高，適合發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、喉襯結(jié)構(gòu)的燒蝕試驗(yàn)。數(shù)值模擬對(duì)于材料燒蝕性能及力學(xué)性能的研究較為開(kāi)闊，適用于材料形貌變化及燃燒流場(chǎng)等多方面的分析，材料由表層至內(nèi)部的燒蝕機(jī)理，流場(chǎng)的溫度、速度以及壓力變化等，多以實(shí)驗(yàn)工況為參照標(biāo)準(zhǔn)。等離子燒蝕試驗(yàn)法熱流密度大，射流溫度高，適合模擬飛行器再入環(huán)境，是C/C復(fù)合材料燒蝕研究常用的方法，同時(shí)也適合針對(duì)超高溫環(huán)境下的熱防護(hù)材料燒蝕試驗(yàn)。

當(dāng)前，有關(guān)軸編C/C材料的等離子燒蝕試驗(yàn)研究較少，特別是等離子環(huán)境下的燒蝕型面和燒蝕角度的分析需要進(jìn)一步研究。綜合各燒蝕試驗(yàn)方法和材料所處環(huán)境條件。在上述研究的基礎(chǔ)上，采用等離子燒蝕試驗(yàn)法，開(kāi)展軸編C/C復(fù)合材料喉部型面以及45°和90°方向的等離子燒蝕試驗(yàn)。測(cè)量計(jì)算等離子燒蝕環(huán)境下軸編C/C復(fù)合材料的燒蝕率，觀察材料的燒蝕形貌。研究材料喉部各型面及不同角度下的燒蝕性能，并對(duì)軸編C/C復(fù)合材料的燒蝕行為進(jìn)行深入分析。

2 C/C復(fù)合材料燒蝕試驗(yàn)

2.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及原理

等離子地面模擬燒蝕試驗(yàn)系統(tǒng)以直流電弧產(chǎn)生的熱等離子體射流為基礎(chǔ)，硬件組成為燒蝕系統(tǒng)控制柜、直流電源、燒蝕試驗(yàn)臺(tái)、控制柜、水電轉(zhuǎn)接箱及等離子發(fā)生器等設(shè)備。圖1為等離子燒蝕系統(tǒng)原理框圖。燒蝕系統(tǒng)工作原理為接通直流電源，控制柜將一定壓力和流量的氬氣或氮?dú)馔ㄟ^(guò)軟管輸送至等離子發(fā)生器，通過(guò)控制柜點(diǎn)火在發(fā)生器內(nèi)陰極將氣體電離成等離子體，經(jīng)噴管陽(yáng)極由發(fā)生器出口以射流形式輸出，形成高溫高速等離子體射流，對(duì)材料進(jìn)行燒蝕。系統(tǒng)可調(diào)節(jié)主次氣及載氣流量、入口壓力、電弧電壓、電流等相關(guān)參數(shù)以達(dá)到所需模擬的高溫高速環(huán)境。通過(guò)自動(dòng)化試驗(yàn)控制臺(tái)可控制試樣的燒蝕時(shí)間、燒蝕角度和距離實(shí)現(xiàn)工況模擬。冷水機(jī)組用于等離子發(fā)生器的降溫冷卻處理，以保證發(fā)生器正常工作。

圖1 等離子燒蝕試驗(yàn)系統(tǒng)原理框圖Fig.1 Schematic diagram of plasma ablation test system

等離子地面模擬燒蝕系統(tǒng)其最突出的特點(diǎn)是等離子射流高溫、高焓，熱流密度大。系統(tǒng)需達(dá)到設(shè)計(jì)要求為產(chǎn)生超高溫的等離子體環(huán)境。其燒蝕中心溫度往往達(dá)到4 000 K以上，能模擬高超聲速飛行器實(shí)際再入條件。可以通過(guò)調(diào)節(jié)電流、壓力、燒蝕距離等參數(shù)來(lái)控制熱流密度，達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)噴管溫度以對(duì)噴管材料進(jìn)行燒蝕表征。影響等離子燒蝕的主要因素為熱流密度，多用氮?dú)狻鍤獾葘?duì)材料進(jìn)行燒蝕表征，系統(tǒng)產(chǎn)生的等離子射流速度相對(duì)較低，在功率較大時(shí)能達(dá)到亞音速狀態(tài)。

2.2 試驗(yàn)材料及方案

試驗(yàn)選用材料為軸編C/C復(fù)合材料，以煤焦油瀝青為基體，聚丙烯腈碳纖維為增強(qiáng)體。圖2所示為預(yù)制體結(jié)構(gòu)示意圖，其預(yù)制體為XY面0°，120°，240°三個(gè)方向的碳纖維和Z向增強(qiáng)體碳棒編織成的三維四向預(yù)制體。碳棒間距相等，3個(gè)相互靠近的碳棒組成等邊三角形。預(yù)制體經(jīng)過(guò)煤瀝青浸漬，高壓浸漬碳化，石墨化致密循環(huán)，密度達(dá)到1.94 g/cm3[20]。

C/C復(fù)合材料作為先進(jìn)的航天材料，性能優(yōu)異，但其耐氧化性能較差。采用等離子模擬燒蝕系統(tǒng)對(duì)其進(jìn)行燒蝕試驗(yàn)，有助于研究和分析超高溫條件下C/C復(fù)合材料在氮?dú)馍淞髫氀醐h(huán)境下的燒蝕行為。C/C復(fù)合材料的等離子燒蝕由超高溫下的碳升華，工質(zhì)氣體和水與碳發(fā)生的熱化學(xué)燒蝕以及射流沖刷造成的機(jī)械剝蝕構(gòu)成。

將材料加工成圓柱試樣，使碳棒方向垂直于端面，尺寸為φ30 mm×10 mm，試樣中心穿孔，孔徑大小為φ10 mm，每組試驗(yàn)采用3個(gè)試樣，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯結(jié)構(gòu)綜合分析不同試樣的燒蝕結(jié)果，采用表1所示試驗(yàn)工況。試驗(yàn)完成后，計(jì)算每個(gè)試樣的質(zhì)量燒蝕率和線燒蝕率并取平均值得到試樣的燒蝕率。

表1 軸編C/C復(fù)合材料等離子燒蝕試驗(yàn)系統(tǒng)工況

質(zhì)量燒蝕率計(jì)算公式為：

式中：m1、m2分別為試樣在燒蝕前后的質(zhì)量；t為燒蝕時(shí)間；Rm為試樣的質(zhì)量燒蝕率，試樣的線燒蝕率通過(guò)測(cè)量燒蝕前后試樣喉部的直徑后計(jì)算所得，測(cè)量試樣燒蝕后喉部多個(gè)樣本點(diǎn)直徑，與試樣原直徑和燒蝕時(shí)間進(jìn)行計(jì)算。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 燒蝕率和宏觀形貌分析

圖3為試樣的燒蝕形貌圖。試樣經(jīng)等離子體射流燒蝕后質(zhì)量燒蝕率達(dá)到0.088 g/s，喉部徑向線燒蝕率為0.036 mm/s。從多角度觀察試樣的燒蝕形貌，其宏觀結(jié)構(gòu)保持完整，軸向碳纖維、徑向碳纖維及碳基體經(jīng)射流燒蝕后分布清晰，射流入口處孔徑邊緣燒蝕均勻，無(wú)明顯裂紋、缺陷，燒蝕痕跡過(guò)渡平滑，試樣表面有白色氧化燒蝕現(xiàn)象。將試樣沿直徑切開(kāi)后觀察喉部燒蝕形貌，喉部型面光滑，燒蝕痕跡不明顯，軸向纖維和徑向纖維在同一曲面呈垂直分布，徑向纖維束上存在少量裂紋，部分區(qū)域碳纖維和基體經(jīng)燒蝕無(wú)明顯邊界區(qū)分。射流出口處燒蝕輕微，無(wú)明顯燒蝕現(xiàn)象。綜合試樣的燒蝕率和宏觀燒蝕形貌能得出軸編C/C復(fù)合材料耐燒蝕性能良好。

圖3 軸編C/C復(fù)合材料喉部等離子燒蝕形貌圖Fig.3 Plasma ablation morphology of throat of axial braided C/C Composite

3.2 喉部微觀形貌分析

將燒蝕后的軸編C/C復(fù)合材料分為射流入口型面和喉部型面2部分，觀察試樣在SEM下的微觀形貌。

圖4表示射流入口型面燒蝕形貌，可以看出由于等離子體射流穿過(guò)試樣喉部，使垂直于射流的界面受到的燒蝕相對(duì)輕微。軸向碳纖維燒蝕后孔隙變大，纖維前端直徑變小，包裹纖維的基體碳部分被燒蝕，殘留的基體呈片狀處于纖維之間，軸向碳纖維與基體分離，因?yàn)闊峄瘜W(xué)燒蝕降低了纖維與基體的結(jié)合強(qiáng)度。不同位置碳基體燒蝕形貌有差異，靠近喉部基體燒蝕嚴(yán)重，表面形貌較為混亂，存在較多的燒蝕裂紋和孔隙。如圖4(b)，軸向碳棒周?chē)w形貌特點(diǎn)明顯，燒蝕后各層面較為平整，由于基體內(nèi)部孔隙等缺陷導(dǎo)致基體結(jié)構(gòu)的不穩(wěn)定性，射流沖蝕形成基體的片狀剝落，使與射流平行方向的碳基體呈層狀結(jié)構(gòu)[21]。徑向纖維前端燒蝕后形成錐狀，能觀察到碳纖維熱氧化燒蝕現(xiàn)象，纖維表面包裹的基體碳已被完全燒蝕，纖維直徑呈梯度分布，從燒蝕界面向纖維內(nèi)部，直徑逐漸增大。

圖4 軸編C/C復(fù)合材料射流入口型面燒蝕表面SEM照片F(xiàn)ig.4 SEM photos of ablated surface of jet inlet profile of axial braided C/C Composite

圖5表示喉部型面燒蝕形貌，圖5(a)能觀察到碳基體和各向碳纖維的整體燒蝕形貌，基體表面產(chǎn)生了較多的裂紋和凹坑，裂紋沿?zé)g型面不斷擴(kuò)展增長(zhǎng)，嚴(yán)重破壞了材料的原有形貌。徑向碳纖維也存在水平深裂紋，軸向碳纖維燒蝕性能較好，表面形貌結(jié)構(gòu)完整，存在小的裂紋和凹坑，前端纖維束燒蝕后形成了平滑的斜面。在高溫射流的燒蝕下，軸向碳棒和基體分離。徑向纖維和基體結(jié)合處無(wú)明顯裂紋，這和預(yù)制體的結(jié)構(gòu)以及射流的燒蝕方向相關(guān)[22]，徑向纖維與射流方向垂直，未對(duì)纖維與基體結(jié)合面直接燒蝕。

圖5 軸編C/C復(fù)合材料喉部型面燒蝕表面SEM照片F(xiàn)ig.5 SEM photos of ablated surface of throat profile of axial braided C/C Composite

軸向碳纖維前端呈錐狀，直徑逐漸減小，包裹著纖維的基體碳完全被燒蝕。高溫?zé)嵫趸療g使基體表面形貌復(fù)雜，產(chǎn)生了大量孔隙和凹坑，但能觀察到碳基體的層狀結(jié)構(gòu)。徑向碳纖維出現(xiàn)纖維露頭現(xiàn)象，前端基體碳被燒蝕后纖維暴露在外部環(huán)境且呈圓錐狀，整體上，徑向碳纖維仍被基體包裹。射流對(duì)徑向纖維的燒蝕多表現(xiàn)在材料表層，因?yàn)樘蓟w和碳纖維耐燒蝕性能的差異，導(dǎo)致了碳基體相較于碳纖維有更大的燒蝕后退率，纖維層面凸出較多。

3.3 燒蝕角度對(duì)燒蝕行為的影響

選取兩個(gè)典型角度45°和90°，對(duì)每組3個(gè)試樣的軸編C/C復(fù)合材料進(jìn)行相同工況下的等離子燒蝕試驗(yàn)，研究燒蝕角度對(duì)軸編C/C復(fù)合材料燒蝕性能的影響，試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。

表2 軸編C/C復(fù)合材料45°和90°方向的質(zhì)量燒蝕率和線燒蝕率

試樣線燒蝕率計(jì)算公式為：

式中：d1為材料燒蝕前的厚度；d2為試驗(yàn)后材料燒蝕中心的厚度；t為燒蝕時(shí)間；Rd為線燒蝕率。

通過(guò)燒蝕率可以看出，燒蝕角度從45°增大到90°時(shí)，試樣的質(zhì)量燒蝕率下降了0.006 g/s，分析射流對(duì)燒蝕率的影響，當(dāng)試樣與射流夾角為90°時(shí)，試樣所受的力主要為垂直表面射流所給的法向力，材料由90°減小到45°的過(guò)程中，試樣所受的法向力逐漸減弱，切向力逐漸增強(qiáng)，射流的沖刷作用增強(qiáng)。導(dǎo)致試樣在45°時(shí)產(chǎn)生更大的質(zhì)量燒蝕率。

不同角度下試樣線燒蝕率相近，試樣的線燒蝕率為3個(gè)試樣所得燒蝕率的平均值，通過(guò)重復(fù)性試驗(yàn)對(duì)比，所得線燒蝕率在0.058～0.071 mm/s，測(cè)量使用標(biāo)尺為螺旋測(cè)微器和高精度深度尺，由于試樣燒蝕后端面的退移量是無(wú)法準(zhǔn)確測(cè)量的，存在一定的測(cè)量誤差。通過(guò)試樣的線燒蝕率可以得出軸向增強(qiáng)碳棒的燒蝕性能穩(wěn)定。

試樣宏觀燒蝕形貌如圖6所示。觀察材料的宏觀形貌，從不同方向?qū)υ嚇舆M(jìn)行燒蝕，燒蝕后試樣均無(wú)明顯燒蝕邊界，燒蝕過(guò)渡區(qū)域較為平滑，軸向碳棒相對(duì)碳基體有輕微的凸出現(xiàn)象，45°試樣沖刷作用更強(qiáng)，作用力相對(duì)90°更集中，燒蝕坑較小，試樣中心出現(xiàn)直徑約為φ10 mm的圓形燒蝕坑，90°試樣受法向力作用燒蝕更均勻，表面燒蝕凹坑的區(qū)域更大，形成直徑約為φ15 mm的燒蝕坑。宏觀上材料無(wú)明顯燒蝕裂紋。

圖6 軸編C/C復(fù)合材料45°，90°方向等離子燒蝕形貌圖Fig.6 Plasma ablation morphology of axial braided C/C composites in 45° and 90° directions

圖7、圖8分別為45°和90°試樣的燒蝕形貌，通過(guò)觀察不同角度試樣燒蝕形貌，分析其燒蝕性能。圖7(a)、圖8(a)為軸向碳纖維的燒蝕形貌圖。45°方向試樣軸向纖維束不平整，經(jīng)45°方向射流燒蝕碳纖維前端高度和直徑存在一定差異，表明纖維的燒蝕為非均勻燒蝕。90°方向軸向纖維與射流方向平行，受到射流法向力的沖蝕[23]，造成纖維直徑明顯減小，多數(shù)碳纖維前端呈片狀。不同方向的試樣燒蝕形貌區(qū)別較大，說(shuō)明燒蝕機(jī)制存在差異。

如圖7(b)、圖8(b)，基體經(jīng)不同方向的射流燒蝕表現(xiàn)出不同的形貌，經(jīng)45°射流法向力和切向力的沖刷后，層狀基體形貌較亂，能明顯觀察到基體被射流沖刷后的燒蝕痕跡。燒蝕后產(chǎn)生了嚴(yán)重的熱化學(xué)燒蝕和機(jī)械剝蝕，表層基體氧化嚴(yán)重[24]。90°方向的基體表面形貌呈明顯梯度，各層面基體較為平整，但也存在明顯燒蝕坑和裂紋，燒蝕剝落的片狀基體尺寸由表層向內(nèi)部越來(lái)越小，能觀察到明顯的燒蝕裂紋和機(jī)械剝蝕痕跡。等離子體射流對(duì)基體燒蝕過(guò)程：射流對(duì)基體表面或內(nèi)部孔隙和缺陷先進(jìn)行熱化學(xué)燒蝕，使缺陷變大后射流的沖擊將材料表面的不穩(wěn)定基體結(jié)構(gòu)進(jìn)行機(jī)械剝蝕。

燒蝕界面的徑向碳纖維均存在顯著變化，如圖7(c)、圖8(c)。纖維直徑較燒蝕前減小，且纖維的變化存在較大的差異，45°方向的試樣燒蝕相對(duì)90°方向纖維燒蝕更充分，纖維前端燒蝕成錐狀，包裹纖維的基體被完全燒蝕，纖維表面有凹坑，徑向碳纖維部分?jǐn)嗔眩蚴菙嗔牙w維存在缺陷，在超高溫環(huán)境下使得纖維結(jié)構(gòu)強(qiáng)度降低，射流沖蝕導(dǎo)致材料發(fā)生斷裂。同時(shí)，機(jī)械剝蝕會(huì)促進(jìn)材料的燒蝕，這種作用是相互的[25]。90°方向徑向纖維前端經(jīng)燒蝕后也變成錐狀，纖維束中間段的纖維直徑較45°方向更小，周?chē)采w的基體碳未被完全燒蝕，表層纖維經(jīng)熱化學(xué)燒蝕后被射流剝蝕，結(jié)構(gòu)不完整。

圖7 軸編C/C復(fù)合材料45°方向燒蝕表面SEM照片F(xiàn)ig.7 SEM photos of 45° ablated surface of axial C/C Composites

圖8 軸編C/C復(fù)合材料90°方向燒蝕表面SEM照片F(xiàn)ig.8 SEM photos of 90° ablated surface of axial C/C Composites

4 軸編C/C復(fù)合材料燒蝕性能分析

軸編C/C復(fù)合材料的等離子燒蝕是一個(gè)復(fù)雜的過(guò)程，包含熱化學(xué)燒蝕和高速射流機(jī)械剝蝕以及碳的升華。熱化學(xué)燒蝕主要為高溫射流與C/C復(fù)合材料發(fā)生的氧化反應(yīng)，降低材料強(qiáng)度和力學(xué)性能。使材料結(jié)構(gòu)變得不穩(wěn)定，機(jī)械剝蝕為高溫高速射流對(duì)材料表面形成的沖擊造成的質(zhì)量損失。在溫度達(dá)到3 000 K以上，碳會(huì)開(kāi)始升華。

燒蝕型面、燒蝕方向不同，燒蝕特性也存在一定差異，各燒蝕試樣可以得出材料在等離子燒蝕下表面的裂紋、缺陷往往會(huì)優(yōu)先進(jìn)行燒蝕，因?yàn)闊峄瘜W(xué)燒蝕從材料的活性中心開(kāi)始(即試樣表面的缺陷)，這些位置與射流接觸后活性變高[26]，經(jīng)高溫射流沖擊后在熱應(yīng)力作用下裂紋不斷擴(kuò)大，形成更大的裂紋或燒蝕坑，造成C/C復(fù)合材料表面的材料的剝蝕掉落。碳基體在材料的燒蝕過(guò)程中相對(duì)嚴(yán)重，經(jīng)增強(qiáng)過(guò)的碳棒耐燒蝕性能優(yōu)異，碳纖維的耐氧化燒蝕性能優(yōu)于碳基體，XY面碳纖維在燒蝕后具有明顯特征，纖維直徑變小，纖維前端往往會(huì)變成尖端突出，包裹碳纖維的基體被燒蝕。而基體在高溫等離子射流的沖蝕下形貌較亂，但基本能觀察到層狀基體結(jié)構(gòu)。在軸編C/C材料的燒蝕中，基體被燒蝕消耗較多，形成質(zhì)量損失。

5 結(jié)論

1) 在高溫等離子射流的燒蝕下，從宏觀到微觀對(duì)軸棒法編織C/C復(fù)合材料燒蝕形貌進(jìn)行分析，試樣的宏觀燒蝕形貌完整，燒蝕型面光滑。碳纖維的耐熱化學(xué)燒蝕性能相對(duì)碳基體更好，碳基體熱氧化燒蝕嚴(yán)重，喉部徑向纖維出現(xiàn)纖維露頭現(xiàn)象，試樣的燒蝕為高溫?zé)峄瘜W(xué)燒蝕和機(jī)械剝蝕綜合作用形成的材料的形貌變化和質(zhì)量損失。

2) 開(kāi)展了45°和90°方向的燒蝕試驗(yàn)，90°方向試樣的質(zhì)量燒蝕率為0.056 g/s，線燒蝕率為0.065 mm/s，45°方向試樣的質(zhì)量燒蝕率為0.061 g/s，線燒蝕率為0.066 mm/s。90°方向主要受射流法向力作用，導(dǎo)致增強(qiáng)碳纖維的孔隙比45°更大。45°方向試樣受法向力和切向力同時(shí)作用，沖刷作用更強(qiáng)，形成了更大的質(zhì)量燒蝕率。

3) 射流方向以及預(yù)制體的結(jié)構(gòu)是影響燒蝕性能的重要因素，射流方向?qū)Σ牧喜煌兔娴臒g機(jī)制不同，造成了碳纖維和碳基體燒蝕形貌的差異。預(yù)制體結(jié)構(gòu)對(duì)軸編C/C材料的纖維含量和耐燒蝕性能有較好提升，燒蝕后基體呈塊狀剝落，碳纖維前端纖維直徑逐漸減小。在一定程度上對(duì)等離子燒蝕環(huán)境下軸編C/C復(fù)合材料的燒蝕率和燒蝕形貌分析和估計(jì)起到有效作用。