- 文献综述（或调研报告）：
在人类航天史上，无论是离开地球还是从空间中返回地球，人们都无法绕开如何突破在地球表面的大气层。大推力，大运载火箭的研发不仅对于火箭的动力系统要求越来越高，对于火箭材料的耐高温性能及热防护性能的需求也更加迫切。众多学者对于热防护做出了很多研究。
刘洋[1]等总结，要解决热防护问题主要从两方面入手。一方面，航天飞行器要在结构和弹道上做到热防护，另一方面，超过1600℃的高温要求我们对防热材料进行深入研究，为减缓热效应提供帮助。王静杨杰[2]等在分析了航天飞行器热效应破坏的机理后，提出防热材料需要具备的具体性能。C/C复合材料具备优异的力学性能，在航空航天等领域具有广泛的应用价值，尤其是其被应用于飞行器的高温防热部位。
复合材料夹芯板是一种典型的多级结构一体化热防护结构。为层合板结构上面板与底面板均采用复合材料，利用复合材料的抗屈曲、高刚度和强度特性，可使该结构具有良好的承力性能；同时在夹芯层中填充隔热材料又可使上面板与底面板的热导率低、热容高，进而使整个方案具有良好的防隔热性能。在厚度方向引入缝合线，增加三明治结构的层间特性，这就是所谓的缝合式复合材料。
1.缝合式复合材料的研究现状
Mount z.和COX[3]对缝合复合材料做了大量的研究工作，指出了缝合对面内的刚度、强度和抗疲劳特性的降低幅度一般不超过10-20％。Matthew等[4]采用统计方法，研究了缝合线分布状态和缝合工艺参数对I一型层间断裂韧性的影响，指出了缝线分布状态的影响很小，而通过控制缝合线的张力可以获得最优的面内力学性能。陈纲等[5]的研究显示，缝合后层板厚度增幅在10%以内时，缝合后面内拉伸、压缩强度约是未缝合材料的90，随着厚度的增加，面内强度显著下降。大多数的研究结果显示，缝线的引入会引起层板内面内纤维弯曲和纤维损伤，导致面内力学性能有所降低。但己有的理论分析模型相对简单，需要进一步完善，在压缩强度、弯曲强度等方面理论研究也需要深入开展。
关于缝合式热防护结构，目前国内的研究有限，AI等[6]根据有限元模型，对缝合式热防护板进行仿真研究，模拟了不同缝合步长下结构缝合孔处热应力分布情况，并根据仿真结果得到了结构最合适的缝合步长:研究了不同缝合角度对缝合式结构等效弹性性能的影响，利用等效弹性性能预报方法，对有限元结构进行仿真分析，计算了不同缝合角度下结构的抗拉刚度、抗弯刚度及面内剪切刚度，并总结其变化规律。Wang等[7]通过实验与仿真对比分析了缝合式结构的抗弯特性，对不同缝合密度与芯层厚度的缝合式结构试件进行三点弯实验，绘制其荷载一位移曲线，并将实验结果与理论结果对比，总结了结构抗弯特性随缝合密度与芯层厚度变化的规律。
可以看出，目前对缝合式结构的研究大多集中于材料层面以及结构静力特性方面，对其动态特性的研究比较少见。而对与飞行器来说，其服役期间的工况复杂，静态与准静态的研究已经不足以满足分析需求，因此关于缝合式热防护结构的动态特性研究的进行是有必要的。
2.缝合复合材料建模与等效性能预报方法研究现状
对缝合式热防护结构整体动态性能研究时，为了提高其宏观力学表现的计算效率，可以使用等效方法求解结构等效均质参数，将细观非均质模型等效为均质模型。该方法的核心是复合材料等效弹性性能预报。通过这种等效方法，可以得到整体结构应力、应变场等的宏观等效值，提高结构计算效率，但不能确定由于非均质性引起的小范围内的不均匀分布规律。
在较早等效弹性性能预报方法研究中，为了避免在等效体内产生非均匀的应力、应变场，通常采用均匀应变场或均匀应力场假设。采用均匀应变场假设为Voigt上限近似理论[9]，得到的等效弹性性能是真实等效弹性性能的上限;而采用均匀应力场假设为Reuss下限近似理论[10]，得到的等效弹性性能是真实等效弹性性能的下限。为了减小这种上限或下限所带来的误差，Kalidinli[11]等提出了一种通过加权平均求解等效弹性常数的方法，所得的结果与实验结果较为接近。这种基于Voigt上限近似理论(或Reuss下限近似理论)的刚度(或柔度)体积平均的方法其优点在于算法比较简单，比较容易用程序实现;但是由于得到的结果是真实结果的上限(或下限)，因此计算精度难以保证，而且该方法也只对刚度预测有效，无法进行细观应力计算和强度分析。
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