关键词： 航空发动机   复合材料   先进性材料   金属基复合材料   陶瓷基复合材料  

摘要： 本文综述了复合材料和先进性材料在航空发动机中的应用现状与发展趋势,探讨了其在提高发动机性能、延长使用寿命以及降低燃油消耗等方面的潜力。随着材料科学的发展,复合材料和金属基、陶瓷基复合材料(MMC、CMC)逐渐成为航空发动机关键部件的选择,提供了更优越的力学性能与耐热性。展望未来,材料创新对航空发动机技术发展的深远影响,尤其是在提升燃油效率、降低排放及推动绿色航空技术发展方面,具有重要意义。

关键词： 针刺陶瓷基复合材料   微观缺陷   Micro-CT检测   缺陷表征  

摘要： 针刺陶瓷基复合材料在航空航天等领域具有广阔的应用前景。针对针刺陶瓷基复合材料内部存在的微观缺陷,采用Micro-CT技术进行高精度检测,从微观层面观测分析针刺陶瓷基复合材料内部孔隙、纤维偏转和裂纹等缺陷。借助三维重构技术重构基体和纤维结构,分析了孔隙的分布特点和各区域孔隙的形成机理。基于孔隙形态结构,对孔隙分布位置与形态差异进行了准确表征,为进一步揭示材料内部微观缺陷对复合材料性能的影响奠定了基础。

关键词： SiC_(f)/SiC复合材料   SiC纤维   界面相   EBC涂层   制备工艺  

摘要： 连续碳化硅纤维增强碳化硅(SiC_(f)/SiC)陶瓷基复合材料具有轻质、高强韧、耐高温、抗氧化等优异的综合性能,是在航空涡轮发动机热端部件和新型空天飞行器防热结构等领域具有广泛应用前景的先进材料。本文从SiC_(f)/SiC复合材料的四大组成单元出发,综述了SiC纤维、界面相、SiC基体和环境障涂层(EBC)制备技术研究进展,并提出了SiC_(f)/SiC复合材料未来发展需要突破的瓶颈问题。目前第三代SiC纤维具有近化学计量的C/Si比,并且具有优异的高温力学性能和耐温性能。界面相的结构和抗氧化性能对SiC_(f)/SiC复合材料在高温有氧环境下的力学性能起着决定性作用,探索与SiC相匹配且具有优异抗氧化性能的新型界面相,并且实现连续均匀制备,是界面相发展的研究重点。SiC_(f)/SiC复合材料常用的制备方法主要有PIP法、CVI法和RMI法,但是单一方法已经无法满足复合材料的性能需求,由此研究者主要开展了CVI-PIP联用工艺制备SiC_(f)/SiC复合材料的工艺参数、微观结构和力学性能等研究。环境障涂层作为防止SiC_(f)/SiC复合材料受到外界环境侵蚀的屏障,在第三代Si/Yb2Si2O7环境障涂层体系基础上,通过补充Si源、自愈合等策略可制备得到高可靠、长寿命的环境障涂层,从而提高SiC_(f)/SiC复合材料构件的服役寿命。为了实现SiC_(f)/SiC复合材料的广泛应用,未来还需要在复合材料结构设计、低成本制造、新型抗氧化界面相开发、抗开裂、抗剥落的新型环境障涂层研制、失效分析与寿命预测等方面开展进一步的研究工作。

关键词： 陶瓷基复合材料   双切口剪切实验方法   数字图像相关方法   有限元模型修正   面内剪切模量  

摘要： 陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)作为一种优异的高温结构材料,在航空发动机领域得到了广泛应用。目前,依据GJB 10311—2021的双切口面内剪切实验方法存在明显局限性:切口位置处的应力集中效应导致标距区平均剪切应力计算结果偏高,使得面内剪切模量测试结果与V形缺口剪切实验偏差可达30%。为此,本工作将数字图像相关方法(DIC)与双切口剪切实验相结合,开发一种面内剪切力学性能测试的新方法。为消除切口处应力集中的影响,提出采用有限元模型修正技术(finite element model updating,FEMU),利用DIC实测标距区内面内平均剪切应变与数值计算应变之间的方差构造目标函数,迭代获得材料的面内剪切模量。为便于工程应用,通过优化试样切口深度,实现单次实验即可获得材料的面内剪切模量和面内剪切强度,并采用SiC/SiC正交层合陶瓷基复合材料进一步验证了该实验方法的可行性和测试结果的可靠性。结果表明:该实验方法可同时准确测定陶瓷基复合材料的面内剪切模量和强度,测试结果与V形缺口实验结果偏差小于5%。相较V形缺口剪切实验,该方法实验工装和试样尺寸更小,更适用于高温面内剪切实验。SiC/SiC复合材料面内剪切应力-应变存在典型的屈服点,且屈服后剪切行为表现出典型的线性应变强化特征。

关键词： Ceramic matrix composites  

摘要： Based on the design philosophy of assembly between metal and non-metal materials，a turbine blade cooling scheme which applied arrayed ceramic matrix composite (CMC) armors was designed. These armors replaced the airfoil，and covered the high thermal load regions at the front part of the blade. And a few coolants were injected through the gaps between them，thus a well thermal protection to the metal substrate was achieved. A three-dimensional flow and thermal coupled numerical simulation method was employed， along with the comparison with a typical film cooling. The cooling enhanced mechanisms and attainable effects of this scheme were revealed，and some design criteria and methods were summarized. The novel scheme reduced the coolant mass flow rate by 24.2%，while improving the metal region cooling efficiency by 69.2%，up to a number of 0.95. Meanwhile，the temperature margin of the CMC armors was still above 130 K， which indicated the potential for further increasing the gas temperature beyond 2 000 K. In terms of design principles，the pressure ratio of coolant should be no less than 1.03 to prevent gas intrusion at the leading edge. The cooling efficiency can be enhanced by optimizing the interlaced and inclined arrangements of the gaps between the CMC armors. © 2025 Beijing University of Aeronautics and Astronautics (BUAA). All rights reserved.

关键词： 陶瓷基复合材料   正交各向异性   本构模型   损伤耦合   偏轴压缩  

摘要： 陶瓷基复合材料的面内本构关系对于热结构的设计与评价具有重要参考意义.对2D-C/SiC复合材料的轴向压缩、面内剪切和偏轴压缩力学行为进行了实验和模拟研究.通过单调压缩和循环加卸载实验,研究了不同加载角度(0°,15°,30°和45°)下材料的应力应变行为以及卸载模量与残余应变随卸载应力的演变规律;并表征了面内剪切应变响应行为以及剪切卸载模量和残余应变随卸载应力的演化行为.在理论层面,考虑材料的正交各向异性、非线性和细观损伤机理,应用连续介质损伤力学方法对材料的压缩、剪切和压-剪耦合损伤演化行为进行了描述,且提出了面内剪切和偏轴压缩力学行为表征模型;并基于损伤演化实验数据确定了损伤解耦模型中的压-剪损伤耦合系数和损伤钝化系数,对材料的偏轴压缩应力应变行为进行了模拟.结果表明:该材料的轴向压缩本构关系为线弹性;而面内剪切本构关系为非线性,且卸载模量随卸载应力的增大而减小,残余应变随卸载应力的增大而增大;偏轴压缩载荷下,轴向压缩应力对材料的剪切损伤具有抑制作用,而面内剪切应力对材料的轴向压缩损伤起到了促进作用,且材料的应力-应变响应行为呈现出了相当的复杂性.但模拟结果与实验数据的一致性表明,基于损伤解耦的本构模型可以较为准确地预测材料的偏轴压缩应力-应变行为.

关键词： 陶瓷基复合材料   高温力学性能测试   涡轮导向叶片   航空发动机  

摘要： 针对航空发动机涡轮导向叶片所用的陶瓷基复合材料的高温力学性能测试需求,设计开发一套测试系统。该系统由温度控制、载荷施加、数据采集和控制系统4个功能模块组成,采用比例-积分-微分(Proportion Integral Differential,PID)温度控制算法和模糊控制策略,实现了1600℃高温环境下的精确测试。对C/SiC复合材料样件的测试结果表明,系统在1600℃、300 MPa工况下的温度控制精度为±2.0℃,载荷控制精度为0.95%,应变测量精度为0.98με,数据采集稳定性达99.89%,满足用于涡轮导向叶片的陶瓷基复合材料的高温力学性能评价要求。

关键词： 耐高温结构   陶瓷基复合材料   各向异性   ANSYS ACP模块   有限元仿真  

摘要： 由于在航空航天和核工业中存在超高温工况,结构对材料耐高温、耐腐蚀、高强度性能提出了较高要求,此外较低的材料密度也是提升结构轻量化水平的重要性能。碳化硅陶瓷基复合材料因具有低密度、耐高温、高强度等特点,已经在相关领域表现出较大的潜力,并且已有较成熟的工程应用。本文以SiCf/SiC复合材料(碳化硅作为陶瓷基体,SiC纤维作为增强体)为对象,简要论述了国内外相关研究人员对碳化硅陶瓷基复合材料制备加工工艺的研究,根据其各向异性、非均质性以及双模量等特征,结合具体实例进行分析,建立了一种基于ANSYS ACP技术的复合材料设计分析方法,初步形成针对耐高温结构复合材料建模和仿真优化分析的解决方案。

关键词： 陶瓷   氮化物纤维   界面层   复合材料  

摘要： 高性能陶瓷材料因其优异的热稳定性、耐磨损、耐腐蚀、抗烧蚀等性能在航天航空及军用设备等领域发挥着重要的作用,但由于陶瓷本身具有的脆性以及存在抗热震性能差等问题使其难以承受更加严苛的服役环境。利用陶瓷纤维制备纤维增强陶瓷基复合材料是克服以上问题最直接的方法之一。在耐高温透波材料领域,与石英纤维增强陶瓷基复合材料相比,氮化物纤维增强陶瓷基复合材料具有更高的耐温性能,成为下一代高性能天线罩的首选材料。主要针对几种不同氮化物纤维、界面层及氮化物纤维增强陶瓷基复合材料制备方法及性能的研究进展进行了综述。

关键词： 陶瓷基复合材料   电学特性   分层破坏   无损监测  

摘要： 二维连续纤维增强陶瓷基复合材料是航空航天领域重要的应用材料，然而层间断裂严重约束了该类材料的使用。为监测和评估材料层间I型断裂韧性，开展了层间I型断裂的直流电势降试验，获取了层间I型裂纹起始及扩展时的加载数据及相应测点的电势降数据，并通过建立力-电模型定量分析了相关特征变化发生的原因。试验结果表明：在裂纹起始阶段，即加载曲线线性转非线性的拐点位置，预制裂纹尖端位置电势降发生了平滑-抬升的变化；随着裂纹的进一步扩展引起纤维的脱附及断裂，在电势降变化曲线上表现为抬升曲率的增加；在裂纹扩展受到阻力时，如Z-pin拔出及次生裂纹，将明显减缓电势降曲线的抬升；最后，结合试验数据证明了提出的力-电模型的合理性。研究结果对于应用材料电学特性监测和评估层间I型断裂韧性具有一定的指导和参考价值。