关键词： Al_(2)O_(3)f   Al_(2)O_(3)   CMCs   组成体系   抗氧化   制备方法   发展趋势  

摘要： 目前,航空发动机等高温部件对热结构材料性能要求日渐严苛。Al_(2)O_(3)f/Al_(2)O_(3)陶瓷基复合材料(Al_(2)O_(3)f/Al_(2)O_(3)CMCs)因具有优异的力学性能和抗氧化性,成为了热结构材料体系的研究热点。本文综述了Al_(2)O_(3)f/Al_(2)O_(3)CMCs的组成体系、主要性能和制备方法,并分析了该材料在相关领域的应用以及未来的发展趋势。

关键词： 碳纤维增韧陶瓷基复合材料   氧化机制   损伤失效   实验   氧化模型  

摘要： 碳纤维增韧陶瓷基复合材料兼具陶瓷材料优良的抗氧化腐蚀性能和碳纤维材料增强增韧的力学性能,已成为最有潜力的高超声速飞行器热防护候选材料。碳纤维增韧陶瓷基复合材料在多物理场耦合服役环境下的高温氧化损伤失效机制对热防护材料设计及性能表征与评价至关重要,也一直是国内外学者研究的热点。本文从高温氧化机制、耦合失效实验、高温氧化模型3个方面对C/SiC和C/ZrB_2-SiC复合材料进行详细论述和总结,对相应的研究方法的局限性和适用范围进行分析和评价,并展望了碳纤维增韧陶瓷基复合材料氧化损伤研究的发展趋势,进而为碳纤维增韧陶瓷基复合材料在热力氧耦合条件下的热/力响应及性能评价研究起到指导作用。

关键词： 飞行器   陶瓷基复合材料   热防护结构   轻量化结构  

摘要： 高马赫数飞行带来的极端服役环境对新一代高速飞行器的材料、结构设计提出了更加严苛的要求,本文从"选、用、评"三方面对陶瓷基复合材料在飞行器结构设计中的应用进行综述,进而提出未来发展方向,为飞行器陶瓷基复合材料结构设计提供参考.全面综述了陶瓷基复合材料在不同应用场景下的选取准则及相应制备方法,系统介绍了陶瓷基复合材料在飞行器结构中的典型应用,分析了近服役工况下材料的评价准则及地面实验方法.为满足未来飞行器需求,提出需要结合计算机辅助优化技术和创新制备方法,提高陶瓷基复合材料的耐温和抗疲劳性能;发展高可靠、长寿命的连接技术和一体成型设计方案,充分发挥材料优势;开发多物理场耦合作用下的原位表征技术,以获得陶瓷基复合材料在实际使用中的性能演化行为,为飞行器轻量化结构设计提供可靠依据.

关键词： 陶瓷基复合材料   火焰筒   热疲劳性能试验   航空发动机  

摘要： 为了更准确评估陶瓷基复合材料全环火焰筒的热疲劳性能,考核陶瓷基构件与金属件之间的连接件设计能否满足使用要求,开展了燃油流量循环控制时序的火焰筒热疲劳试验。根据试验特点和要求,制定了试验所需的燃油流量控制方案、试验过程风险控制方法、数据录取方式及处理方法等。在陶瓷基复合材料全环火焰筒上开展了2个燃油流量循环控制时序、200次循环的热疲劳试验。结果表明:燃油流量控制方案、试验过程风险控制方法、数据录取方式及处理方法等能够满足火焰筒热疲劳试验的要求;在试验工况下,火焰筒壁温最高为1010℃;经过400 min的热疲劳试验,火焰筒及连接件未损坏,证明陶瓷基复合材料全环火焰筒在试验工况下的可靠性高。

关键词： 复合材料   界面   损伤机理   微观结构  

摘要： 通过SEM对两种复材进行了微观形貌表征,对比分析两种复合材料微观结构的异同;结合拉伸试验应力-应变曲线与失效试样的断口形貌,分析了CFRP复合材料及2DC/SiC复合材料拉伸过程中的损伤行为和断裂机制。研究表明:2DC/SiC材料具有PyC界面层,内部存在三种尺度的缺陷且随机分布。而树脂基复合材料没有明确边界,材料内部纤维排列紧密,无明显缺陷。两种材料拉伸变形过程分为三个损伤阶段,2DC/SiC材料损伤模式有三类,即基体开裂、界面脱粘、纤维断裂;树脂基复合材料损伤模式分为五种,即基体开裂、纤维基体界面脱粘、分层、纤维束抽拔、纤维断裂。

关键词： 陶瓷基复合材料   Mo_(2)BC   高强韧   摩擦磨损  

摘要： 采用快速热压反应烧结法制备高强韧Mo_(2)BC/Cu陶瓷基复合材料。研究铜含量对Mo_(2)BC/Cu复合材料的微观组织、力学性能和摩擦学性能的影响,并对其增韧机制和磨损机理进行分析。研究结果表明:Cu均匀地分散在Mo_(2)BC基体中,具有细化晶粒的作用。Mo_(2)BC/Cu复合材料中铜可以添加的最大质量分数为7.5%。随着铜含量的增加,Mo_(2)BC/Cu复合材料的弯曲强度和断裂韧性增加。当Cu质量分数为7.5%时,复合材料的弯曲强度和断裂韧性最高,分别为625.1 MPa和7.4 MPa·m^(1/2),与Mo_(2)BC陶瓷相比,分别提高了24%和62%,其主要的增韧机制为铜的塑性变形、晶粒拔出、桥接效应和裂纹的偏转。此外,铜的添加还可以明显提高Mo_(2)BC/Cu复合材料的摩擦磨损性能。当Cu质量分数为2.5%时,复合材料的摩擦因数可低至0.36,磨损量最小,耐磨性最优,其主要的磨损机制为轻微的二体磨粒磨损和氧化磨损。

关键词： 国防科技工业   热结构材料   陶瓷基复合材料   航空航天   自主可控   关键材料   研究和应用   装备  

摘要： 陶瓷基复合材料作为先进热结构材料,具有高强度、耐高温、轻质等特点,是影响航空航天重要装备核心性能的关键材料之一。面向国防科技工业需求,推动该材料研究和应用对保障重要装备跨代发展和关键材料自主可控至关重要。

关键词： 陶瓷基复合材料   纤维损伤   烧结助剂   力学性能   界面反应  

摘要： 在制备C_(sf)/SiC-BN-ZrC-ZrB_(2)多相陶瓷基复合材料时,如何有效促进其烧结致密化过程,同时减少对碳纤维的损伤一直是该复合材料工程应用中面临的一大难题。通过在原料中添加B_(4)C-C_(g)、Al_(2)O_(3)-Y_(2)O_(3)、酚醛树脂等烧结助剂,采用热压工艺制备了C_(sf)/SiC-BN-ZrC-ZrB_(2)复合材料。采用XRD、SEM、EDS、力学性能测试等方法详细研究了烧结助剂类型及含量对复合材料微观组织、力学性能、碳纤维结构等的影响规律。结果表明,添加B_(4)C-C_(g)(2 wt.%)能够在一定程度上缓解碳纤维受到的损伤,复合材料的断裂韧度达7.39 MPa·m^(1/2),且呈现非脆性断裂模式。当B_(4)C-C_(g)的含量为4 wt.%时,过量的烧结助剂无助于复合材料力学性能的继续提高,也无法更加有效地避免碳纤维受到的侵蚀损伤。添加酚醛树脂加大了碳纤维与陶瓷基体之间分散的难度,纤维出现严重的团聚、架桥等现象,致使复合材料力学性能下降。添加Al_(2)O_(3)-Y_(2)O_(3)能显著提高复合材料的弯曲强度(σbb=147.45 MPa),但生成的YAG相对碳纤维侵蚀严重,纤维的拔出长度较短且表面粗糙,复合材料的断裂韧度为6.94 MPa·m^(1/2)。添加B_(4)C-C_(g)可以适当消除陶瓷粉体表面的氧化膜和杂质,促进原子扩散和复合材料致密化,同时能够在一定程度上减轻碳纤维受到的反应侵蚀损伤现象。

关键词： 陶瓷基复合材料   内嵌孔   加工方法   机械加工   超声振动辅助加工   激光加工  

摘要： 陶瓷基复合材料是一种典型的难加工材料,除了各向异性的特点外,其硬度仅次于金刚石和立方氮化硼。航空发动机热端部件内嵌孔(气膜孔等)是陶瓷基复合材料部件的基本结构,对陶瓷基复合材料构件制备成型和服役性能的发挥具有重要意义。本文给出了陶瓷基复合材料热端部件内嵌孔的分类及用于加工陶瓷基复合材料内嵌孔的方法,包括常规机械加工方法、超声振动辅助加工方法、激光加工方法等,阐述了上述加工方法的加工原理、工艺特征、工艺参数的选取及加工缺陷特征、形成机制等,给出了不同直径、深径比陶瓷基复合材料内嵌孔加工工艺的建议。

关键词： 陶瓷基复合材料   熔渗法   涡轮动叶   榫头   分层缺陷  

摘要： 陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)涡轮动叶榫头是动叶装配与承受离心载荷的关键。为了研究熔渗工艺制备CMC榫头在叶片旋转径向拉伸载荷下的力学行为,验证榫头内部质量对其静拉伸强度与破坏模式的影响,设计并制备燕尾形CMC高压涡轮动叶榫头元件试件,对其进行单轴静态拉伸实验,采用X射线CT无损检测对实验前试件内部质量进行扫描,采用DIC与声发射方法对实验过程进行监测。结果表明:燕尾形CMC榫头在单轴静态拉伸下保持完好接触,其静态拉伸强度与破坏模式对其内部质量(尤其是分层缺陷)非常敏感。试件不含分层缺陷时,损伤起始于榫头颈部,并迅速扩展,损伤起始载荷与最大破坏载荷接近,断口呈横向锯齿状;试件内部含分层缺陷时,损伤起始于缺陷,分层逐渐扩展并导致试件断裂,损伤起始载荷下降99.05%,最大破坏载荷下降14.29%,断口位置与分层缺陷一致。