关键词： 中间相沥青基碳纤维   陶瓷基复合材料   热导率   微观结构  

摘要： 为了满足航空航天飞行器热结构部件对材料的耐温需求,需要提高陶瓷基复合材料的导热性能。传统聚丙烯腈基碳纤维增强C/SiC-ZrC陶瓷基复合材料在室温至1600℃范围内的热导率仅为8~18 W/(m·K)。采用高导热中间相沥青基碳纤维作为增强体和导热通道,制备出热疏导C/SiC-ZrC陶瓷基复合材料。该复合材料在宽温域范围内具有显著的高导热特性,当纤维体积分数约为60%时,沥青基碳纤维增强陶瓷基复合材料的室温热导率达到717 W/(m·K),随着温度升高,热导率逐渐降低,在1600℃时降低至140.1 W/(m·K),这种变化趋势主要是由于沥青基碳纤维在高温下声子热传导减弱导致的。

关键词： 碳化硅   纤维   碳化硅纤维增韧碳化硅复合材料   界面层   连接  

摘要： 碳化硅纤维增韧碳化硅(SiC_(f)/SiC)复合材料具有优异的力学性能,以及耐高温、耐氧化、耐腐蚀、抗辐照和抗蠕变等一系列优点,在核能、航空航天、深海探测、轨道交通等诸多领域有着广阔的应用前景。从结构组成来看,SiC_(f)/SiC复合材料主要由三大结构单元组成:纤维、基体、界面相。高强度、近化学计量比、低氧含量碳化硅纤维的研制,是获得耐高温、耐氧化、抗辐照的碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的关键。裂解碳/碳化硅多层复合界面相在航空航天领域具有较好的应用前景,新型的RE_(3)Si_(2)C_(2)涂层在耐高温氧化方面具有潜在的优势,而三元层状过渡金属碳化物界面层则可能是未来制备核用SiC_(f)/SiC复合材料的候选方案之一。而SiC_(f)/SiC复合材料的制备工艺各具优劣,针对不同的应用环境,可选择不同的制备工艺,多种制备工艺联用在制备高致密高热导力学性能优异的复合材料方面具有显著优势。此外,由于SiC_(f)/SiC复合材料难以一次成型制备出复杂形状的大尺寸构件,因此,SiC_(f)/SiC复合材料的可靠连接技术也是其走向应用必须解决的关键问题之一。针对SiC_(f)/SiC复合材料的研究热点问题,概述了目前国内外关于SiC_(f)、界面相、复合材料的制备方法以及连接技术等研究进展,以期为同行研究者与工程技术人员提供参考。

关键词： SiC/SiC复合材料   陶瓷基复合材料   疲劳   蠕变  

摘要： 随着航空航天领域对长时抗氧化及可重复使用高温材料提出日益迫切的需求,SiC/SiC复合材料正成为当前的研究热点。总结了近年来SiC/SiC复合材料疲劳及蠕变性能方面的研究进展,综合分析了温度、载荷、频率及燃气环境对疲劳性能的影响,以及纤维类型、温度与载荷、频率和基体类型等对蠕变性能的影响。

关键词： 陶瓷基复合材料   碳化硅纤维束   宏观各向异性模量   自然孔隙   数字化建模  

摘要： 围绕陶瓷基复合材料连续增韧相各向异性难以快速建模和宏观模量精准预测困难的问题,本工作结合水平集法和有限元法建立了陶瓷基复合材料复杂微结构数字化自动建模方法及预制体不同区域材料各向异性赋值策略。同时,以二维SiC编织布增韧陶瓷基复合材料(SiC_(f)/SiC)为例,采用细观力学均匀化方法和自编程序实现了兼顾自然孔隙影响的连续纤维增韧陶瓷基复合材料宏观各向异性模量跨尺度准确计算。与已有文献中的SiC_(f)/SiC性能实验数据对比,验证了本工作中建模方法和模量计算算法的有效性。此外,本工作还探究了SiC_(f)/SiC自然孔隙形状及纤维束波纹度比对材料宏观性能的影响机制。

关键词： 机载武器   热固性复合材料   热塑性复合材料   陶瓷基复合材料  

摘要： 材料技术是武器装备更新换代的物质基础,先进复合材料具有轻质、高强、可设计、耐腐蚀、耐高温等优点,将其应用于机载武器的结构中可获得优异的减重效果。本文根据机载武器的服役要求,综述了航空航天用热固性复合材料、热塑性复合材料和陶瓷基复合材料的研究进展及应用现状,并对其在机载武器上的应用前景进行了展望。

关键词： 热暴露   氧化铝   陶瓷基复合材料   拉伸强度  

摘要： 研究1000~1200℃高温热暴露对多孔基体Al_(2)O_(3)/Al_(2)O_(3)陶瓷基复合材料性能的影响,结果表明:1000℃热暴露100 h对复合材料拉伸强度无影响,1100℃热暴露100 h后拉伸强度略有降低,1200℃热暴露100 h后拉伸强度明显降低。进一步研究1200℃不同热暴露时长对Al_(2)O_(3)/Al_(2)O_(3)复合材料、氧化铝纤维及氧化铝基体性能的影响,并采用光学显微镜、SEM对试样的微观形貌进行表征。结果表明:1200℃热暴露100 h对氧化铝纤维的性能影响较小,但对氧化铝基体的影响较大,1200℃热暴露仅10 h后,氧化铝基体的孔隙率明显降低,密度明显增加;从基体断口的SEM形貌可以看出,随着1200℃热暴露时间的增加,氧化铝基体中的晶粒尺寸逐渐增大,基体发生进一步的烧结,相应地,从Al_(2)O_(3)/Al_(2)O_(3)复合材料的断口形貌可以看出,纤维拔出长度及数量也明显减少;高温热暴露后复合材料性能的降低主要缘于材料中氧化铝基体的进一步烧结,多孔基体的致密化降低了其对复合材料的增韧效果。

关键词： 陶瓷基复合材料   Cf/SiC   SiCf/SiC   超高温   氧化烧蚀  

摘要： 连续纤维增强陶瓷基复合材料作为新型轻质结构材料受到各国高度关注。该材料在保持陶瓷材料的耐高温、抗腐蚀等优点的同时,克服了陶瓷材料的脆性,具有高的应用可靠性,成为目前最具潜力的高温热结构材料之一。近40多年,欧美等发达国家对陶瓷基复合材料开展了广泛的研究,已在航空航天、新能源等领域实现了工程应用或工程验证。针对不同服役环境,综述了不同类型陶瓷基复合材料研究及应用进展,并结合本团队的研究工作对陶瓷基复合材料的研究趋势进行了总结和展望,旨在为进一步推动陶瓷基复合材料的研究和发展提供参考。

关键词： SiC/SiC   涡轮叶盘   蛛网仿形(SWS)   环境障碍涂层(EBCs)   超转试验   台架试验   燃气涡轮发动机  

摘要： 涡轮转子是燃气涡轮发动机的核心部件。针对SiC/SiC涡轮叶盘设计、制备与考核验证开展研究,采用蛛网仿形(SWS)SiC纤维预制体作为涡轮叶盘的增强体,预制体表面分别沉积BN界面相与SiC基体,通“在线加工”方式对SiC/SiC涡轮叶盘分别进行粗加工和精加工,采用大气等离子喷涂方法制备环境障碍涂层,形成满足设计要求的涡轮叶盘。采用CT对SiC/SiC涡轮叶盘进行无损检测,表征叶盘内部缺陷分布。针对制备的SiC/SiC涡轮叶盘开展性能评价、超转试验、台架试验等考核验证,研究表明:SiC/SiC涡轮叶盘最大破坏强度达到300 MPa;在室温超转试验中,当转速达到n=104 166 r/min时,叶片发生断裂,当转速达到n=108 072 r/min时,轮体发生破裂;在发动机台架试验中,累积完成了N=994次最高转速n^(max)=60 000 r/min的循环载荷及N=100次最高转速n_(max)=70 000 r/min的循环载荷试车考核。2022年1月1日,SiC/SiC涡轮叶盘在株洲成功完成了首次飞行试验验证,这也是国内陶瓷基复合材料转子首次配装平台的空中飞行试验,验证了SiC/SiC涡轮转子在航空发动机上应用的可行性。

关键词： SiC_(f)/SiC复合材料   陶瓷基复合材料   超声辅助磨削   表面粗糙度   材料去除机理  

摘要： 连续碳化硅纤维增强碳化硅基复合材料(SiC_(f)/SiC)具有密度低、模量高、强度高、耐高温和抗氧化等优点,在航空航天领域具有广阔的应用前景。针对SiC_(f)/SiC复合材料加工过程中易产生纤维断裂、翘曲和拔出等问题,采用电镀金刚石磨头对SiC_(f)/SiC复合材料进行超声辅助磨削试验研究,测量并对比超声辅助磨削与普通磨削在不同磨削参数下磨削力和磨削力比的变化,观察加工表面质量。结果表明:超声辅助磨削能显著降低SiC_(f)/SiC的磨削力比并提升表面质量,但当磨削速度不断增加时,超声辅助加工的效果减弱并趋于普通磨削。

关键词： 陶瓷基复合材料   涡轮叶片   气动设计   结构设计   变形及强度分析  

摘要： 为了推动先进航空发动机陶瓷基复合材料(CMCs)涡轮叶片设计技术进步,以典型涡扇发动机基准性能参数为原始数据,按照涡轮叶片正向设计流程,从气动设计,到结构设计,再到变形及强度分析,梳理出以材料强度为约束,发动机推力和耗油率为输入值,涡轮叶片叶身模型为结果的概念设计方法。设计了一种陶瓷基复合材料低压涡轮转子叶片,该叶片实心无冷却,设计工况下的气动性能、强度和振动特性仿真结果满足设计要求。安全储备系数可达1.8,涡轮盘外载预估减少50%,验证了陶瓷基复合材料用于先进航空发动机热端部件的可行性。涡轮效率提高0.98%~1.17%表明陶瓷基复合材料具有提升先进航空发动机热端部件性能的潜力。