关键词： 航空航天   Al   O   纤维   陶瓷基复合材料   制备技术   无损检测  

摘要： 在航空航天领域，随着高超声速飞行器对长时高温高速及可重复再入使用性能需求的增长，热结构材料的重要性愈发凸显。连续Al2O3纤维增强陶瓷基复合材料凭借其出色的高温力学性能、抗氧化特性以及在恶劣环境下的高稳定性，逐渐成为航空航天高温结构材料研发的重点方向之一。本文全面综述了连续Al2O3纤维增强陶瓷基复合材料的制备技术及发展趋势，在原材料方面详细探讨了Al2O3纤维、界面材料和基体材料的选择要点，并深入研究了复合材料工艺优化策略，系统总结了涂层对复合材料力学性能和高温稳定性的影响规律，最后指出了射线检测、太赫兹检测和声发射检测等无损检测技术在复合材料质量控制中的应用发展。通过分析国内外研究现状，明确了当前所面临的技术壁垒和技术封锁，并展望了未来连续Al2O3纤维增强陶瓷基复合材料可能的发展方向，旨在为推动该复合材料的国产化和工业化进程提供有力参考。

关键词： 碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料   激光表面加工   旋转式光束耦合   表面质量  

摘要： 为提高碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-Si Cf/SiC）的加工表面质量并克服其各向异性特性导致的激光抛光不均匀性问题，以光热效应为主的纳秒激光表面加工在提高表面质量的同时极大的提高加工效率，本文系统探究了旋转式多光束耦合纳秒激光表面加工工艺参数的优化规律。通过单因素实验方法，重点分析了单脉冲能量、重复频率、扫描次数、光斑重叠率（扫描间距与扫描速度）、离焦量及分光元件转速对表面粗糙度（Ra）和体积材料去除率（MRR）的影响。结合扫描电子显微镜形貌观察与激光共聚焦粗糙度测试，揭示了激光能量密度、热积累效应及动态匀化作用对材料去除机制及表面演化的影响机理。实验结果表明：当单脉冲能量为40μJ时，表面粗糙度由初始4.778μm降至3.11μm（降幅34.9%），纤维与基体实现同步去除；重复频率200 kHz时，脉冲间隔与材料热弛豫时间匹配，显著减少热损伤；光斑重叠率优化（Y/X方向分别为80%和60%）结合离焦量-0.5 mm的动态调控，表面粗糙度进一步降至2.25μm；分光元件转速4000 rpm时，多光束能量分布均匀性最佳，界面脱粘率降低，熔融球体减少。本研究提出的参数优化策略为各向异性复合材料的精密高效加工提供了理论依据与工艺指导。

关键词： 陶瓷基复合材料   正交各向异性   本构理论   损伤演化   层合板理论  

摘要： 复杂应力本构关系模型是结构设计与性能评估的理论基础。本文针对易损-非线性陶瓷基复合材料（CMC）层合板在组合加载下的变形响应，在正交各向异性单层材料主方向损伤演化特性和应力-应变行为表征的基础上，给出了不同角度单层非材料主方向的损伤柔度矩阵和损伤刚度矩阵的数学表达；进一步考虑损伤层合板的非线性变形响应特性，将其中面应变和曲率划分为弹性部分和非弹性部分，对经典层合板理论进行拓展与改进，分别描述了层合板的弹性变形和非弹性变形，并最终给出了非线性CMC层合板的广义内力-变形物理方程，从而丰富和发展了非线性复合材料的表征理论，为复杂外载下CMC层合板变形行为的分析预测提供了新的模型和方法。作为特例，给出了正交对称CMC层合板的应变-内力关系的具体表达式，并采用2D-C/SiC复合材料层合板，模拟计算了轴向和偏轴拉伸载荷下材料的应力-应变行为，验证了本构模型的合理性和适用性。

关键词： 硼化锆陶瓷   梯度   超高温   防/隔热  

摘要： 随着航空航天技术的发展和飞行器飞行速度的提高，要求飞行器材料的耐温性越来越高，对超高温材料提出了迫切需求，为了使超高温材料另一端可与其他器件连接，采用凝胶注模成型和放电等离子烧结（SparkPlasmaSintering,SPS）工艺相结合制备梯度硼化锆陶瓷基复合材料，通过耐超高温ZrB2材料的梯度变化，逐渐过渡到导热系数低的ZrO2材料，实现复合材料高温下防/隔热的双重目的。重点研究烧结温度及梯度结构设计对复合材料性能的影响。研究结果表明，梯度硼化锆复合材料最佳烧结温度为1900℃，在总厚度不变的情况下，梯度陶瓷材料的力学性能随着层数的增大而增大，5 mm厚复合材料中11层梯度的结构设计材料室温抗弯强度高达622 MPa，断裂韧性高达6.8 MPa·m1/2。

关键词： 碳纤维增强陶瓷基复合材料(CfRC)   建筑结构   加固   力学性能   施工工艺   优化  

摘要： 本文针对碳纤维增强陶瓷基复合材料(CfRC)在建筑结构加固中的应用进行了研究。通过材料制备、力学性能测试、界面特性分析及加固工艺探讨,发现CfRC具有优异的力学性能和界面结合状态,能有效提升建筑结构的承载能力、抗震性能和裂缝控制效果。研究结果表明,CfRC作为一种新型高性能材料,在建筑结构加固领域具有广阔的应用前景,为我国建筑结构加固技术的发展提供了理论支持和实践参考。

关键词： 陶瓷基复合材料   薄壁结构   有限元法   热声载荷   Von Mises应力   航空发动机  

摘要： 为有效解决航空发动机薄壁结构热声疲劳强度破坏导致的发动机运行异常难题,采用有限元分析法建立板状结构计算模型,并结合高温行波管试验器上薄壁结构板状试验件的约束条件对该模型施加约束载荷。计算结构危险位置单元在基频处的Von Mises应力以及应变片位置单元的应变值,并与已有试验结果进行对比,验证了动力学模型和计算方法的正确性。以陶瓷基复合材料(CMCs)薄壁结构为研究对象,构建结构动力学响应计算模型,结合结构热模态理论计算结构的模态阵型与频率,完成稳态的温度载荷和有限带宽高斯白噪声的加载。计算热载荷与声载荷联合作用下的结构动力学响应,分析不同声压级和不同温度等因素对板状结构应力/应变响应的影响规律。结果表明:在温度为900℃、声压级为157 dB时,板状结构分别在扩散场加载和行波场90°加载时的Von Mises应力最大;在温度为1500℃、声压级为157 dB时,板状结构在扩散场和行波场90°时的应变最大。

关键词： 碳纤维   陶瓷基复合材料   航天飞行器   热结构  

摘要： 碳纤维增强陶瓷基热结构复合材料具有低密度、耐高温、抗氧化烧蚀等特点,在极端气动加热环境下可兼具防热与承载功能,因此在航天飞行器热防护系统中具有巨大的应用潜力。经过近几十年的发展,陶瓷基热结构复合材料针对不同的使用环境发展出了多种材料体系和制备工艺,有效支撑了相关领域的快速发展。从新工艺、新材料两个角度对近年来的研究进展进行了综述,旨在为进一步推动该复合材料的发展提供参考。

关键词： 可重复使用高超声速飞行器   陶瓷基复合材料   能量释放率   大温度梯度   高温瞬态效应  

摘要： 新一代空天往返飞行器在全寿命周期内经历多次飞行-再入过程,在此过程中经受严苛的气动热/力/振动等多物理耦合载荷作用,在此类极端瞬态热力耦合载荷作用下纤维增强陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)热结构的力学行为及损伤失效机制亟需明晰.本文从多物理场耦合视角揭示了CMC热结构在循环服役环境中的损伤演化机理,辨识出瞬态热机械载荷是材料结构在重复使用条件下性能退化的主控因素之一,构建了一套完整的高温瞬态大温度温度梯度下热机械诱导裂纹的预测与分析框架.通过建立热传导-力学响应耦合模型,实现了材料内部温度场、应力场及裂纹能量释放率(ERR)时空演化的定量表征.研究表明,瞬态热载荷导致的非均匀温度梯度是诱发亚表层应力状态反转(拉压转换)的核心诱因,其与材料微结构相互作用使得最大ERR出现于迎风面侧的亚表面区域,且弯曲约束条件可使ERR峰值提升至无约束工况的2倍.基于参数化分析,提出了以低ERR为指标的可重复设计准则,明确了梯度模量化、高导热、低热膨胀和薄壁化为CMC热结构的优化方向.通过自主搭建的1500°C/1.5 kN级力热联合试验平台,验证了C/SiC机翼前缘热结构在10次以上的循环加载后仍保持结构完整性,无损检测未发现界面脱黏或基体裂纹.本研究为可重复使用CMC热结构的材料/结构协同优化设计和损伤容限设计提供了理论-实验协同的创新方法论,对突破高超声速飞行器热防护系统设计瓶颈具有重要工程意义.

关键词： 陶瓷基复合材料   激光加工   锥孔   加工质量   创成机制  

摘要： 陶瓷基复合材料因其优异的机械性能和耐高温特性成为航空发动机热端构件的优选材料,由于其高硬度、高脆性、低导电性的材料特点,导致小孔径、大深径比、变截面结构的锥形气膜冷却孔加工成为难题,飞秒激光加工是解决该难题的有效方法.基于锥孔结构,设计了正螺旋轨迹和负螺旋轨迹,并采用倾斜激光束的两步旋切加工方法实现了SiCf/SiC复合材料上正锥孔和负锥孔的高质量加工.加工后锥孔出入口尺寸误差≤10 μm,锥度误差≤0.1°;入口边缘覆盖有少量沉积物,出口无沉积物,边缘锋利;正锥孔和负锥孔孔壁形貌均匀,可以观察到被平整去除的纤维和基体结构,孔壁粗糙度Sa分别为1.8 μm和2.5 μm左右.对锥孔的形成过程进行了研究,分析了孔底形貌、出入口尺寸的演变过程,阐明了锥孔的孔轮廓创成机制,为SiCf/SiC复合材料热端部件锥孔的高质量加工提供了工艺基础及质量评价参考.

关键词： 陶瓷基复合材料   涡轮外环   SiC/SiC   BN界面相   热冲击  

摘要： 涡轮外环是航空发动机典型热端静止件，是陶瓷基复合材料（Ceramic-matrix composites， CMCs）最先实现工程应用的热端部件。针对SiC/SiC涡轮外环纤维预制体设计、氮化硼界面相与SiC基体沉积方法、气膜孔精密加工以及燃气环境热冲击实验方法等开展研究，采用二维纤维预制体及针刺工艺制备SiC涡轮外环纤维预制体，在纤维预制体表面采用化学气相沉积（Chemical Vapor Infiltration， CVI）工艺沉积氮化硼界面相，采用CVI工艺沉积SiC基体，通过激光微加工技术加工SiC/SiC涡轮外环的气膜孔和表面方槽，加工成型后，分别在1350、1400和1450 ℃开展高温燃气环境热冲击实验，在实验过程中，采用红外热像仪监测SiC/SiC涡轮外环表面温度，获得温度-时间变化曲线，分析了升温、保温、降温阶段的温度变化率及温度变化导致的损伤模式，试验后对SiC/SiC涡轮外环表面进行扫描电镜细观损伤观察，采用X射线断层扫描（X-ray computed tomography， XCT）对其内部损伤进行分析，揭示其在不同温度热冲击环境下的细观损伤机制。