关键词： C/SiC   纵扭超声磨削   磨削机理   形貌仿真   工艺参数优化  

摘要： 陶瓷基复合材料既具有陶瓷材料的高硬度、高耐磨性等优点,又拥有增韧相带来的适度韧性与高损伤容限,故在航空航天等领域应用广泛,但其复杂的结构和硬脆特性也使其在传统加工中容易产生缺陷与损伤。超声辅助磨削工艺有助于提高陶瓷基复合材料的加工表面质量、保证其加工效率。然而,针对陶瓷基复合材料超声辅助磨削工艺的磨削机理及工艺特性尚未明晰。因此,本文针对纵扭复合超声辅助磨削C/SiC复合材料的磨削机理展开研究,建立了超声辅助磨削力学模型,揭示了C/SiC纤维复合结构的超声辅助磨削失效机理及表面创成机制,获得了磨削工艺规律并进行了工艺参数优化。本文的主要研究内容如下: （1）对纵扭复合振动进行解耦分析,计算了单个振动周期内的有效切削时间;再基于运动学特性,联合冲量定理与材料去除体积相等原则,建立了纵扭复合振动的磨削力学模型。通过L32（4～9）的正交试验组完成了模型验证,结果显示模型的最大误差约为18%。 （2）针对C/SiC材料纤维复合结构的多组分特性,分析了复合结构中包括纤维束在内各组分在磨削过程中的失效形式,建立了纤维断裂、界面脱粘、基体破碎等不同失效模式的发生条件,并量化了损伤程度,进一步考虑纵扭超声振动特性对磨削失效机理的影响,结合磨削过程的受力分析,建立了C/SiC材料的失效模型。 （3）通过测算C/SiC材料层内、层间表面的组分构成规律,建立了各组分空间结构分布的几何模型,结合突出磨粒形位统计分析结果,建立了磨粒有效切削轮廓的数学模型,再依照不同组分的磨削失效模式,分析了加工表面创成机制。基于MATLAB开发了表面形貌重构算法,实现了加工表面形貌的表征与评价,并通过试验对仿真结果进行了验证,结果显示Sa、Sq的平均误差分别为11.05%、10.67%。 （4）设计并进行了针对不同因素的磨削试验,基于试验结果总结了材料磨削规律,进而以三维粗糙度Sa与材料去除率MRRM作为评价目标,应用灰色-田口法进行了工艺参数优化,获得了纵扭超声辅助磨削的优化工艺参数并进行了试验验证,结果显示在优化的工艺参数下加工表面质量提高了46.23%。

关键词： 三维石墨烯   3D打印   化学气相渗透   陶瓷基复合材料   电磁吸波  

摘要： 随着电子技术的迅速发展,电磁波（Electromagnetic Waves,EMWs）在通信、遥感、雷达等领域得到了广泛的应用。但由于电磁波通讯所产生的电磁辐射会造成信息泄露和电磁干扰等问题,因此需要发展具有宽频带、高吸收、低密度、薄厚度和高稳定性的电磁波吸收材料,以减少电磁波的泄露与消除电磁辐射的危害。三维石墨烯具有低密度、高导电率、大比表面积和介电性能可调等诸多优异性能,在电磁吸波领域具有巨大的应用潜力。三维石墨烯的互连网络结构可对电磁波进行多重散射,延长电磁波在材料内部的传输路径,进而基于电导损耗衰减入射电磁波。然而,三维石墨烯的高介电常数会使材料产生趋肤效应,导致电磁波直接发生表面反射,难以进入材料内部发生损耗。因此,针对上述问题,本论文以三维石墨烯/碳化硅复合吸波材料为研究对象,针对三维石墨烯介电常数过高、阻抗匹配度低、电磁波损耗机制单一等问题,开展了兼具轻量化、高阻抗匹配及高电磁损耗能力的三维石墨烯/碳化硅吸波复合材料研究。通过在三维石墨烯中原位引入具有低介电常数的氮化硼（Boron Nitride,BN）界面和碳化硅（Silicon Carbide,SiC）界面,以实现材料阻抗匹配度与电磁波衰减能力的协同优化。本论文以氧化石墨烯（Graphene Oxide,GO）纳米片与六水合三氯化铁（Fe Cl3·6H2O）为原料,基于GO片层之间的π-π相互作用与Fe3+离子对GO片层的配位作用,成功制备得到具有优异流变性能的GO水凝胶。利用3D打印技术的宏观结构可设计性,对三维结构的尺寸进行精确设计。结合冷冻自组装技术,对三维石墨烯的密度、孔隙率及比表面积实现定向设计,进而实现三维石墨烯宏观/微观结构优化设计与调控。制备得到的三维石墨烯具有多孔互连网络结构,其孔隙率高达96.5%,比表面积高达277.2 m2/g。为了实现对材料介电性能的调控,利用化学气相渗透技术（Chemical Vapor Infiltration,CVI）在三维石墨烯中原位引入BN界面与SiC界面,进而构建多重界面结构,实现材料阻抗匹配度及电磁损耗能力的协同优化。具有低介电常数的BN界面相原位生长于石墨烯片层上,通过调控界面相的厚度及包覆状态,可对具有高电导率的三维石墨烯实现介电性能衰减,进而精确调控材料的介电性能并实现阻抗匹配;层状SiC与石墨烯片层、BN界面形成多重界面结构,引入界面极化、偶极子极化等介电损耗机制;石墨烯表面附着的Fe3+离子经热还原反应与固相反应,原位生成了具有弱铁磁性的Fe Si相,从而引入磁损耗机制增强材料对电磁波的损耗能力。因此,基于三维石墨烯多孔结构与多重界面结构的构筑,可实现对材料阻抗匹配度及电磁波损耗性能的协同优化,最终赋予材料优异的吸波性能。本论文所制备三维石墨烯/碳化硅复合材料在2～18 GHz频率范围内表现出优异的宽频吸波特性,当材料厚度为4.0 mm时,其最大有效吸收带宽（Effective Absorbing Bandwidth,EAB）可达12.04 GHz（5.96～18.00 GHz）,最小反射损耗(Minimum Reflection Loss,RLmin)可达-29.4 d B。本论文借助3D打印、冷冻自组装与CVI技术制备了三维石墨烯/碳化硅复合吸波材料,其具有宏观/微观结构可控、阻抗匹配度高、电磁波损耗性能强等优异性能,从而为三维碳基纳米材料宏观/微观结构调控及电磁吸波性能优化设计提供了科学依据与技术支持。

关键词： SiO2陶瓷   透波材料   介电特性   圆柱谐振腔   力学性能  

摘要： SiO2陶瓷基复合材料具有优异的介电特性、抗热震性和耐高温烧蚀性能,作为透波材料广泛应用于航空飞行器的天线罩或天线窗,但是随着飞行器马赫数的增加,对天线罩材料的力学性能提出更高要求,提升SiO2陶瓷基复合材料的力学性能成为该领域的迫切需求。因此开发新的纤维增强SiO2陶瓷复合材料具有重要意义。本文研究了烧蚀后Al2O3纤维增强SiO2陶瓷复合材料（Al2O3/SiO2）和SiO2纤维增强SiO2陶瓷复合材料的微成分、微结构、热学、力学和介电性能,通过力学性能和介电性能的理论建模和实验分析,提出了一种力学性能增强的Al2O3/SiO2透波复合材料的设计方案。为了揭示Al2O3纤维和SiO2纤维对SiO2陶瓷复合材料的热学和力学性能的影响作用,开展了两种纤维增强SiO2陶瓷复合材料的对比研究。室温～800℃范围内,SiO2纤维增强SiO2陶瓷复合材料的热膨胀系数小于1×10-6/K,Al2O3纤维增强SiO2陶瓷复合材料的热膨胀系数较高,仍然小于3×10-6/K,符合实际应用要求。由于Al2O3纤维的模量高,Al2O3纤维增强SiO2陶瓷复合材料的力学性能显著高于SiO2纤维增强SiO2陶瓷复合材料,其压缩性能和弯曲性能分别高达63.2 MPa和95.6 MPa。根据Al2O3/SiO2复合材料物态表征和CT分析结果,开展了Al2O3纤维复合材料的孔隙对力学性能影响的仿真分析,获得了拉伸强度20～35 MPa范围试样力学失效临界孔隙率和孔尺寸。建立了力学失效理论关系模型,提出了与孔隙尺寸相关的指数因子n,孔隙尺寸越大,n值越小,拉伸强度随着孔隙率的增加下降越快。通过理论计算和仿真分析,确认了Al2O3/SiO2复合材料的高温稳定性,不会因两种成分热膨胀差异导致裂纹产生。利用Al2O3纤维和SiO2基体的模量开展了仿真计算,获得了Al2O3纤维含量对力学性能的影响规律。聚焦天线罩材料的透波性能,开展了SiO2陶瓷基复合材料介电特性研究。通过探索分析圆柱形谐振腔耦合孔和样品介电常数、尺寸对谐振模式的扰动影响,提出了一种能够准确检测烧蚀后小尺寸透波试样的介电性能的新方法。基于该方法测试分析了不同烧蚀温度下SiO2陶瓷复合材料的介电常数和损耗角正切,获得了SiO2陶瓷复合材料在不同温区烧蚀后的介电性能变化规律。开展了不同Al2O3纤维体积分数与介电性能关系研究,提出了Al2O3/SiO2复合材料作为透波材料的纤维占比范围。研究结果为承载-透波一体化材料设计提供理论基础。

关键词： 三维缝合C/C-SiC复合材料   力学性能   断口形貌   损伤演化   孔隙率  

摘要： C/C-SiC陶瓷基复合材料因其质轻、高比强、高比模、高热导率和高摩擦磨损性能等特点,被广泛用于航天飞行器鼻锥、卫星反射镜基座和高性能刹车等领域。然而由于应用环境的复杂性、恶劣性与重要性,对陶瓷基复合材料在服役周期内的安全性和可靠性具有十分严格的要求。传统的二维层合复合材料层间性能弱,易分层,严重阻碍了其在这些场合中的应用。本课题据此背景,采用CVI(化学气相沉积)+GSI(气相渗硅)法制备了三维缝合C/C-SiC复合材料和二维层合C/C-SiC复合材料,研究了复合材料的三点弯曲、剪切和拉伸性能,结合高速摄相机、超景深显微镜和扫描电子显微镜,从宏观和微观角度讨论了其破坏失效机理,并结合有限元分析的方法模拟了孔隙缺陷对复合材料单轴拉伸性能的影响及损伤演化机理。 本课题开展了三维缝合C/C-SiC复合材料和二维层合C/C-SiC复合材料的三点弯曲、短梁剪切以及单轴拉伸试验,获得了材料弯曲强度、剪切强度、抗拉强度、弹性模量等关键力学性能数据,较为全面的分析了材料在不同载荷下的宏观断口形貌和纤维微观损伤特征,进一步揭示了材料的断裂失效机理。研究结果表明,在弯曲载荷下,材料呈现出拉伸侧分层、压缩、侧剪切等多种失效模式的耦合破坏特征,三维缝合C/CSiC复合材料的弯曲强度和弯曲模量相比于二维层合C/C-SiC复合材料都有所降低;层间剪切应力作用下,材料的破坏模式主要是分层破坏,三维缝合复合材料的剪切强度和剪切模量相比于二维层合复合材料分别提高了30.6%和13.6%;轴向拉伸应力作用下,材料的破坏模式为拉伸破坏和分层破坏,三维缝合复合材料的拉强度为285.7 MPa,比二维层合复合材料增加了6.5%;仿真模拟结果表明,拉伸强度随着孔隙率的增加而减小,孔隙缺陷为15%的有限元模型与实验孔隙率为15%的复合材料应力应变曲线吻合良好,说明该模型可以准确的预测该类型复合材料的力学性能和损伤破坏行为。 本课题对三维缝合C/C-SiC陶瓷基复合材料的基础力学性能进行了系统研究,得出三维缝合C/C-SiC陶瓷基复合材料在不同载荷破坏下的失效机理与损伤模式,为其在不同场合下的应用提供了理论参考,这对该类复合材料的发展具有重要意义。

关键词： 碳纤维   碳化硅   碳纤维增强陶瓷基复合材料   混合工艺   热防护   刹车材料  

摘要： 碳纤维增强碳化硅(C/SiC)陶瓷基复合材料具有低密度、高强度、耐高温、耐磨等综合性能，已成为重要的热结构材料体系之一，目前已成功应用于航空发动机热结构部件、飞行器热防护系统、制动系统以及核结构部件等。本文主要综述了C/SiC陶瓷基复合材料在制备方法和应用领域的研究进展，介绍了一系列具有代表性的C/SiC复合材料的制备方法，重点关注多种制备方法相结合的混合工艺，概述了C/SiC复合材料在航空航天热结构和热防护、刹车材料、空间相机结构等领域的应用，展望了更优异的混合制备工艺以及针对不同应用要求的复合材料新体系，以便为今后C/SiC陶瓷基复合材料的进一步研究提供参考。

关键词： 陶瓷基复合材料   多尺度方法   复合材料连接件   混合连接   失效模拟  

摘要： 新一代高速飞行器普遍采用防热/承载一体化的热结构设计方案,以C/Si C为代表的陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,CMC)具有优异的力学和耐高温性能,是热结构的主要方案。陶瓷基复合材料连接件是大型复合材料结构中的薄弱环节,其失效损伤具有多尺度特性,因此亟需基于多尺度方法开展针对陶瓷基复合材料连接件的失效特性研究,本文主要工作如下: 首先,基于多尺度分析方法,开展复合材料宏细观耦合模型的参数化建模方法研究。首先,基于细观纱线的横截面轮廓参数和纱线的路径参数,对细观代表性单胞(Representative Unit Cell,RUC)模型进行参数化建模。然后,基于连续梯度材料参数方法,解决直接耦合界面应力不连续和应力集中的问题。最后,基于宏细观耦合模型方法,修正细观RUC建模方法,使网格模型兼容通孔的曲面特征和纱线的扫掠特性。同时开展复合材料单层开孔板宏细观耦合模型的单轴拉伸模拟,对比理想型RUC和体素型RUC建模方法。结果表明:基于理想型RUC的建模方法应力结果更优,基于体素型RUC的建模方法更节约计算资源。 其次,开展典型复合材料螺栓连接件的失效分析。基于内聚力本构对粘接连接的退化与失效进行建模,模拟混合连接失效过程。然后,开展典型复合材料螺栓连接件热振实验,基于等效螺栓模型的特征值表征连接件的夹紧力。结果表明:混合连接的失效形式是按粘接失效、机械连接承载增大、机械连接失效的顺序进行的,并且由于机械连接的抗剪抗扭性能差,实际在粘接失效后,机械连接几乎同时失效,混合连接的连接性能依赖于粘接连接的性能。 最后,基于局部自适应代理模型方法建立不确定材料参数与结构响应的关系,提出一种基于小样本试验的陶瓷基复合材料结构的可靠性评估方法,针对复合材料复杂连接件-翼盒结构开展数值分析和小样本实验验证:建立翼盒结构不确定性材料参数与应力响应的响应面代理模型和Weibull强度分布模型,开展翼盒结构的准静态拉伸实验,评估翼盒结构的可靠性。结果表明:翼盒结构失效形式为上端拐角处基体剪切断裂与纤维拔出,剪切模量对失效位置应力响应影响最大。

关键词： CFCC   代表性体积单元   疲劳寿命曲线   应力疲劳  

摘要： 连续纤维增强陶瓷基复合材料（CFCC）因其轻质、耐高温和高损伤容限的优点而成为下一代航空发动机的重要热结构材料。与高温合金相比,CFCC具有更好的耐高温和抗疲劳性能,且可以充分发挥复合材料的可设计性,针对结构载荷响应进行复合材料优化设计。然而,现阶段对CFCC的疲劳失效机理还缺乏成熟的理论模型,传统基于实验数据的疲劳分析方法难以联系CFCC独特的疲劳失效模式,且实验周期较长、成本高昂,因此对细观结构复杂的CFCC难以进行大规模研究。因此,本论文首先利用CFCC的代表性体积单元获得等效弹性模量,然后采用疲劳理论模型对多材料体系、多预制体结构的CFCC疲劳寿命曲线进行拟合分析获得描述典型CFCC疲劳行为的参数,最后在前述工作基础上对CFCC涡轮叶片进行疲劳寿命评估和分析。 本文首先建立细观尺度纤维束模型及介观尺度编织体模型,基于均匀化思想和周期性边界条件计算细观尺度的等效弹性模量,将计算结果作为介观尺度模型的材料输入参数,进而获得了可用于宏观结构计算的等效弹性模量。在细观尺度下,单纤维均匀模型和多纤维随机分布模型的计算结果基本一致,说明纤维随机分布对纤维束等效弹性模量影响较小,符合横观各向同性材料的弹性常数特点。介观尺度下,编织体的拉伸和剪切模量比纤维束模型提高约为3%。在弹性阶段,基体为主要承载相,应力场受纤维分布和边界条件的共同影响,在纤维与基体交界处出现应力集中。 采用疲劳理论模型对CFCC两种材料体系（C_f/SiC和SiC_f/SiC）、三种预制体结构（单向、正交和二维编织）的疲劳寿命曲线进行拟合,拟合曲线较好的体现了实验结果分布。CFCC的疲劳损伤机制主要与界面脱粘和纤维失效有关,由此开展参数化研究,主要实验结果分布在界面剪应力（±20%）、纤维强度（±5%）、纤维威布尔模量（±1%）和纤维体积分数（±5%）的上下限包络线内,结合工程实践背景,建立了以损伤参数控制危险估计和保守估计的疲劳寿命曲线拟合方法。 采用等效弹性模量和疲劳理论模型拟合的寿命曲线,分析CFCC涡轮叶片的疲劳寿命。基于应力疲劳模型,首先对标准拉伸试样的疲劳寿命进行评估,疲劳交变应力最大值为255 MPa,疲劳寿命为65次,有限元计算结果与实验值相比基本吻合,验证了方法的有效性。采用流固耦合计算外载荷,发现气动载荷仅为离心载荷的2%,对结构的疲劳失效影响较小。通过施加离心载荷,得到叶片的结构响应,结果显示危险区域主要集中于叶身和叶冠连接处。通过恒定幅值的疲劳加载方式,对叶片的疲劳交变应力和疲劳寿命进行评估,叶片大部分区域的寿命都在疲劳极限10～6以上,仅在叶片端部的应力集中区域疲劳寿命为905次。 综合全文,建立了一种由CFCC材料参数到结构疲劳寿命的数值模拟方法,结合复合材料细观结构、疲劳损伤理论和宏观模型,利用计算机模拟的方式,分析CFCC结构件的疲劳寿命,降低了传统破坏性疲劳实验成本,一定程度上为未来复杂CFCC结构疲劳研究奠定基础。

关键词： 陶瓷基复合材料   整体涡轮叶盘   设计   制备   验证  

摘要： 随着航空发动机技术的飞速发展,对超高温工作环境条件下耐高温材料需求极为迫切。碳化硅纤维增强陶瓷基复合材料(Silicon Carbide Fiber Reinfouced Silicon Carbide Ceramic Matrix Composites,简称SiC/SiC)具有耐高温、低密度特点,采用其替代传统高温合金制备航空发动机涡轮转子构件,可以大幅度提高构件耐温能力和降低构件重量,从而显著提高发动机的推重比和效能。然而将陶瓷基复合材料设计成整体涡轮叶盘时,针对设计最大许用应力、预制体铺排方案及纤维体积分布、陶瓷盘与金属轴如何连接、叶片气动设计、陶瓷基涡轮叶盘防护等问题尚未解决,为此本文以航空发动机整体涡轮叶盘为研究对象,针对陶瓷基复合材料特点系统的开展了仿蛛网结构SiC/SiC整体涡轮叶盘设计、制备、防护及试验验证工作,为SiC/SiC整体涡轮叶盘工程化应用奠定了技术基础。本文主要研究成果如下:(1)采用声发射、CT、激光测振仪等手段,研究了SiC/SiC的强度和疲劳性能,建立了内部损伤与频率衰退之间的关系。研究表明:80%基体开裂应力对应的疲劳寿命比基体开裂应力对应的疲劳寿命高4倍。当基体出现开裂,界面发生脱粘,但纤维未断裂时,固有频率衰退参数约1%;当模量衰退参数为49.8%时,固有频率衰退参数约4%,通过测量SiC/SiC构件的频率变化可有效监测复合材料构件损伤。(2)受自然界蜘蛛网结构整体协同承载和对损伤不敏感特性启发,提出了仿蛛网结构预制体设计思路,建立了整体涡轮叶盘理论优化模型,采用该模型对整体涡轮叶盘预制纤维分布进行了优化设计。研究表明:针对整体涡轮叶盘应力最大的轮心部位进行纤维排布优化设计,当周向和径向模量比为2.7时,轮心处周向应力最小,与各向同性圆盘相比减小60%左右;综合考虑致密化工艺最终确定轮心部位最佳周向纤维体积分数约为30%,最佳的径向纤维体积分数约为15%。(3)研究了整体涡轮叶盘仿蛛网结构预制体编织、界面制备、基体制备和机加技术,探索了高承载能力变周径纤维体积分数预制体成型技术、大厚度整体涡轮叶盘致密化技术、超硬度高精密叶型超声辅助加工技术。针对陶瓷基整体涡轮叶盘防护问题,研究了涂层对陶瓷基复合材料疲劳寿命的影响。研究表明:制备的EBC防护涂层能够将陶瓷基复合材料基体的疲劳寿命提高约6倍,涂层对于提高陶瓷基复合材料构件寿命提升具有显著效果,但由于只有采用了1件试验件,试验结果可能与试验件本身的分散性也有关系。(4)针对陶瓷盘与金属轴之间因热膨胀系数差异而引起的高温下热失配问题,采用了一种径向楔形滑移连接结构,试验结果显示,该连接结构可有效解决整体涡轮叶盘动平衡及连接问题。针对SiC/SiC整体涡轮叶盘开展了连接功能、盘体强度、叶片强度和整机环境条件下的考核验证。研究表明:盘体破裂转速达150000万r/min,叶片断裂转速达113000万r/min,满足设计要求;SiC/SiC整体涡轮叶盘于2022年1月1日在株洲成功完成了首次飞行试验验证。图179幅,表19,参考文献151篇。