关键词： 气膜孔   陶瓷基复合材料   流/热/固耦合   热冲击   多尺度计算   渐进损伤  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic matrix composite,CMC)具有耐高温、耐腐蚀、密度低、力学性能优异等特点,是新一代航空发动机热端部件的理想材料。美、法等西方国家对CMC在航空发动机热端部件上的应用研究起步较早,已初步实现了CMC在涡轮外环、尾喷管调节片等静子件上的应用,但公开技术资料极为有限。其中,高压涡轮导向叶片是CMC静子件设计的难点,由于其在服役中承受较高的温度载荷,仍需采用气膜冷却等手段进行结构降温。然而,孔边在燃气、冷气共同作用下易产生较高温度梯度,引起应力集中,从而导致结构损伤。与金属气膜孔不同的是,CMC气膜孔呈现较强的细观结构分散性,潜在失效模式复杂,给结构设计及强度分析带来极大挑战。目前,国外已公开的CMC导向叶片研究均未考虑气膜孔的影响,亟需开展CMC叶片气膜孔细观结构表征,并研究其在燃气冲击下的损伤形式。 本文以CMC高压涡轮导向叶片前缘气膜冷却结构为研究对象,设计了含气膜孔CMC板状试验件,开展了热冲击循环试验,获得了含不同孔型的CMC结构瞬态温度场变化规律及表面损伤特征。基于流/热/固耦合原理,开展了含气膜孔CMC结构热冲击失效仿真计算方法研究,实现了直气膜孔和斜气膜孔宏观瞬态温度场、应力场仿真。在此基础上,建立了考虑细观结构分散性的CMC气膜孔细观模性,发展了含气膜孔CMC结构多尺度模拟方法,实现了考虑细观结构影响的CMC气膜孔多尺度损伤计算,阐明了气膜孔细观结构分散性对结构强度的影响规律。

关键词： 陶瓷基复合材料   光束耦合   激光抛光   纳秒激光   飞秒激光  

摘要： 因具有高硬度、抗氧化及耐高温等优良特性,碳化硅纤维强化碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-Si C_f/Si C）是航空航天领域的高性能先进材料和典型的难加工材料。激光加工具有高精度、无接触及材料适应性广等特点,在难加工材料的加工方面具有显著的优越性。本文针对CMC-Si C_f/Si C激光抛光表面不同纤维排布区域的形貌相差较大和光束调制激光加工研究不足等问题,提出CMC-Si C_f/Si C的光束耦合纳秒-飞秒激光分步抛光新工艺,研究CMC-Si C_f/Si C耦合纳秒-飞秒激光分步抛光机理,评价表征激光分步抛光的表面形貌,实现CMC-Si C_f/Si C加工表面质量优化。主要研究内容和结论如下:（1）CMC-Si C_f/Si C双光束耦合激光去除机理和成型特征研究。研究了不同束腰等效直径下CMC-Si C_f/Si C双光束耦合纳秒激光烧蚀工艺,分析了双光束耦合纳秒激光在不同扫描方向上的不同纤维排布区域的刻槽形貌,进行了双光束耦合纳秒激光抛光工艺研究。结果表明:双光束耦合束腰截面光斑为椭圆形,通过改变两个激光束之间的角度来改变双光束耦合激光束腰半径;当双光束耦合角度从37.30°减小到16.61°时,双光束耦合的束腰半径从57μm减小到43μm,CMC-Si C_f/Si C的烧蚀阈值从3.12 J/cm2增加到5.15 J/cm2。（2）多光束耦合激光能量密度分布特点和变角度倾斜烧蚀形貌研究。计算了CMC-Si C_f/Si C的多光束耦合纳秒激光和多光束耦合飞秒激光烧蚀阈值和耦合束腰半径,建立了Zemax光学仿真模型,分析了光束耦合区域和能量密度分布。结果表明:在束腰截面,绿光和红外激光中心单光束的功率密度分布为类W形,且中心能量低于周边能量。（3）CMC-Si C_f/Si C多光束耦合激光抛光表面形貌研究。分别进行了基于控制变量法的CMC-Si C_f/Si C多光束耦合纳秒激光和多光束耦合飞秒激光不同因素水平值组合下的抛光工艺研究。结果表明:当离焦量-0.5 mm、抛光1次、脉冲能量150μJ及重叠率80%时可获得多光束耦合纳秒激光抛光最低表面粗糙度为2.57μm;多光束耦合飞秒激光脉冲对抛光表面造成的二次损伤现象随着倾斜角度的增大而降低。（4）多光束耦合纳秒-飞秒激光分步抛光工艺优化研究。基于正交试验法,分析了CMC-Si C_f/Si C多光束耦合纳秒-飞秒激光分步抛光工艺优化结果和不同因素对表面形貌的影响程度。结果表明:当倾角83°、重叠率97.5%、脉冲能量62.86μJ及离焦量-1 mm时的表面粗糙度为1.08μm,相比于初始表面粗糙度3.93μm的降幅为72.52%;当多光束耦合纳秒激光和多光束耦合飞秒激光的扫描方向平行时,抛光区域表面粗糙度和O元素质量百分比Wt%均较低,且纤维横向和纤维纵向排布区域的表面粗糙度差值较小,为0.10μm。

关键词： TiB2   陶瓷基复合材料   抗腐蚀   熔融铝  

摘要： 由于铝是最活泼的金属元素之一,铝工业生产中熔融态铝与生产设备与模具接触后极易导致熔铝腐蚀,对模具与设备的寿命和产品的质量都带来了影响。因而提高铝工业中模具设备的抗熔铝腐蚀性能有着重要的实际意义。过渡族金属硼化物TiB2有着良好的机械性能与耐腐蚀性能,然而烧结致密化困难是限制其进一步在工业生产中的应用的主要问题。添加烧结助剂或粘结相和改善烧结工艺是改善材料烧结性能的常用手段。高熵合金作为近年来新兴的一类金属材料,在作为TiB2陶瓷基材料的粘结相方面有着引人注目的潜力。 本文以Fe,Co,Cr,Ni,Zr五种金属粉末与TiB2粉末作为原料,通过机械合金化,球磨混合以及快速热压烧结法制备了TiB2-FeCoCrNiZr0.5陶瓷基复合材料,随后用各种材料分析表征手段对其机械性能、物相组成与结构进行了分析表征,并研究了其对700°C熔融态Al的耐腐蚀性能,论文的主要工作与结论如下: （1）研究了高熵合金粘结相含量对TiB2-FeCoCrNiZr0.5陶瓷基复合材料的性能影响。制备了添加不同含量的FeCoCrNiZr0.5高熵合金粘结相的TiB2复合材料,并对其机械性能与抗熔铝腐蚀性能进行了研究。结果表明随着粘结相含量的提高TiB2-FeCoCrNiZr0.5的致密度与硬度提高,三种不同含量材料的抗熔铝腐蚀性能以含10%粘结相的复合材料TiB2-10最佳,腐蚀速率为1.868×10-3 mm/h。 （2）研究了TiB2粉末粒径和烧结温度两项烧结工艺参数对TiB2-FeCoCrNiZr0.5陶瓷基复合材料的性能影响。1450-1600°C温度范围内制备的TiB2复合材料致密度随烧结温度提高而提高。将TiB2粉末粒径从20μm减小至3-5μm后,复合材料的致密度显著提高。在10天的熔铝腐蚀实验中,1500°C,3-5μm TiB2粉末制备的复合材料在腐蚀初期未形成完整腐蚀层,但随腐蚀时间增长出现裂纹,腐蚀速率为1.744×10-3 mm/h,而使用相同粉末粒径,1450°C烧结制备的复合材料则形成完整腐蚀层,腐蚀速率为9.433×10-4 mm/h。 （3）研究了TaN含量对TiB2-TaN-FeCoCrNiZr0.5陶瓷基复合材料的性能影响。在10%粘结相含量的TiB2-FeCoCrNiZr0.5复合材料中添加不同含量的TaN（10%,20%,30%）作为强化相,并对其对复合材料机械性能与抗熔铝腐蚀性能的影响进行研究,材料整体致密度随TaN含量增加出现下降的现象,硬度和断裂韧度相比相同条件制备的TiB2-FeCoCrNiZr0.5复合材料均有明显提升。在熔铝腐蚀实验中,三种添加TaN的复合材料均表现出较好的抗熔铝腐蚀性能,含10%TaN的复合材料TiB2-TaN-10熔铝腐蚀速率最低,为1.703×10-4 mm/h。

关键词： 陶瓷基复合材料   各向异性导热系数   概率性热分析   随机有限元   温度场波动   涡轮叶片  

摘要： 陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composite,CMC）作为提升未来航空发动机高温部件耐温能力的重要解决途径,相关CMC高温部件的热分析及冷却结构设计需求得到越来越多研究工作的关注。然而,CMC材料由于非均质、非均匀的内部结构特征,其热物性参数呈现各向异性及分散性,需要建立适用于CMC材料高温部件的热分析方法。本文针对2.5维编织结构陶瓷基复合材料涡轮叶片,重点考虑CMC材料内部结构参数和各向异性导热系数的分散性,统计分析了细观结构几何特征参数的概率分布,建立了各向异性导热系数参数化全尺寸预估模型,分析了多种几何特征的分散性对各向异性导热系数的影响规律;开发了CMC涡轮叶片的随机有限元温度场计算程序,探究了各向异性导热系数分散性对CMC涡轮叶片温度场概率分布特征的影响;最终,通过开展CMC材料平板温度场测试试验及CMC涡轮叶片综合冷效试验,验证了本文所建立的概率性热分析方法精度。 研究中首先针对2.5维编织结构CMC材料,应用X-CT/SEM扫描技术进行细观结构识别,批量获取样本照片,通过样本统计的方法建立涵盖几何特征分散性的数据库,并计算概率分布函数;针对所提取的几何特征,建立了反应细观结构分散性的参数化全尺寸模型,应用Monte-Carlo模拟的方法,探究了编织CMC材料细观结构几何特征参数的随机性对材料各向异性导热系数概率分布的影响规律,并从导热机理的角度分析其影响因素,通过正交试验验证了规律的合理性。研究结果表明,基体和纤维束的体积分数发生改变是影响等效导热系数波动的主要原因;研究中考虑了六种几何特征的影响,其中编织角的分散性对等效导热系数波动的影响最大,为k～N（2.912,0.0312）; 在此基础上,考虑CMC涡轮叶片表面曲率的影响,引入主坐标和计算坐标的空间转换关系,编写了考虑各向异性导热系数概率分布的CMC涡轮叶片Neumann随机有限元温度场计算程序,分析了材料结构分散性导致的导热系数概率分布对CMC涡轮叶片温度场波动的影响规律,并与传统Monte-Carlo模拟的温度场计算结果进行对比,探究了Neumann随机有限元温度场计算的优势。研究结果表明,在导热系数波动下,叶片前缘点温度波动较大,在导热系数k11=9W/（m·K）,变异系数为σ/μ=0.1时,前缘点温度波动标准差为9.06K,波动超过均值18.12K的概率约为8%;随着导热系数的增大,叶片高温敏感区域也逐渐变大,当变异系数σ/μ=0.01时,叶片高温敏感区域由ΔShot=0.41%增大为ΔShot=21.61%;Neumann随机有限元的计算时间为1295.78s,相比Monte-Carlo法计算效率提升7.7%; 随后开展了复合材料涡轮叶片综合冷效试验及平板验证试验,获得了不同冷气/燃气流量比下,CMC气冷涡轮叶片温度场分布规律及综合冷却效果,同时探究了不同主流燃气温度下,CMC平板的温度场分布规律,并基于此试验工况进行仿真计算。研究结果表明,随着冷气/燃气流量比的增大,叶片表面综合冷却效率较高区域面积逐渐增大,表现为沿气膜孔逐渐向外扩散的趋势,试验相对误差小于6.5%,验证了温度场预估精度;通过CMC平板验证试验与计算结果的比对,三种工况下的相对误差分别为δ1=5.031%、δ2=5.141%、δ3=3.812%,均小于10%,验证本文所建立概率性热分析方法的合理性。

关键词： 航空发动机   涡轮导向叶片   前缘冷却   陶瓷基复合材料  

摘要： 在涡轮进口燃气温度日益提高的趋势下,采用高温合金+气膜冷却方案的叶片已愈发难以承受,使得陶瓷基复合材料(CMC)逐渐成为高推重比航空发动机的首选,但同时又受到了制造难度大的限制。在此背景下,本文提出了一种在涡轮导向叶片前缘镶嵌CMC铠甲的热防护方案,期望通过此类设计提高涡轮叶片的承温能力。在此基础上做了如下工作: 并通过多工况下的数值仿真,研究了与典型气膜冷却相比在流动和传热上的差异。相较于后者,在相同的冷气压比1.03下,采用该CMC铠甲结构可以使得冷气质量流量显著降低58%;同时可以利用CMC铠甲与冷气的共同作用,使前缘区的叶片基体冷却效果由0.50显著提升至0.85;通过研究CMC材料导热系数对其自身温度分布影响,探讨了避免铠甲失效的极限燃气温度,相对保守的结果为2017K。有望通过对CMC铠甲材料和结构的进一步性能优化来满足第五代先进航空发动机的需求。 选择采用了PIP法制备CMC的工艺,并在此基础上,开展了基于CMC的叶片铠甲制作方法研究。内容上包括先驱体交联溶剂的确定,纤维预制件的编制和浸渍工艺,首次交联固化是否使用加压措施以及高温裂解的温度控制等,并最终获得了两组CMC样件。而后开展了CMC样件的性能测试和结果分析,主要从微细观组织形貌,物理参数,抗弯曲和抗拉伸性能测试等方面入手,综合评估了两组样件。研究表明:首次交联固化采用加压措施,可以减少内部的细观尺度孔洞,增加纤维层间的致密度,并且在力学性能上也更加出色。试验测得的其弯曲强度为84.1MPa,高于无压组12.3%,拉伸强度为26MPa,弹性模量为140MPa,且有望后续优化得到进一步提高。 最后开展了结合流热计算结果和测得CMC物性参数的流固耦合仿真。结果显示:五组工况下,CMC铠甲的最大变形量和最大应力值均要小于金属前缘,且都在CMC的弯曲和拉伸强度范围内,由此认为该结构在强度上具有可行性。此外,还发现CMC铠甲的受力情况对冷气压力的提高并不敏感,展现了在未来可以通过提高冷气压力,使叶片获得更高承温能力的巨大潜力。

关键词： CMCs/金属连接结构   高温压缩本构模型   高温预紧力松弛   宏细观一体化模型   动力学模型  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,CMCs)具有高比强、高比模、耐腐蚀、耐高温等特点,在发动机热端部件中逐步得到应用。CMCs/金属螺栓连接是一种常见的机械连接形式,主要用于燃烧室中CMCs火焰筒与金属支撑结构的连接。服役环境下,CMCs和金属出现热不匹配,导致螺栓预紧力下降甚至消失,对连接结构的承载能力和动力特性产生影响。此外,CMCs连接结构的力学行为和失效机理与CMCs细观结构息息相关。因此,为了满足航空发动机对结构可靠性的苛刻要求,迫切需要发展高效高精度的CMCs连接结构高温力学行为分析方法。本文以CMCs/金属-金属螺栓连接结构为研究对象,主要开展CMCs高温压缩本构建模、连接结构高温预紧力松弛规律表征、连接结构高温强度和动力学建模及分析方法研究,以期提升CMCs连接结构高温力学行为分析方法的有效性。 针对高温压缩应力状态下编织CMCs力学行为非线性问题,自主搭建了高温压缩测试装置以及小尺寸试验件应变采集系统,利用高温压缩力学性能试验、及压缩应力状态下热变形试验,获取了编织CMCs压缩非线性本构曲线及编织CMCs热应变与压缩应力、温度之间的函数关系。基于多尺度方法,改进室温位移周期性边界条件,引入材料制备以及温度载荷引起的热位移,建立了纱线复合材料和编织CMCs高温压缩非线性本构模型。利用该本构模型所预测的编织CMCs高温压缩本构、失效断口与试验结果吻合良好。该研究为CMCs连接结构高温预紧力松弛机理研究和仿真分析提供了模型基础。 针对传统扭矩施加过程中固支约束过多、预紧力是一种内力形式导致高温预紧力测试难的问题,设计了一种间隙配合的室温扭矩施加装置,综合应变片法和DIC非接触测量技术,发展了基于测量套筒的室温和高温一体化预紧力测试方法,获取了连接结构剩余预紧力随着初始扭矩和温度的变化规律。基于力平衡和变形协调约束条件,推导了CMCs/金属连接结构高温预紧力理论公式。借助有限元仿真技术,验证了理论公式的合理性,并揭示了紧固件和被连接件热变形不匹配、刚度随温度变化对高温预紧力松弛行为的影响机制,为高温预紧力精确仿真分析提供了理论依据。考虑了预紧力作用下编织CMCs非线性力学特征及与载荷相关的热变形行为,建立了CMCs/金属连接结构预紧力宏观分析模型。基于该模型预测的高温剩余预紧力与试验结果吻合良好。该研究为连接结构高温强度预测和动力学仿真分析奠定了基础。 针对高效高精度CMCs/金属连接结构强度预测的需求,综合宏观模型效率高及细观模型可以反应损伤机理的特点,提出了一种新的跨尺度耦合的CMCs结构宏细观一体化建模和分析方法,并揭示了宏观和细观模型交界处选择、细观模型尺寸等因素对建模精度的影响规律。开展基于宏细观模型的带孔板拉伸行为仿真,与细观模型仿真结果、试验结果进行对比,验证了宏细观模型的可行性。建立CMCs/金属连接结构宏细观一体化模型,与预紧力宏观分析模型相结合,考虑了高温预紧力松弛行为,实现了不同预紧力作用下连接结构高温拉伸行为的模拟。模拟的拉伸强度、失效断口与试验结果吻合良好。最后,基于连接结构仿真结果和失效断口分析,揭示了预紧力对连接结构拉伸强度的影响机制。 针对连接结构结合部精确建模及高温模态参数测试的难题,自主搭建了高温振动试验装置,揭示了连接结构固有频率随温度、初始扭矩的变化规律,为结合面参数识别提供了试验基础。在上述发展的宏细观一体化模型基础上,利用非线性力学仿真,模拟了具有CMCs细观结构周期性特点的结合面压力分布,与连接结构中CMCs带孔板细观形貌吻合良好。引入薄层单元描述结合面状态,结合形函数插值法和遗传优化算法,识别了薄层单元材料参数。考虑CMCs非线性力学特征,建立了包含薄层单元的连接结构动力学模型,对连接结构模态参数进行了预测。预测的固有频率随温度和初始扭矩的变化规律与试验结果一致,最大预测误差为0.26Hz,验证了所建动力学模型的合理性和通用性。在此基础上,对CMCs/金属燃烧室螺栓连接结构的抗共振性能进行了评估。

关键词： SiBCN陶瓷   连续碳纤维   陶瓷基复合材料   力学性能   抗烧蚀性能  

摘要： 硅硼碳氮（SiBCN）陶瓷因其相对较高的比强度、使用温度,优异的高温抗氧化等性能在航空航天热保护材料中具有广泛的应用前景。尤其是碳纤维与ZrB2的改性提高了该材料的断裂韧性、抗热震性能以及抗烧蚀性能,进一步提高了该材料在航空航天领域中的应用潜力。目前热压烧结法是制备C_f/SiBCN-ZrB2复合材料的有效途径,然而较高的热压烧结温度（≥1900℃）造成严重的纤维损伤,难以充分发挥碳纤维的增强增韧作用,并且热压烧结法中仅报道了短纤维对SiBCN陶瓷的改性研究。为此,本文通过非晶硅硼氧氮（SiBON）和C的原位反应在较低的烧结温度（1700℃）下制备SiBCN陶瓷,并采用浸渍缠绕引入连续碳纤维及ZrB2制备C_f/SiBCN-ZrB2复合材料。基于此工艺,为寻找合适的反应碳源,对比以鳞片石墨和炭黑作为碳源制备复合材料（分别记作CGZ、CBZ）在组织结构、纤维保护、力学及抗烧蚀性能等方面的差异。并通过热力学计算、物相演化及显微结构分析揭示了C_f/SiBCN-ZrB2复合材料的烧蚀行为及抗烧蚀机理。 CGZ和CBZ断口表现出正圆形的纤维截面,这表明原位反应能够显著降低纤维损伤。此外,CBZ断口相较CGZ表现出更长的纤维拔出长度及更光滑的纤维表面,这表明炭黑相较鳞片石墨在保护纤维、降低界面结合强度方面更有优势。这是由于纳米炭黑在纤维束内及束间分散均匀,并且其高反应活性能够优先于陶瓷基体反应从而进一步保护碳纤维。虽然片层结构的鳞片石墨能够分布在纤维与陶瓷基体之间降低界面结合强度,但这种分布具有较高的随机性。尤其是大片层结构难以浸渍到纤维束内,这进一步降低了这种分布的可能。 CGZ相较CBZ具有更优异的力学性能和抗烧蚀性能。CGZ复合材料弯曲强度和断裂韧性分别为215.3±9.1 MPa、9.1±0.4 MPa·m1/2,相较CBZ提高了8.0%、22.97%。这是由于反应后残余的鳞片石墨通过脱粘拔出机制促进了裂纹的偏转。并且鳞片石墨大的片晶结构降低了晶界处的能量散射并提高了声子、电子的平均自由程,使得CGZ复合材料相较CBZ具有更高的热导率,在1000℃下,CGZ复合材料垂直烧蚀方向和平行烧蚀方向的热导率分别为345.02 W/（m·K）和48.24W/（m·K）,是CBZ复合材料的18.72倍和4.61倍。在热通量为6.68 MW/m2的等离子火焰下暴露300 s后,CBZ烧蚀后产生破坏性裂纹,而CGZ复合材料烧蚀后保持完整无裂纹,其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.39 mg/s、-0.19μm/s。CGZ复合材料优异的抗烧蚀性能归因于高的热导率降低了烧蚀过程中材料表面温度以及温度梯度。 通过复配碳源（质量比为1:1的鳞片石墨和炭黑）制备的C_f/SiBCN-ZrB2复合材料综合了两者的优势,具有更优异的力学性能和抗烧蚀性能。其弯曲强度和断裂韧性分别为261±13.5 MPa和11.96±0.5 MPa·m1/2,相较于CGZ分别提高了21.4%,31.4%。这是由于一方面鳞片石墨的桥联抑制了裂纹沿载荷方向的扩展,另一方面,受炭黑保护的碳纤维能够充分发挥其增强增韧作用。C_f/SiBCN-ZrB2复合材料在热通量为4.50 MW/m2、9.37 MW/m2、15.96 MW/m2的等离子火焰下暴露300 s后的质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.20 mg/s、-0.52μm/s;1.78 mg/s、1.01μm/s;14.92 mg/s、21.65μm/s。烧蚀率随着热通量的升高呈上升趋势,总体表现出优异的抗烧蚀性能。在低热通量下,烧蚀量由氧化过程控制,SiO2作为主要的抗烧蚀屏障隔离等离子火焰和基体。随着热通量的升高,SiO2挥发和剥蚀加剧并且SiC转为活性氧化破坏了屏障的连续性增大了烧蚀损伤,烧蚀量由氧化过程和机械剥蚀共同控制。随着热通量进一步的升高,致密ZrO2层取代SiO2作为抗烧蚀屏障的主要成分。当热通量进一步升高至15.96 MW/m2,ZrO2随着SiO2共同产生剥蚀导致烧蚀屏障失效,复合材料持续产生氧化烧蚀。

关键词： 陶瓷基复合材料   多尺度   组分缺陷   损伤失效   机器学习  

摘要： 先进陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composites,CMCs）是高速飞行器热防护结构和发动机热端部件的理想高温结构材料。但该类材料高度非均匀性的组分和结构使其在制备过程中存在热匹配差异,导致材料内部存在不同尺度、形状和分布特点的各种缺陷。在承载过程中由于损伤与缺陷的耦合效应导致该脆性材料表现出明显的非线性特征,复杂的损伤机理和多尺度、多组分的材料特征严重影响着CMC力学行为和损伤破坏模式表征的有效性。为了确保CMC材料力学性能的准确评估及其结构服役性能的快速预报,本文以典型的陶瓷基复合材料2D编织SiC_f/SiC材料（SiC纤维增强SiC基体）为研究对象,主要开展SiC_f/SiC复合材料多尺度损伤本构建模、损伤非线性行为预测及试验验证、数据驱动失效模型构建的研究工作,以期提升陶瓷基复合材料损伤失效行为的预测能力。 针对SiC_f/SiC复合材料组分及缺陷的多尺度特征,在微观尺度上,开展SiC纤维丝束力学性能测试,引入双参数Weibull分布函数描述了SiC纤维单丝强度的统计分布,并利用纳米压痕试验表征了SiC基体的局部弹性模量。在细观尺度上,通过SiC_f/SiC微复合材料单轴拉伸试验研究了纤维束的损伤非线性行为,分析表明:拉伸非线性力学响应主要来源于基体微裂纹扩展和界面脱粘等微观损伤机制。在宏观尺度上,开展了2D编织SiC_f/SiC复合材料单轴拉伸和压缩力学性能试验,拉伸和压缩力学行为分别表现为非线性和线弹性,表明2D编织SiC_f/SiC复合材料具有单边裂纹闭合效应和拉压异性的特征。此外,利用扫描电镜（SEM）和微计算机断层扫描（Micro-CT）观测了复合材料中的纤维分布特征、基体微孔隙和微裂纹等缺陷。 针对SiC_f/SiC复合材料损伤非线性和失效模式的多样性,考虑微观尺度下SiC纤维丝束的概率断裂,引入SiC纤维断裂强度分布相关的损伤变量来表征纤维丝束的渐进失效行为。建立了细观尺度下SiC_f/SiC纤维束的渐进损伤模型,通过纤维束内纤维和基体各自主导的损伤变量来表征纤维破坏和基体开裂的失效模式。发展了一种适用于复合材料内SiC基体的考虑多物理机制的损伤本构模型,该模型将线弹性、微裂纹损伤和非弹性作为基本变形机制。通过定义微裂纹密度作为内部变量来捕捉SiC基体中微裂纹诱导的损伤效应,并将考虑单边效应和拉压异性的非弹性机制纳入SiC基体的损伤本构模型,从而描述SiC基体微裂纹损伤引起的非线性响应。 基于建立的SiC_f/SiC复合材料多尺度损伤本构模型,在微细观尺度上分别构建单胞模型进行不同载荷作用下的有限元（FEM）模拟,并根据各个尺度下的力学性能试验验证了相应尺度损伤本构模型的适用性和FEM模型的有效性。采用验证后的FEM模型,分析了SiC纤维体积分数与SiC基体微裂纹缺陷对纤维束力学行为的影响,并预测了SiC_f/SiC复合材料在微细观尺度下的损伤失效模式。以此为基础,构建了细观尺度下含孔隙的单胞模型,分析了孔隙对细观损伤破坏模式的影响。最后系统地研究了微观SiC纤维体积分数、细观SiC基体孔隙率、微裂纹密度以及界面强度对SiC_f/SiC复合材料力学性能和损伤破坏模式的影响机制。 基于SiC_f/SiC复合材料单轴应力状态下的损伤失效研究,通过验证后的细观单胞模型预测了径向和正交两种双轴加载路径对SiC_f/SiC复合材料失效点的影响。分析了微观SiC纤维体积分数、细观SiC基体孔隙率以及微裂纹密度参数对SiC_f/SiC复合材料双轴应力状态下失效包络线的影响。随后将不同微细观特征参数下生成的失效点作为极限梯度提升模型（e Xtreme Gradient Boosting,XGBoost）训练的数据库,构建了数据驱动失效模型。采用训练后的XGBoost模型准确预测了SiC_f/SiC复合材料在不同微细观特征参数下失效包络线的整体趋势,并将其与有形式失效准则（Tsai-Wu、Hashin和基于FEM拟合的失效准则）进行了对比。结果表明,SiC_f/SiC复合材料数据驱动失效模型在构建微细观特征相关的损伤失效准则方面具备可靠性。

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： 纤维缠绕SiCf/SiC管   有限元分析   多尺度失效分析   纤维/基体界面   缠绕角度  

摘要： 连续碳化硅纤维增强碳化硅复合材料（SiC_f/SiC）因其优异的耐高温、耐腐蚀及耐中子辐照能力,成为新一代核反应堆的燃料包壳材料的有力候选者。核能应用对陶瓷基复合材料（CMCs）构件的结构稳定性与力学性能提出了更高的要求,其中涉及CMCs微观力学参量、组分性能、细-介观结构等多尺度变量对于CMCs力学行为的影响。因此,本研究以纤维缠绕CMCs为研究对象,提出了一个考虑微观界面参量以及细-介观结构对CMCs失效响应的多尺度分析策略。这个策略建立了纤维束力学性能的细观纤维随机分布的周期边界RVE模型和具有真实缠绕路径的纤维缠绕介观SiC_f/SiC管模型,探究了界面强度于UD-CMCs在横、纵向加载下的力学行为差异和渐进损伤的影响以及评估了缠绕角于具有纤维束重叠效应的纤维缠绕SiC_f/SiC管模型的轴向加载力学性能、失效过程以及断裂行为的影响。并结合实验制备了SiC_f/SiC复合材料管,开展了SiC_f/SiC复合材料管的断裂特性研究。 细观代表性体元模型（RVE）引入复合材料界面,耦合了相场断裂方法和内聚区模型,用于捕捉基体脆性开裂和纤维/基体脱粘行为。研究结果表明,界面强度不会影响UD-CMCs应力-应变响应趋势,但强界面到弱界面的转换,会使得UD-CMCs最终的失效应力骤降。横向拉伸加载下的UD-CMCs,随着界面强度的减弱,其失效强度由425 MPa降至126 MPa,降幅约为70%。在这个增韧的过程中,UD-CMCs的最终失效应变增加了约0.05%。 结合失效准则La RC05和双线性损伤演化规律对缠绕SiC_f/SiC复合材料管进行了渐进损伤模型构建及其材料本构子程序VUMAT的编写。所编写程序经验证能够正常运行并能实现对SiC_f/SiC管的失效破坏和力学行为描述。研究结果表明:缠绕SiC_f/SiC管模型的应力分布强烈依赖于CMCs的介观结构,所提出的纤维缠绕SiC_f/SiC管的多尺度渐进损伤方法不仅可以捕获SiC_f/SiC管的全局响应,还可以捕获独特的介观结构所引起的局部响应。弥补了层合板模型不能对真实介观结构CMCs的局部响应捕捉。此外,通过实验制备了SiC_f/SiC管,开展了SiC_f/SiC管失效断裂特性研究,进一步证实了有限元失效分析中提出的应力集中导致构件提前失效的断裂机制的正确性。