关键词： 陶瓷基复合材料   速度型   边界层转捩   编织模式   流动损失  

摘要： 陶瓷基复合材料被认为是当前最有发展潜力的航空发动机材料,由于其表面特殊的编织结构使其表面流动与传统金属材料部件相比具有特殊性。本文以陶瓷基复合材料为研究对象,实验研究了不同来流条件和不同粗糙表面形态(具有与CMC表面涂层等量的粗糙量级)对平板表面转捩流动影响的实验研究对平板表面转捩流动的影响,实验和数值研究了不同编织结构对CMC(陶瓷基复合材料)平板表面转捩流动和损失性能的影响。 搭建平板风洞实验台,使用五孔探针和热线风速仪对低速来流环境下的风洞品质进行了测量,开展了不同来流条件和不同粗糙表面对平板表面转捩流动影响的实验研究。利用全流场速度测量得到瞬时速度,对比速度型和层流边界层布拉修斯标准解以及湍流核心区1/7次方定律,确定转捩起始位置和转捩区间长度。结果表明,相同的测试表面下,更大的来流雷诺数和来流湍流度,能够诱导转捩更早地发生,且转捩区长度更短;相同的来流条件下,越粗糙的表面能够诱导转捩更早发生,且表面越粗糙转捩所需要的长度越短。 采用数值模拟方法计算不同编织方式和编织丝束厚度的CMC平板表面流动,实验验证了计算模型的有效性,研究分析了不同陶瓷基复合表面形貌对流动损失和转捩情况的影响。结果表明:编织丝束越厚、丝束编织密度越大,总压损失越大;CMC平板的流动损失主要来自坑外边界层损失(包括层流损失、转捩过程损失和湍流损失)和坑内涡流损失,其中边界层流动损失占主导。而对边界层流动状态起决定性影响的是CMC平板的编织方式而不是编织丝束厚度。

关键词： C/SiC复合材料   氧化动力学模型   氧化机理   高温应力氧化   强度   刚度  

摘要： 碳纤维增强陶瓷基复合材料(C/SiC)由于其优异的高温力学性能,并且具有低密度、耐磨损、耐高温、高比刚度和高比强度等优点,被广泛应用于工业、航空航天等领域,被认为是热结构轻量化应用的首选材料,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。在陶瓷基复合材料的服役过程中,将不可避免的承受应力、高温、氧化的共同作用。因此,在考虑氧化机理的前提下,研究陶瓷基复合材料在应力氧化环境下强度变化规律及刚度预测,为推进其在航空发动机上的应用具有重要理论和工程意义。 首先,根据传质学和扩散理论推导了自由扩散、努森扩散和过渡扩散三种模式下的氧气在C/SiC复合材料内部的扩散系数,为后续在氧化动力学模型中计算氧气反应消耗速率提供理论支撑。开展了碳纤维热重试验,基于Friedman无模式拟合方法获得碳纤维的反应活化能为97k J/mol。结合组分氧化机理,建立了描述C/SiC复合材料高温氧化的数学模型。基于涂层裂纹观测结果和组分材料的氧化机理,考虑了应力对裂纹的影响,发展了应力氧化环境下C/SiC复合材料的氧化动力学模型。采用所建立的氧化动力学模型开展了不同氧化时间、应力、温度下C/SiC复合材料的氧化量,质量损失率的模拟结果分别与文献试验数据、本文试验数据对比,吻合良好。 其次,从细观力学角度出发,推导了考虑脱粘的纤维细观应力分析模型,基于所建立的氧化动力学模型,建立了单向C/SiC复合材料非均匀氧化的单胞模型。在此基础上推导了高温氧化纤维强度衰减模型和纤维体积含量预测模型,结合纤维细观应力分析模型、多裂纹强度模型以及特征段应力应变,最终建立了应力氧化后单向C/SiC复合材料剩余强度和剩余刚度预测方法,采用该模型实现了单向C/SiC复合材料在不同氧化时间、外加应力、氧化温度下的剩余刚度、剩余强度预测。 最后,根据平纹编织C/SiC复合材料的CT切片图进行纤维束几何特征参数提取,建立考虑孔隙随机分布的平纹编织C/SiC复合材料代表性体积单胞模型。结合所建立的应力氧化后单向C/SiC复合材料的剩余刚度预测方法,建立了应力氧化后平纹编织C/SiC复合材料的剩余刚度预测方法。开展高温应力氧化后平纹编织C/SiC复合材料静拉伸试验,1000℃环境下30MPa和50MPa应力氧化1h后试件的试验结果与剩余刚度预测值的误差在5%以内,而在1000℃环境下70MPa应力氧化1h后试件的试验结果与剩余刚度预测值的误差为8.74%,验证了预测方法的合理性。

关键词： SiC纳米纤维   BN界面层   层状结构   SiC陶瓷基复合材料   热压烧结   高质量分数  

摘要： SiC纤维增强SiC陶瓷基复合材料（SiC_f/SiC CMC）拥有高强度、低密度、耐高温、抗氧化和抗辐照等特性,在航空航天和核反应堆等高温结构领域有潜在的应用前景。相比于微米级的SiC陶瓷纤维,单晶SiC纳米纤维(SiCnf)的缺陷少,强度高,是SiC陶瓷基复合材料的理想增强体之一。目前SiCnf主要作为次级增强体,与连续SiC陶瓷纤维协同增强SiC陶瓷基复合材料,关于高质量分数SiC纳米纤维增强SiC陶瓷基复合材料的研究报道较少。本文以氮化硼（BN）界面层包覆后的超长单晶SiC纳米纤维为增强体,以氧化物Y2O3-Al2O3为烧结助剂,以β-SiC粉体为基体,热压烧结制备SiCnf增强SiC陶瓷基复合材料(SiCnf/SiC CMC)。探究了共混结合热压烧结工艺、纳米浸渍与瞬态共晶（NITE）工艺对SiCnf/SiC CMC致密度、微观组织和力学性能的影响,并对含BN界面层SiCnf的强韧化机制进行了分析。主要研究结论如下:（1）采用CVD法在单晶SiC纳米纤维表面制备了BN界面包覆层。以氨气（NH3）、三氯化硼（BCl3）为反应气源,以氩气为载气和稀释气体,采用CVD法在SiCnf表面实现了BN界面层的制备。探究了沉积温度、沉积时间对SiCnf表面BN界面包覆层微观结构的影响,并对界面层的元素和结构进行了分析。结果表明:随着沉积温度的增加,BN界面沉积速率先增后减,而随着界面沉积时间的增加,BN界面包覆层厚度逐步增加且与沉积时间呈线性相关性。SiC纳米纤维在950℃、45 min条件下制备的BN界面结晶度较好,厚度适中。（2）采用共混工艺结合热压烧结法制备了SiCnf/SiC CMC,研究了其微结构与力学性能。将不同质量分数的SiCnf（5-25 wt%）、Y2O3-Al2O3烧结助剂和SiC纳米粉体(SiCnp)共混,经热压烧结制备SiCnf/SiC CMC。探究了烧结助剂含量、压力和烧结温度对SiCnf/SiC CMC致密度、微观组织结构及力学性能的影响。在此基础上,进一步研究了SiCnf含量对SiCnf/SiC CMC微观结构和力学性能的影响。结果表明:共混工艺结合热压烧结制备SiCnf/SiC CMC的最佳的烧结条件为温度1850℃、压力30 MPa、烧结助剂含量10 wt%。在最佳烧结条件下,15 wt%纤维含量下的SiCnf/SiC CMC综合性能最佳,抗弯强度和断裂韧性分别为524±30.24MPa和12.39±0.49 MPa·m1/2。此外,25 wt%纤维含量下的样品在断裂时表现出了伪塑性断裂模式。（3）以BN界面包覆后的SiC纳米纤维为原料,通过真空抽滤工艺制备SiCnf预浸纸,并采用NITE工艺制备SiCnf/SiC CMC。探究了烧结压力和烧结助剂含量对SiCnf/SiC CMC综合性能的影响。结果表明:Y2O3-Al2O3烧结助剂在高温下形成的YAG液相可以促进SiC颗粒重排及基体致密化。但是,较高含量烧结助剂（14 wt%）产生的过量液相会引起SiC晶粒粗化生长,降低复合材料的损伤容限(复合材料断裂韧性从12 wt%时的8.58±0.39 MPa·m1/2降至7.08±0.48 MPa·m1/2)。另一方面,不同烧结压力下的SiCnf/SiC CMC断裂韧性呈现出先增后减的趋势,且试样在20 MPa的烧结压力下断裂韧性取得最大值10.82±0.51 MPa·m1/2。NITE工艺制备SiCnf/SiC CMC的最佳的烧结条件为温度1850℃、压力20 MPa、烧结助剂含量12 wt%。（4）在上述（3）的研究基础之上,进一步研究了BN界面沉积时间（界面包覆层厚度）及纤维含量对NITE工艺制备SiCnf/SiC CMC微观组织结构及力学性能的影响。其中,当BN界面沉积时间为60 min时（界面厚度为72 nm）,复合材料的断裂韧性超过10 MPa·m1/2。此外,以经60 min BN包覆后的SiC纳米预浸纸为增强体,探究了SiCnf质量分数（5 wt%-25 wt%）对SiCnf/SiC CMC综合性能的影响。结果表明:15 wt%纤维含量的SiCnf/SiC CMC的断裂韧性高达13.62±0.39MPa·m1/2。与此同时,高SiCnf含量（15 wt%-20 wt%）的复合材料的载荷-位移曲线也呈现出阶梯状的非脆性断裂行为。综上,本文通过对BN界面涂层制备的研究,在SiCnf表面成功实现了BN界面层的制备。共混工艺制备SiCnf/SiC CMC的最佳的烧结条件为:1850℃、30MPa、10 wt%。在最佳烧结条件下,15 wt%纤维含量下的复合材料综合性能最佳,且25 wt%纤维含量下的复合材料在断裂时表现出了伪塑性断裂模式。采用层状结构设计NITE工艺制备的SiCnf/SiC CMC

关键词： 微肋   陶瓷基复合材料   超临界压力碳氢燃料   强化传热   流量分配  

摘要： 确保再生冷却的安全有效性是超燃冲压发动机热防护系统的关键,再生冷却方法是目前超燃冲压发动机的重要热防护手段。但再生冷却通道的单侧受热特征使得通道内的冷却剂出现强热分层效应,由于冷却剂工作在超临界压力下,拟临界点附近其比热、密度等物性随温度剧烈变化,因此再生冷却通道中极易发生传热恶化现象,通道中加入微肋这样的湍流扰动结构可以有效抑制传热恶化并防止冷却通道超温。此外,再生冷却通道是多根冷却分布在壁面上,受到分流诱因与运行条件的影响,通道中往往会出现冷却剂流量分配不合理的情况。因此,再生冷却通道中的局部超温与流量分配问题一直备受关注。而目前,陶瓷基复合材料(CMC)用作发动机结构材料能够极大地减轻推进系统的重量,被认为是未来推进系统结构材料的有力选择。因此,本文旨在研究陶瓷基复合材料再生冷却通道与金属基再生冷却通道内的流动换热特性的差异,并探讨微肋结构对其换热特性与流量分配的影响。 首先,建立了碳氢燃料超燃冲压发动机再生冷却通道的三维流/热耦合数值计算模型。对比探究金属基与陶瓷基复合材料再生冷却单根通道不同温度区间的流动传热及阻力特性的异同;并探讨通道的典型几何参数:高宽比、通道肋厚、通道肋高对不同结构材料冷却通道的换热特性的影响差异。研究发现在再生冷却通道结构参数与运行参数相同条件下,金属基与陶瓷基结构材料通道压力损失差异很小,不足1%;相比于金属基冷却通道的综合最佳高宽比一般为1,陶瓷基复合材料再生冷却通道的最佳高宽比较小,采用高宽比0.5为宜;减小冷却通道的肋高与壁厚有利于降低陶瓷基通道的最高温度并减小固体结构的温差。 然后探究陶瓷基通道中正癸烷的流动换热特性,发现陶瓷基冷却通道加热面附近流体热分层十分严重,通道边缘处比起中心处更加严重。下侧流固交界面的加热功率占比在90%以上,热流密度明显集中在下壁面,无法通过固体传导到侧壁面。导热系数增大,沿通道宽度方向最高温度出现的位置逐渐向中心移动。微肋的存在不会改变通道中加热功率在各面的占比,综合来说h=10%H的微肋与p=4.5mm时微肋的调控效果最好。 最后发现在相同的条件下,陶瓷基冷却通道中的流量分配不均匀现象会更加严重,陶瓷通道的流量不均匀系数相较金属通道高出22.39%,陶瓷材料的两通道出口温度比金属通道高出85.85%。微肋结构的加入对金属及陶瓷材料的通道中流量分配不均的程度均有所抑制,金属通道的流量不均匀系数降低了6.3%,陶瓷通道的流量不均匀系数降低了4.2%,在金属通道中效果更佳。采用中心布置微肋及微肋数量为30时对流量的不均匀分配有最佳的调控效果。

关键词： 陶瓷基复合材料   高温   变幅疲劳   计算机层析成像   细观结构识别  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,简称CMCs)具有耐高温、抗腐蚀、密度低、可设计性强等优点,是突破先进航空发动机性能瓶颈最有潜力的高温材料。我国已具备CMCs复杂结构件的制造能力,但仍没有被广泛应用。这主要是由于对CMCs在高温空气环境下变幅疲劳失效机理和寿命预测方法研究不深入,缺少变幅疲劳寿命分析方法。 开展了1000℃空气环境下小复合材料和编织复合材料的拉伸、等幅疲劳和变幅疲劳试验,分析了高温空气环境对于材料拉伸性能的影响,揭示了加载顺序、循环数量、载荷差值对于Si C/Si C变幅疲劳性能的影响,获得了疲劳条件下迟滞特征随循环数的演化趋势。通过扫描电镜(Scanning Electron Microscope,简称SEM)观察试件失效断口,分析了材料的细观失效模式。 建立了1000℃空气条件下Si C/Si C小复合材料的力学性能预测模型。发展了一种变幅疲劳条件下基于迟滞模量的界面剪应力计算方法,并建立了界面磨损模型;提出了纤维强度随循环数的退化模型;基于X射线计算机断层扫描(X-ray Computed Tomography,简称XCT)图像建立了Si C/Si C小复合材料的细观结构表征方法,并提出了孔隙的不均匀程度计算方法。在此基础上,结合界面消耗长度及基体开裂模型,预测了小复合材料在高温空气环境下的本构响应、剩余强度及变幅疲劳寿命,寿命预测结果与试验结果相比散度小于4倍,剩余强度预测结果误差小于7.3%。 提出了2D/2.5D/3D编织CMCs基于XCT图像的三维模型构建方法。对于高分辨率的XCT图像,通过分析图像纹理特征,采用结构张量/稠密光流法实现了不同编织结构内部纱线的初步分类,提出了基于多视图/误分类特点的像素类别自动修正方法,建立了纱线实时跟踪及标号方法,实现了2D/2.5D/3D编织Si C/Si C材料XCT图像的细观结构识别。针对低分辨率XCT图像,通过分析图像几何特征,结合传统的计算机视觉与深度学习算法实现了2.5D编织C/Si C材料XCT图像的细观结构分类。进一步地,基于识别结果建立了上述编织材料的三维模型及有限元模型,整个流程自动化程度高。 提出了一种用于预测编织Si C/Si C材料力学性能的多尺度分析方法。通过分析不同编织结构的XCT图像,建立了2D/2.5D/3D编织Si C/Si C的理想代表体元(Representative Volume Element,简称RVE)模型。建立了编织Si C/Si C材料多尺度应力-应变分析方法,基于XCT图像的材料模型及RVE模型中的纱线力学特性采用本文提出的小复合材料细观力学模型来描述,通过渐进损伤分析方法预测了不同类型编织材料的本构响应。结果表明基于XCT图像的材料模型的预测精度均明显高于RVE模型。进一步地,建立了编织Si C/Si C材料多尺度疲劳性能分析方法,实现了2D编织Si C/Si C材料的等幅和变幅疲劳寿命预测,且预测结果与试验结果相比散度小于4倍。

关键词： 陶瓷基复合材料   单胞方法   多尺度   随机性   力学性能   概率分析  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,CMCs)具有耐高温、高强度、低密度等特点,在航天航空领域具有广阔的应用前景。本文在对CMCs涡轮叶片进行性能分析时考虑了随机因素造成的影响,从细观至宏观对涡轮叶片的强度进行了多尺度随机性分析,研究内容包括: (1)详细介绍了参数概率分布识别方法。概率分布检验流程中包含异常值检验、一致性检验和分布模型选择等一系列模块。首先需对数据进行异常值检验,筛除异常值后则可选择合适的分布模型,最后根据数据数量选择合适的方法进行一致性检验。 (2)构建编织CMCs单胞模型。基于纤维束及基体材料的失效模式选用合适的损伤模型。将孔隙率和纤维束强度作为随机因素,并用概率检验方法识别其分布类型。对孔隙率及纤维束强度参数进行抽样,结合有限元方法计算得到材料经向、纬向拉伸及剪切力学性能参数,并对各项参数的分布类型及分散性进行分析。 (3)分析细观、宏观及宏细观多尺度随机因素对涡轮叶片强度的影响。构建涡轮叶片的有限元模型,分别计算考虑不同随机因素时叶片的强度。分别分析考虑细观、宏观及宏细观多尺度随机因素时叶片强度概率分布情况。以叶片破坏及叶片变形量过大作为失效模式,构建失效模式的Kriging代理模型,最后利用Kriging模型计算典型工况下涡轮叶片的失效概率。

关键词： 2.5D针刺C/SiC复合材料   高速冲击   超声振动拉伸   力学行为  

摘要： 陶瓷基复合材料具有高硬度、高耐磨性、高抗压强度、强韧性、耐腐蚀性强等优点,在航空航天热端部件、高超音速飞行器等严苛极端环境中得以广泛应用。随着飞行器性能提升和高安全要求,对陶瓷基复合材料的力学性能和可靠性提出了挑战。本文以2.5D针刺C/Si C复合材料为研究对象,对高速冲击下的力学行为进行分析,并与单轴拉伸试验进行对比。基于高速冲击本构关系分别建立超声振动拉伸下材料的本构关系与失效模型,同时采用设计装置进行超声振动拉伸试验,结合本构关系、失效模型及高速冲击试验结果对超声振动拉伸力学行为进行探讨。本文的主要研究内容和研究结果如下: (1)对2.5D针刺C/Si C复合材料试样进行室温下单轴拉伸和霍普金森压杆高速冲击试验(SHPB),分别对材料单轴拉伸和高速冲击下的力学行为进行对比分析。首先进行单轴拉伸试验,通过对比不同拉伸速率下的应力应变曲线与断口形貌,得到抗拉强度与拉伸速率成正相关的试验结果,并讨论材料在拉伸过程中渐进损伤的力学损伤失效行为;进行SHPB高速冲击压缩试验,结合不同冲击速度下的应力应变曲线与断口形貌,得到材料动态压缩时的失效形式,并发现材料抗压强度随冲击速度的增大呈现先增大后减小趋势。对材料断口形貌进行观察,发现与准静态加载不同,高速冲击下材料纤维-基体界面强度更强;最后总结计算二者试验应变率,确定材料的应变率敏感性。 (2)建立超声振动拉伸下的力学失效模型。首先建立材料应变率相关本构方程,并与单轴拉伸试验和高速冲击试验得到的应力应变曲线进行拟合,最终拟合结果较好;基于应变率本构方程,在应力叠加效应、软化效应的基础上建立了超声振动拉伸下材料的本构关系;通过单轴拉伸试验得到材料的失效形式,对不同失效形式分别建立了失效模型,包括基体开裂模型、纤维断裂模型、纤维-基体界面脱粘模型,根据模型分析材料拉伸失效过程,并在其基础上,建立超声振动拉伸下的失效模型,发现拉伸过程中超声振动激励可减小界面脱粘长度、促进纤维断裂。 (3)设计超声振动拉伸装置,对2.5D针刺C/Si C复合材料超声振动拉伸力学行为进行研究。在确定超声电源和换能器的前提下,为达到试验可调节不同振幅的要求,采用理论计算与仿真验证相结合的方法设计变幅杆和工件尺寸,并对设计的超声谐振系统进行了阻抗分析和振幅测试,仿真与测试结果满足试验要求;对不同振动方式及超声振幅下的超声振动拉伸试验结果进行对比,结合本构关系发现,超声能量场的作用改变了材料内部的变形机制,引入超声能量后,材料表现出明显的声学软化,软化程度与振动时间和振幅呈正相关。同时,超声会对材料产生周期性的瞬时高速冲击,使材料界面强度更强,纤维脱粘长度更短,纤维更易断裂。说明超声振动的附加有助于材料的高效去除,为材料的2.5D针刺C/Si C复合材料的超声加工提供依据。 图46副,表9个,参考文献87篇。

关键词： 陶瓷基复合材料   SiBCN陶瓷   先驱体浸渍裂解法   抗氧化性能   耐烧蚀性能  

摘要： 随着航空航天技术的不断发展,高超声速飞行器对具备轻量化、高强度、耐高温、抗氧化烧蚀的热防护材料的需求急剧提升。目前,传统的热防护材料主要包括:难熔金属及其合金、超高温陶瓷材料以及碳/碳复合材料。这几类材料由于各自的缺点,无法在航空航天领域展开大规模的应用。超高温陶瓷基复合材料一方面克服了陶瓷的本征脆性,另一方面具备优异的抗氧化性能与耐烧蚀性能,成为热防护材料科研人员的研究焦点。硅硼碳氮（SiBCN）非晶陶瓷具备优异的高温性能与特殊的微观结构,成为热防护领域的优秀候选材料。本论文开发自交联技术,利用不同硼含量的聚硼硅氮烷（PBSZ）先驱体,成功制备出更高陶瓷产率的PBSZ先驱体;结合先驱体浸渍-裂解技术,经过8个浸渍-裂解循环过程,最终制备出具备优异抗氧化性能与抗烧蚀性能的C_f-SiBCN复合材料。本论文的主要研究内容如下:（1）利用固相PBSZ先驱体与液相PBSZ先驱体,结合自交联技术,制备了新的混合先驱体,先驱体的陶瓷产率提高了10%。先驱体在1200℃裂解后制备了SiBCN陶瓷。SiBCN陶瓷在1600℃下保温2 h,仍能基本保持非晶形态。内部的Si C纳米晶粒在BN（C）非晶相的包裹下难以长大,说明SiBCN陶瓷具备优异的高温性能。.（2）利用混合先驱体与针刺碳纤维编织体,结合先驱体浸渍-裂解技术,成功制备了C_f-SiBCN复合材料。复合材料经过8个浸渍-裂解循环后,密度高达1.7293 g/cm3,开气孔率仅为7.23%。复合材料在x/y方向和z方向的压缩强度分别为253 MPa和281MPa,抗弯强度为246 MPa,复合材料表现出了“假塑性变形”模式,在断口处观察到了明显的纤维脱粘、拔出和断裂现象。（3）利用静态氧化实验与氧乙炔焰烧蚀实验测试了复合材料的抗氧化性能。复合材料在1200℃-1500℃氧化30 min后,重量损失率几乎不变,SiBCN陶瓷能够保持部分非晶形态,在1500℃氧化30 min后,材料表面形成了Si O2的保护层,对复合材料起到了保护作用。在1500℃保温30-120 min后,随着时间延长,复合材料的重量损失率逐渐降低,表面的Si O2保护层越来越光滑,阻止了复合材料内部的碳纤维被进一步氧化,说明复合材料具备优异的抗氧化性能。复合材料在氧乙炔焰下1800℃烧蚀900 s后,质量烧蚀率仅为1.137×10-3 g/s,线烧蚀率仅为2.13×10-3 mm/s,材料表面形成了光滑的Si O2保护层,说明材料具备优异的抗烧蚀性能。