关键词： 增材制造   浆料直写成型   碳化硅陶瓷基复合材料   SiC晶须   反应烧结  

摘要： 碳化硅陶瓷基复合材料（Silicon carbide ceramic matrix composites,CMC-SiC）具有低密度、高比强、高比模、耐高温、耐磨损和耐腐蚀等优点,碳化硅晶须（SiC whisker,SiCw）补强增韧陶瓷材料可以有效的改善陶瓷的脆性,因而在航空航天、能源、交通等领域具有广泛应用前景。目前用来制备CMC-SiC的常用方法主要缺点是工艺控制难度大、生产周期较长成本较高且排放的尾气产物复杂有污染性,且其硬度高、较脆等原因加工困难,限制了其应用。增材制造技术是克服形状限制的一种很有前途的方法,浆料直写成型（Direct ink writing,DIW）是一种增材制造技术,将高固相含量的浆料通过精细的喷嘴挤压并逐层沉积到复杂的宏观结构中。本课题结合浆料直写成型3D打印技术与反应烧结（Reaction bonded,RB）开发制备 CMC-SiC,探索出新型 DIW/RB-CMC-SiC制备工艺技术途径。首先,进行了碳化硅复合浆料的流变性能研究。以海藻酸钠作为粘结剂、聚乙二醇400为分散剂,碳化硅粉体、炭黑粉体为原料制备了具有剪切变稀行为的陶瓷浆料。实验结果显示,2.5wt.%海藻酸钠溶液制备浆料粘度较低塑性较高;添加相对于粉体质量1%的分散剂制备的浆料粘度最低,具有最好的分散效果;随着固含量和炭黑含量的增加,浆料粘度增加;制备了代表性碳化硅陶瓷基复合浆料,浆料表现出剪切变稀行为且具有应力屈服点,流动性能与塑性满足直写成型要求的浆料。其次,利用制备的浆料进行挤出成型工艺单因素试验,考察了陶瓷浆料挤出成型工艺影响因素,通过试验测试确定了陶瓷浆料3D打印成型的工艺参数。最终将直写成型3D打印的参数设定为:喷嘴直径为0.6mm,空气压缩机压力设定为0.5MPa,螺杆挤出倍率设定为3.5,分层厚度设定为0.24mm,打印速度为30mm/s,此时打印出来的坯体表面平整光滑,线条流畅、形状尺寸更接近于模型尺寸,具有较高的精度。利用该工艺参数进行三维成型试验,分别测量了 X和Y向平均尺寸误差为0.2mm,Z向平均尺寸误差为0.1mm。最后,探究了反应烧结工艺,完成了直写成型生坯的致密化与近净成型。探究了炭黑含量与碳化硅晶须含量对烧结性能的影响。实验发现,随着炭黑含量的增加,弯曲强度先增加后减小,当碳含量为6.4wt.%时,弯曲强度最高为239.3MPa。随着碳化硅晶须含量的增加,材料弯曲强度和断裂韧性均呈先增加后减小趋势,添加15wt.%碳化硅晶须的复合材料,弯曲强度达到301.6MPa,添加20wt.%晶须时材料的断裂韧性达到4.02 MPa·m/2,与单相碳化硅相比分别提升了 26%和18%。

关键词： 2.5D SiO2/SiO2陶瓷基复合材料   SHPB实验   三维损伤模型   有限元分析  

摘要： 2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料凭借其优良的透波性能与耐热性能,受到航空航天领域的青睐,加之由其制成的结构部件具有良好的整体性,已经大量应用于制造导弹弹头等特殊部件。在实际应用场景中,陶瓷基复合材料会受到高速、高温、高压等环境因素影响,因此探究该材料在上述环境中的动态力学行为尤其重要。本文以2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料为研究对象,研究2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料在高应变率动态冲击压缩条件下的破坏损伤机理,采用试验与仿真的方法,揭示该材料在高应变率条件下的动态冲击力学性能和损伤失效。研究主要分为以下三个方面:(1)2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料是利用溶胶-凝胶技术(Sol-gel)制备而来,其特点是经过多次循环“浸渍→固化→干燥→烧结”处理工艺让陶瓷基材料更加致密,稳定。根据它的生产方法与纺织工艺,我们进一步确定了2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料的几何结构和材料属性,便于合理划分单胞,建立2.5D浅交弯联结构的几何模型,计算所建模型理论预测的纤维含量体积分数,将其结果与实际测量量进行对比,验证所建几何模型较符合实际情况。进而建立纤维束RVE模型并仿真预测Si O/Si O陶瓷基复合材料静态弹性参数,用于后续的仿真研究。(2)研究2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料单胞模型形成和构造,建立了细观水平的Si O/Si O陶瓷基复合材料有限元模型并在此基础上开展了动态冲击压缩仿真预测了2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料的动态力学特性。(3)搭建用于实现高应变率动态压缩力学试验的平台(SHPB试验装置),完成2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料SHPB试验方案规划、试样尺寸设计。完成了霍普金森压杆试验,获得了该材料的动态力学性能参数,分析处理在不同应变率下相同方向压缩以及相同应变率不同方向的2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料的应力(σ)-应变(ε)关系曲线。将动态SHPB试验结果与(2)的动态冲击压缩模型预测的结果进行对比,通过误差分析,表明动态冲击压缩模型有效的预测了2.5D Si O/Si O陶瓷基复合材料动态力学特性,在此有限元模型基础上,可以进一步对材料其他动态力学特性的预测和研究。

关键词： 超高温陶瓷基复合材料   组合工艺   微观组织   力学性能   抗氧化烧蚀性能   碳纤维增强  

摘要： 高超声速飞行器及其超燃冲压发动机工作于极端苛刻的热环境中，迫切需要开发出具有优异抗氧化烧蚀性能和力学性能的耐超高温结构材料。为提高C/C复合材料的抗氧化烧蚀性能，优化复合材料的微观结构，同时实现材料的高效快速制备，本论文组合浆料浸渍(SI)、前驱体浸渍裂解(PIP)和反应熔渗工艺(RMI)制备C/C-SiC-ZrB2-(ZrC)复合材料，系统研究了复合材料的微观组织、物相组成、基体形成机理、力学性能、热物理性能、静态抗氧化性能和动态抗烧蚀性能，探讨了材料的结构和组成对性能的影响。论文主要的研究内容和结论如下:(1)组合ZrB2陶瓷浆料浸渍和Si-Zr10共晶合金反应熔渗工艺制备了密度为2.82g/cm3，开孔率为3.43vol％的C/C-SiC-ZrB2复合材料，其制备周期较单一PIP工艺制备致密度约90％的复合材料降低了约66％。C/C-SiC-ZrB2复合材料的基体含Zr组分总量为13.77vol％，其中ZrB2陶瓷含量仅为9.51vol％。反应熔渗过程中，ZrB2陶瓷颗粒在高温熔体中团聚，并通过溶解-扩散-沉淀机制发生严重粗化，部分颗粒长轴粒径超过20μm，同时ZrB2-ZrSi2基体被反应生成的SiC压缩聚集，这共同导致复合材料的基体产生明显的相分离，微观组织结构不均匀。　　(2)针对C/C-SiC-ZrB2复合材料存在的含Zr组分含量较低和基体的物相分布不均匀等缺点，组合ZrB2浆料浸渍、ZrC-SiC有机前驱体浸渍裂解和Si-Zr10合金熔渗工艺制备了密度为3.18g/cm3，开孔率为2.77vol％的C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料，其制备周期较PIP工艺制备致密度约90％的复合材料降低了约40％。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的基体含Zr组分总量提高至20.67vol％，其中ZrB2和ZrC陶瓷总含量为13.14vol％。反应熔渗过程中，PIP工艺引入的纳米级ZrC-SiC复相陶瓷有效抑制了ZrB2颗粒的团聚和粗化，复合材料基体的组织结构均匀性得到优化。熔渗结束降温阶段，复合材料中残余的游离Si向ZrC陶瓷内部扩散，破坏ZrC相的晶体结构，同时原位反应生成SiC和ZrSi2，最终形成ZrC-ZrSi2-SiC三相混合微区。　　(3)测试并对比了C/C-SiC-ZrB2-ZrC与C/C-SiC-ZrB2复合材料的常温力学性能。二者具有相同的碳纤维含量，因此弯曲强度数值十分接近，但由于前者具有更加连续的基体-界面-纤维结构，其断裂韧性较后者提高了59.68％。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的弯曲强度、弯曲模量以及断裂韧性分别为121.46±13.77MPa，21.78±5.56GPa和7.01±0.96MPa·m1/2。　　(4)测试了C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料厚度方向（平行于针刺纤维）的热导率。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的热导率随温度升高而降低，室温至1200℃的平均热导率为22.09W/(m·K)，约为PIP工艺制备的C/C-ZrB2-ZrC-SiC复合材料的2倍。分析原因，C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料中存在ZrSi2合金相(7.53vol％)，同时具有更低的孔隙率(2.77vol％)和更连续的基体物相分布。　　(5)研究了C/C-SiC-ZrB2-ZrC与C/C-SiC-ZrB2复合材料900℃和1200℃的静态恒温抗氧化性能。相同氧化条件下，前者的失重量始终小于后者，这是因为前者的含Zr组分含量更高，可氧化生成更多的ZrO2，从而抵消更多因碳基体和碳纤维氧化所引起的失重。900℃氧化时，C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的失重量随氧化时间延长而逐渐增大，但当氧化温度升高至1200℃，复合材料在氧化40min后的失重量变化极小。分析原因，在1200℃氧化40min后，C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料的基体表面形成了铺展的玻璃态富SiO2的B2O3·SiO2氧化层，能封闭部分由氧化反应形成的微裂纹和孔隙，有效阻止氧气向材料内部的渗入。　　(6)采用等离子烧蚀考核了C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料1800-2000℃的抗烧蚀性能，探讨了其2000℃的抗烧蚀机理。复合材料的线烧蚀率随烧蚀温度升高而逐渐增大，但质量烧蚀率无明显变化。2000℃烧蚀300s后，其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为1.37×10-3g/s和3.43×10-3mm/s，与C/C-SiC-ZrB2复合材料相比分别下降了62.97％和32.35％，表现出较优良的抗烧蚀性能。C/C-SiC-ZrB2-ZrC复合材料2000℃的抗烧蚀机理如下:氧化产物SiO2熔体剧烈挥发，带走烧蚀表面大量热量，减缓了等离子焰流的烧蚀作用。烧蚀中心还形成了独特的双层氧化物保护膜，表层是

关键词： 陶瓷先驱体   直写成型   h-BN强韧化   抗压强度   陶瓷抗氧化  

摘要： 随着增材制造技术的兴起,人们对于可定制结构先进陶瓷的需求越来越大。以陶瓷粉体为原料的增材制造具有孔隙率高、成分不均匀、耗能高等问题,而使用先驱体聚合物代替陶瓷粉末进行3D打印,可以实现近净成型。先驱体聚合物可以进行成分设计以满足各种3D打印技术的需求,并通过添加功能填料,获得所需的成分,从而实现结构与功能一体化。 以碳化硅粉体为原料的增材制造具有孔隙率高、成分不均匀、耗能高等问题,而使用先驱体聚合物代替陶瓷粉末进行3D打印,则可以很好的解决这些问题,更好的实现近净成型。在本文研究中,以聚碳硅烷（PCS）为陶瓷先驱体,通过加入惰性填料h-BN纳米颗粒和β-SiC晶须,配置出具有良好性能的的粘弹性陶瓷浆料,利用直写成型（DIW）制备出结构稳定、表面质量高、收缩小、强度高的的三维晶格结构,实现了h-BN增强SiCw/SiC陶瓷基复合材料复杂零件构造。 本文通过优化配料比例以及制备方法,配制出具有剪切稀化特点的粘弹性浆料,以满足DIW工艺对于浆料的要求。之后优化DIW打印参数,与陶瓷浆料相匹配,制备出连续均匀,表面质量高的复杂陶瓷构件坯体。最后通过合适的预氧化和高温焙烧,最终制备出高强、低收缩、致密、抗氧化、高几何保真度的复杂陶瓷构件。通过成分分析发现,高温焙烧下的先驱体陶瓷先后经历缩聚交联阶段、陶瓷化阶段和高温碳化阶段。在800℃完成陶瓷转化,实现由有机到无机的转变,1200℃下SiCx Oy基体向SiC陶瓷实现进一步转化。观察微观组织发现打印细丝具有芯壳结构和h-BN/SiCw定向排列的特点,可以固定和支撑打印结构。最后通过性能测试发现当h-BN/PCS比例为0.5时,复合材料的综合性能最佳:打印构件的抗压强度为334.5 MPa,孔隙率为4%,失重率为5%,线性收缩率为10%。基于此分析了其强韧化机制,发现适当含量的h-BN可以更好弥补先驱体在热解过程中的收缩,填充聚合物裂解产生的空隙和裂纹,从而提升结构的稳定性。同时DIW可以促使增强体h-BN/SiCw沿着打印方向定向排列,以桥接、拉拔、粘脱等强韧化方式来增强陶瓷构件的强度。 h-BN增强SiCw/SiC复合材料经中温氧化后外壳表面会生成一层玻璃态硼硅酸盐阻隔层,相较于非致密的SiO2氧化层,玻璃态硼硅酸盐可以更有效地降低氧气向内部的扩散速率,h-BN的加入可使1100℃/10h氧化条件下复合材料芯部的氧含量从12.33%降至5.75%。适量增强相含量（h-BN/PCS=0.5）可以提升复合材料抗氧化性,不同温度下的氧化增重较为稳定,表面可以生成完整且连续的玻璃态的硼硅酸盐氧化膜。并且具有高温自愈合性,能够修补氧化表面的裂纹和孔隙,提升材料致密度,减少氧元素向材料内部扩散的路径。

关键词： 可重复使用飞行器   热防护结构   C/C复合材料   陶瓷基复合材料   导波传播特性   烧蚀监测  

摘要： 可重复使用飞行器是一种能够在大气层、临近空间和地球低轨道之间往返飞行的先进新型空天飞行器。热防护结构作为可重复使用飞行器设计与制造的关键组成部分,面对再入过程中气动加热环境,其发生故障的概率比一般结构高得多,为实现可重复使用飞行器的高可靠性和易维护性,亟需发展可实现快速诊断能力的热防护结构健康监测方法。本文面向可重复使用飞行器典型防隔热、耐高温热防护结构的健康监测,探索并研究了压电导波结构健康监测方法,主要研究内容及创新如下: 1)研究了导波监测理论,针对耐烧蚀C/C复合材料和防隔热性能良好的陶瓷基复合材料制备的两种典型热防护结构开展导波监测实验,研究了导波在两种典型热防护结构中的多模式和频散等传播特性,验证了两种典型防隔热、耐高温热防护结构中导波监测方法的可行性。 2)研究了典型热防护结构烧蚀损伤制造方法及烧蚀导波监测方法,结合热防护结构的烧蚀实验需求,确定了氧-乙炔烧蚀实验方法,基于主动压电导波的结构健康监测方法,建立了面向可重复使用飞行器典型防隔热、耐高温热防护结构的导波烧蚀监测研究试验系统。 3)针对耐烧蚀C/C复合材料和防隔热性能良好的陶瓷基复合材料制备的两种典型热防护结构开展了烧蚀损伤导波监测方法研究,研究并分析了烧蚀损伤对导波传播特性的影响,提出了表征烧蚀损伤程度的导波损伤因子及导波损伤成像方法,通过实验验证了方法有效性。

关键词： SiCf/SiC复合材料   低温铣削   切削温度   切削力   材料去除机理   刀具磨损机理  

摘要： 连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（简称SiC_f/SiC复合材料）具有高比强度、低比重等特点,广泛应用于航空航天、国防等领域。但因其高硬度、各向异性和非均质性,在加工中普遍存在切削温度过高、刀具磨损严重等问题。本文针对SiC_f/SiC复合材料的加工难点,研制了宽温度域低温冷却系统,并开展了低温切削试验研究,探究了低温对SiC_f/SiC复合材料加工特性的影响。主要研究工作如下:（1）设计搭建了宽温度域可控低温射流冷却系统,通过控制液氮与常温压缩氮气之间的混合比例实现控温,并采用STM32-ARM为核心的温度控制器实现射流温度的实时监测与调控。为保证液氮与常温压缩氮气的充分混合,提高射流输出温度的准确性,对低温系统中的混合腔结构进行优化设计。最后对系统进行了测试,当设定温度在-120℃～常温时,能够控制误差在±10℃的范围内;设定温度低于-120℃时,实际输出温度比设定温度低20℃左右,误差较大。（2）开展了SiC_f/SiC复合材料的低温铣削试验研究,对比研究了CVD金刚石刀具和PCD刀具的切削性能,研究了低温射流温度、切削速度、每齿进给量对切削力、切削温度的影响规律,并进行参数优选,结果表明,PCD刀具切削SiC_f/SiC复合材料时具有更高的切削性能,随低温射流温度的降低,切削温度降低,切削力升高;随切削速度的增大,切削温度和切削力均升高;随着每齿进给量增大,切削温度降低,切削力增大。低温射流温度优选为-150～-100℃;切削速度干式条件下为75.4～113m/min,液氮条件下为75.4～150.7m/min;每齿进给量干式条件下为0.015～0.02mm/z,液氮条件下为0.015～0.02mm/z。（3）开展了SiC_f/SiC复合材料的低温冷却和干式加工对比试验,研究了干式与低温下材料已加工表面的缺陷形式、刀具的磨损机理和刀具寿命,揭示了材料去除机理。SiC基体以脆性断裂的方式去除,纬向的SiC纤维主要以剪切断裂和轴向拉伸断裂的方式去除,经纱方向SiC纤维主要以弯曲断裂的方式去除;缝经纱0.5D方向SiC纤维主要以剪切断裂的方式去除。刀具的磨损主要以后刀面磨损为主,磨损机理为机械磨损,与干切削相比,低温铣削中刀具寿命提高了约67%。

关键词： 陶瓷基复合材料   数字射线检测   检测参数   缺陷识别  

摘要： 随着航空发动机高推重比、高效率的发展需要,陶瓷基复合材料以其密度低、耐热等优势,目前已逐渐应用在航空发动机高温部位。由于陶瓷基复合材料制件具有更为复杂的制造工序以及多孔隙结构特征,在制件的制备和加工过程中采用有效的无损检测手段是十分必要的。本文针对SiCf/SiC陶瓷基复合材料的缺陷检测,开展了 X射线检测研究。研究了孔洞、裂纹等缺陷X射线图像特征,并研究了管电流、管电压、扫描间距对射线成像质量的影响规律。结果表明,综合考虑图像成像各影响因素,当管电压为105kV、管电流为10mA、扫描间距为0.025mm时,计算机射线成像技术(Computed Radiography,CR)成像质量最佳,当管电压为105kV、管电流为0.4mA、放大倍数为8倍时,数字射线检测技术(Digital Radiography,DR)成像质量最佳;结合检测参数对图像品质的影响分析,认为在合适的透照参数下,微焦点DR检测技术空间分辨力优于CR检测技术,可达到D13以上。在此基础上,为了进一步提高工程化检测应用中的图像质量,研究了匹配图像增强处理算法,采用边强化、图像锐化、删除噪点三种图像处理算法对数字图像进行了处理,三种图像处理算法对图像的对比度、信噪比均有改善,能够有效提升图像质量。为了获得缺陷在结构中的三维信息,对陶瓷基复合材料构件中的孔洞、裂纹、分层以及密度不均等四类典型人工缺陷进行了计算机层析成像(Computed Tomography,CT)研究,结果表明,在合理的参数条件下,上述四种典型人工缺陷能够获得有效的三维影像。同时采用CT成像技术对材料内部实际孔洞缺陷及孔隙率进行了检测,结果表明,该材料试件孔隙率为1 1.1%,其内部孔洞主要分布在纤维束层间及编织方向分布。最后,通过对陶瓷基复合材料环境障涂层进行了 CT检测,检测结果表明,环境障涂层为非致密性结构,CT检测技术能够有效识别涂层内孔洞、疏松状孔洞、裂纹等缺陷。

关键词： 陶瓷基复合材料   摩擦磨损机理   细观结构磨损有限元模拟  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic matrix composites,CMCs)以其高比模量、密度低、优异的高温力学性能等优点,已成为下一代航空发动热端部件的关键材料,更是未来发动机发展的核心技术之一。编织CMCs结构件在航空发动机中常常与高温合金进行连接,长时间服役其表面会发生摩擦磨损,从而影响CMCs结构件的可靠性。然而目前编织CMCs的常温摩擦磨损性能和机理为主要以刹车盘为研究对象,但在连接结构的小载荷低速度的条件下,其摩擦性能和磨损机理具有明显区别。因此,揭示编织CMCs常温和高温摩擦磨损机理、实现磨损有限元模拟、以及磨损后力学性能的研究,对于编织CMCs连接结构的工程实际应用具有重要作用。本文首先开展了平纹编织SiC/SiC复合材料与GH4169配副的室温、高温往复摩擦试验,探讨了载荷、滑动速度和温度对其摩擦磨损性能的影响。采用光学显微镜和电子扫描显微镜对磨损表面形貌和局部特征进行了观察,分析了平纹编织SiC/SiC复合材料的磨损特征,揭示了其常温、高温磨损机理。基于Archard磨损模型,建立了编织CMCs的磨损有限元模拟方法,从宏观和细观尺度对CMCs的磨损量和磨损特征进行了数值模拟。与磨损试验结果进行对比,验证了磨损模拟方法的有效性。开展了编织CMCs磨损后室温准静拉伸试验,采用非接触式应变测量方法(Digital Image Correlation,DIC)获得了磨损表面在拉伸载荷下的应变场分布特征和演化规律。最后建立了编织CMCs复合材料磨损后细观结构RVE模型,通过渐进损伤分析方法模拟了细观结构在拉伸载荷下的应变场分布特征和失效过程。最终,实现了编织CMCs复合材料磨损模拟预测以及磨损后轴向拉伸失效分析。

关键词： 陶瓷基复合材料   调节片   结构设计   内聚力模型   子模型法  

摘要： 陶瓷基复合材料(CMC)具有耐高温、高比强度等优良性能,是航空发动机高温部件的首选材料。目前CMC构件强度分析忽略了分层损伤的影响,严重影响强度分析的精度。对CMC调节片连接结构的简化,导致连接结构强度分析困难。CMC结构件设计通常只针对宏观外形设计,忽略了细观结构,无法充分发挥CMC的力学性能。针对上述问题,本文以分层损伤分析为切入点,对CMC调节片的分层损伤分析、连接结构强度计算和结构设计优化三个方面进行研究。首先,采用内聚力模型(CZM)对CMC梁进行弯曲载荷下分层损伤模拟,开展了四点弯曲试验进行验证,并进一步研究了内聚力模型参数对计算结果的影响。然后,基于CZM和渐进损伤算法对CMC-金属销钉模拟件连接结构拉伸行为进行了有限元仿真,并开展了相关试验。通过设置不同间隙量求解CMC-金属连接结构,获取合适的间隙量。在上述研究基础上,设计了CMC-金属混合连接方案的调节片为初始方案。利用渐进损伤进行总体强度分析,通过子模型法和CZM对连接结构进行局部分层损伤分析。计算结果表明,混合方案调节片结构复杂,容易发生破坏。然后对结构方案进行优化,设计了一种全复材方案调节片,通过多目标优化算法完成优化设计。对耳片结构进行分层损伤分析,结果表明只存在少量区域出现分层。最后针对平纹编织CMC层间性能较弱的缺点,采用Z-pin技术对CMC调节片局部细观结构进行优化,消除CMC结构的分层损伤。上述研究得到以下结论:(1)内聚力模型可以有效模拟CMC分层损伤,与渐进损伤算法结合,可以提高CMC结构件的强度分析精度。(2)Z-pin技术可以提高CMC层间性能,消除分层损伤。(3)对CMC结构件设计采用宏细观优化方案,可以充分发挥CMC的力学性能。