关键词： 陶瓷基复合材料   强度理论   界面脱粘   韧脆性转变   混合率  

摘要： 韧-脆性转变对于连续纤维增强陶瓷基复合材料（CMCs）的设计与性能评价具有重要意义。采用单纤维圆柱体模型，基于弹性力学理论、剪滞理论、纤维统计强度理论以及混合率，考虑细观损伤破坏机理、纤维近表面应力集中因子和界面脱粘能量释放率，建立了CMCs的跨尺度韧-脆性转变过程拉伸强度的表征预测模型，并将理论模型用于2D-C/SiC复合材料进行了初步对比论证。研究结果表明，混合率强度模型可合理表征CMCs韧-脆性转变过程的强度特性，并准确预测CMCs的韧-脆性转变界面力学条件，其对2D-C/SiC复合材料的强度预测值与实验数据吻合较好，揭示了纤维近表面应力集中效应对CMCs韧-脆性转变的核心作用机制。此外，考虑断裂纤维簇对应力集中的影响时，模型的强度预测值大幅度降低，表明非均匀界面性能和非均匀承载导致的局部纤维簇断裂核，对CMCs的承载性能具有显著削弱效应。

关键词： SiBOC陶瓷   浆料   填料含量   六方氮化硼   前驱体浸渍裂解   C   /SiBOC陶瓷基复合材料   力学性能  

摘要： 碳纤维增强SiBOC陶瓷基复合材料(Cf/SiBOC CMC)具有低密度、高强度以及优异的耐高温和抗氧化性能。为了进一步提高Cf/SiBOC CMC力学性能，以聚硼硅氧烷（PBS）、纳米六方氮化硼（h-BN）、碳化硅（SiC）和炭黑为原料制备了不同填料含量的混合浆料，并以混合浆料为前驱体，采用前驱体浸渍裂解（PIP）工艺制备了Cf/SiBOC CMC；分析填料含量对SiBOC陶瓷前驱体浆料黏度的影响，以及浆料中填料含量与PIP循环次数对复合材料孔隙率、体积密度与力学性能的影响；通过旋转黏度仪、场发射扫描电子显微镜和万能试验机对样品进行表征。结果表明：以填料含量为13.77%，黏度为881.33 mPa·s的浆料为前驱体，所制备的Cf/SiBOC CMC力学性能在4次PIP循环后达到最优，抗弯强度和断裂韧性分别为202.33 MPa和7.61 MPa·m1/2，相比未添加填料的复合材料分别提升了49.87%和19.28%，对应的孔隙率和体积密度分别为7.16%和1.6767 g/cm3。该研究可为SiBOC陶瓷基复合材料力学性能的提升提供一定的参考。

关键词： WC陶瓷基复合材料   ZrO   放电等离子烧结   烧结工艺   晶粒生长动力学  

摘要： 采用放电等离子烧结（SPS）制备了WC-ZrO2陶瓷基复合材料，研究了SPS对复合材料显微组织、性能和晶粒生长动力学的影响。采用X射线衍射仪、扫描电镜和透射电镜对样品的相组成、形貌和粒径进行了研究。结果表明：较佳SPS工艺为1650℃，5 min，40 MPa。WC-10 wt.% ZrO2具有较佳的综合性能，其相对密度为99.9%，硬度为2003 HV，断裂韧性为11.3 MPa·m1/2。WC-10 wt.% ZrO2在长轴和短轴方向上的生长动力学指数和生长活化能分别约为2.173和421.342 kJ/mol，2.326和457.685 kJ/mol。WC陶瓷和WC-ZrO2陶瓷基复合材料中的生长传质机制分别受离子的随机扩散和晶界扩散控制。

关键词： 航空发动机   复合材料   先进性材料   金属基复合材料   陶瓷基复合材料  

摘要： 本文综述了复合材料和先进性材料在航空发动机中的应用现状与发展趋势,探讨了其在提高发动机性能、延长使用寿命以及降低燃油消耗等方面的潜力。随着材料科学的发展,复合材料和金属基、陶瓷基复合材料(MMC、CMC)逐渐成为航空发动机关键部件的选择,提供了更优越的力学性能与耐热性。展望未来,材料创新对航空发动机技术发展的深远影响,尤其是在提升燃油效率、降低排放及推动绿色航空技术发展方面,具有重要意义。

关键词： 陶瓷基复合材料(CMC)   材料去除机制   材料损伤机制   划擦力  

摘要： 针对SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料去除机理研究需求,开展金刚石划擦SiC_(f)/SiC复合材料试验,系统地研究划擦过程中划擦力的影响,分析不同加工方向和划擦参数对材料去除机制。结果表明,划擦力影响大小排列顺序为划擦深度、划擦速度和划擦角度。当划擦方向与纤维方向成0°时,可得到最小的划擦力和较好的表面质量。当划擦方向与纤维方向成45°或90°时,金刚石压头会影响SiC_(f)/SiC复合材料表面质量。这主要是因为SiC_(f)/SiC复合材料主要的材料去除方式是脆性断裂,其特征是纤维直接断裂、基体破碎、纤维拔出。在实际加工中,可通过控制加工方向与纤维方向、控制磨削深度等加工参数提高表面质量。

关键词： 针刺陶瓷基复合材料   微观缺陷   Micro-CT检测   缺陷表征  

摘要： 针刺陶瓷基复合材料在航空航天等领域具有广阔的应用前景。针对针刺陶瓷基复合材料内部存在的微观缺陷,采用Micro-CT技术进行高精度检测,从微观层面观测分析针刺陶瓷基复合材料内部孔隙、纤维偏转和裂纹等缺陷。借助三维重构技术重构基体和纤维结构,分析了孔隙的分布特点和各区域孔隙的形成机理。基于孔隙形态结构,对孔隙分布位置与形态差异进行了准确表征,为进一步揭示材料内部微观缺陷对复合材料性能的影响奠定了基础。

关键词： 陶瓷基复合材料   激光烧蚀   砂带磨削   激光辅助磨削   脆性断裂损伤  

摘要： SiC_f/SiC复合材料因其低密度、耐高温、高比强度和耐腐蚀等特点，在航空发动机热端部件中具有重要的应用前景，但其非均质及硬脆性导致的难加工问题制约了其高性能服役和广泛应用。基于此，提出了激光诱导烧蚀辅助砂带磨削方法，并探究了加工过程中材料去除行为和损伤机理，系统分析了不同工艺参数对磨削力、磨削温度和表面粗糙度等的影响规律。结果表明，激光诱导烧蚀使SiC_f/SiC复合材料表面氧化生成了极易去除的SiO2颗粒。对比传统磨削，激光诱导烧蚀辅助砂带磨削减小了大面积纤维脆性断裂，并生成了形状与尺寸大小基本一致且含有大量氧化物的磨屑。此外，激光扫描间距的增加会导致磨削力、磨削温度和表面粗糙度的增加。最后，在激光扫描间距为130μm，砂带进给速度为100 mm/min，磨削速度达到2 100 r/min的工况下，SiC_f/SiC复合材料主要以微断裂形式去除，且纤维和基体表面形貌呈现出压溃和犁耕状，最终在表面形成大块平整且无明显裂纹的区域，得到的表面质量最佳。

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（CeramicMatrixComposites,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℃/1.5kN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粘或基体裂纹。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： SiC/SiC陶瓷基复合材料   SiC过渡层   玻璃陶瓷复合涂层   结合性能  

摘要： SiC/SiC陶瓷基复合材料以其耐高温、低密度、高强度等优点有望被用于可重复使用空天飞行器的热防护系统。鉴于空天飞行器面临的复杂恶劣使用环境，为满足可重复使用的要求亟需在SiC/SiC陶瓷基复合材料表面制备高温抗氧化封严涂层，因SiC/SiC陶瓷基复合材料粗糙且各向异性的表面易诱导涂层开裂失效，封严涂层设计和涂层结合性能优化有待进一步研究。本工作通过化学气相沉积法在SiC/SiC陶瓷基复合材料表面设计制备了SiC过渡层，解决了MoSi2掺杂的SiO2-Al2O3-BaO-B2O3玻璃陶瓷复合涂层(MoSi2-SABB)的开裂剥落问题，使涂层展现出良好的抗热震性能。有限元分析表明SiC过渡层能够有效降低MoSi2-SABB涂层与基材界面的残余应力，缓解残余应力的各向异性，显著提升了涂层的结合性能。结合第一性原理计算探究了不同晶型极性SiC过渡层与MoSi2-SABB涂层的结合机制，结果表明SiC过渡层的晶型与极性是影响涂层结合性能的关键因素，为SiC/SiC陶瓷基复合材料表面封严涂层的设计与涂层结合性能的优化提供了重要依据。