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： 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。

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： 石墨烯   陶瓷   复合材料制备   介电性能   吸波性能  

摘要： 随着信息技术的快速发展,吸波材料在电子可靠性、医疗保健和国防安全等方面发挥着越来越重要的作用。因此,开发薄厚度、低密度、宽带宽、强吸收的高性能吸波材料引起了人们的极大兴趣。近年来,由于石墨烯具有低密度、高比表面积、强介电损耗和高电子导电性等优点,将其作为高性能吸波材料受到了广泛的关注。然而单一的石墨烯由于阻抗匹配差,吸波机理单一,限制了其进一步拓展应用。为了进一步优化石墨烯的吸波性能,本论文采用不同石墨烯衍生物和陶瓷基材料相结合,最终制备出综合性能较强的吸波复合材料。本论文主要研究内容如下:(1)采用等离子喷涂技术制备不同含量的石墨烯纳米片(GNS)/氧化锌(ZnO)/氧化铝(Al2O3)吸波涂层。系统研究了涂层的微观结构与相组成,分析了 8.2～12.4 GHz频率范围内不同GNS含量对复介电常数和吸波特性的影响。结果表明石墨烯均匀分散在粉末和涂层之中,由于GNS具有较高的电导率和极化损耗,涂层的复介电常数随GNS含量的增加而提高。当GNS添加量为15 wt.%,涂层厚度为1.82 mm时,涂层吸波性能最优,有效吸收频宽(EAB,反射率RL≤-10 dB)覆盖了 11.2～12.0 GHz,且最小反射率(RLmin)达到了-45 dB,同时,相比未加GNS的涂层,涂层硬度由914.2 HV0.2提高到1057.3 HV0.2。(2)采用水热和冷冻干燥法合成了不同形貌和质量比的还原氧化石墨烯(RGO)/ZnO三维(3D)多孔复合材料。研究发现,通过调节前驱体pH值可控制复合材料中ZnO晶粒形态,剩余Zn2+吸附在RGO薄片上形成了 ZnO纳米晶,且RGO上生长的ZnO纳米晶有效防止了 RGO的团聚。复介电常数和吸波性能测试结果表明,当游离ZnO形貌为小六棱柱(pH=8.5),ZnO:RGO质量比为8:1,厚度为3.4 mm时,复合材料具有最佳的吸波性能,EAB覆盖了 8.7～11.1 GHz 和 11.5～12.4 GHz。(3)通过热处理和水解工艺制备了 3D多孔TERGO/ZnO复合材料。GO经热膨胀后脱氧并迅速膨胀形成3D多孔TERGO结构,再将ZnO颗粒均匀地分散在TERGO表面或层间,系统研究了不同TERGO:ZnO质量比对复合材料复介电常数和吸波性能的影响,同时还制备了 3D多孔膨胀石墨(EG)/ZnO复合材料进行对比。结果表明复合材料中TERGO/ZnO质量比为1:4,厚度为3.9 mm时,具有最强的吸波性能,EAB覆盖了整个X波段(8.2-12.4GHz)。相比较EG/ZnO复合材料,其EAB扩宽了两倍,这归功于多重反射和偶极子极化的增强。(4)先通过水解和热处理在TERGO和EG表面包覆一层Al2O3或ZnO,再加入基体Al2O3并使用等离子喷涂技术制备出三种涂层。系统地研究了不同涂层的显微结构、吸波性能以及摩擦学性能。结果表明,Al2O3包覆的涂层熔融状态较好,而ZnO包覆的涂层粉末化严重。此外,TERGO和EG均匀的分散在涂层中。由于阻抗匹配和偶极子极化的增强,TERGO/Al2O3涂层的吸波性能最优,在厚度为2.2mm时,EAB达到了 2.8 GHz,RLmin在频率为9.8 GHz时达到了-35.3 dB,同时RL≤-20dB(99%的吸收)的频宽达到了 0.7GHz。此外,由于TERGO的自润滑性以及Al2O3涂层的熔融状态较好,TERGO/Al2O3涂层还具有优异的耐磨减摩性能,其摩擦系数和磨损率相较于纯Al2O3涂层分别降低了 41%和90%。

关键词： 氧化物陶瓷   水相浆料   氧化物CMCs   陶瓷前驱体   涂层  

摘要： 随着我国航空航天技术的发展,飞行器性能不断提高,对热端部件的高温结构材料提出了更高的性能要求。连续氧化物陶瓷纤维增强氧化物陶瓷基复合材料作为新兴的航空航天高温结构材料,具有良好的机械性能、优异的高温抗氧化侵蚀性能等优点,有着广泛的应用前景。本论文的研究面向连续NextelTM720纤维增强氧化物（N720/Al2O3、N720/Al2O3-Zr O2）陶瓷基复合材料（Ceramic matrix composites,简称CMCs）,采用不同粒径分布的陶瓷粉体与氧化铝溶胶相组合使用来构建氧化物CMCs的多孔基体,再使用聚合物陶瓷前驱体通过浸渍热解工艺（Precursor infiltration pyrolysis,PIP）进一步强化基体,制得具有良好力学性能和高温稳定性的氧化物CMCs并开展相应的性能研究。本论文的主要研究内容如下:（1）设计并制备一种用于氧化物CMCs制备的水性陶瓷浆料体系,该浆料由水溶性高分子（PVA）、Al2O3溶胶、微米级Al2O3粉体和纳米Al2O3或亚微米级Zr O2粉体组成。该水性浆料体系具有较高的浸渗能力,简化CMCs的制备工艺。同时浆料中的粉体组份通过大小颗粒与溶胶间的合理搭配使陶瓷基体具有较高的烧结活性也具备一定的高温稳定性。利用氧化铝溶胶、微米级氧化铝与纳米级氧化铝粉体构建基体,结合浸渗莫来石聚合物陶瓷前驱体可制备出了高性能的N720/Al2O3CMCs。通过原料配方和制备工艺的优化,更好地发挥连续纤维和多孔弱基体的协同作用进而实现复合材料整体的增强增韧效果,N720/Al2O3体系中样品最佳抗弯强度和弹性模量达到254.90±15.31 MPa、59.13±3.28 GPa,对应的体积密度和孔隙率分别为2.71 g/cm3和23.71%;1100℃热老化24 h后,强度保持率约为85%。（2）在氧化物CMCs的陶瓷基体中引入异相亚微米级Zr O2粉体,构建了Al2O3-Zr O2基体,并分别使用Al2O3或Zr O2聚合物陶瓷前驱体浸渍复合材料,得到了两种不同的粘结相结构,制备出系列的以多孔Al2O3-Zr O2复相陶瓷为基体的N720/Al2O3-Zr O2CMCs,当配方中氧化锆粉体用量为30%,复合材料的弯曲强度和弹性模量达到200.06±14.02 MPa、58.53±2.71 GPa;研究发现多孔基体中合适的陶瓷组元的引入能够有效提高材料的高温稳定性,N720/Al2O3-Zr O2CMCs样品分别在1100℃和1200℃热老化24h后,其相应的力学性能保留率分别为104%和89%。（3）在氧化物CMCs中尝试引入稳定的弱界面相,无需依赖弱基体效应,与高致密化度的氧化物陶瓷基体相结合制备性能更稳定的氧化物CMCs。初步开展了关于纤维与基体间界面相材料（LaPO4涂层）的研究,优化涂敷工艺,构筑弱界面以实现基体和增强体纤维间界面结合力的调控。本论文为氧化物CMCs的制备探索了一种简便有效的方法,通过构建不同微观结构的陶瓷基体,系统研究氧化物CMCs材料在高温下的微观结构演变机制,探究了改善氧化物CMCs高温稳定性的微观结构设计原理和制备方法,有效提升了氧化物CMCs的力学性能及高温稳定性,研究结果表明合适的基体设计对高性能氧化物CMCs至关重要,本论文研究的成果将为解决氧化物CMCs在高温长时服役环境下的性能衰减难题提供一有益的思路。

关键词： 陶瓷基复合材料   碳化硅纤维   氧化铝纤维   增韧机制   力学性能   氧化失重率  

摘要： 随着我国建设航天强国步伐的加快,高性能陶瓷基复合材料逐步成为航空发动机热端部件的优选材料。本文以耐高温高强度碳化硅纤维和耐高温抗氧化氧化铝纤维混编作为纤维预制体,以聚锆钇氧烷和聚铝硅氧烷作为基体前驱体溶液,采用先驱体浸渍热解法制备出轻质、高强、高韧、耐高温的（SiC-Al2O3）_f/YSZ-M复合材料,通过Cr3+荧光光谱分析界面残余应力,通过扫描电子显微镜表证复合材料微观结构,通过三点弯曲法和单边切口梁法测定复合材料力学性能,通过裂纹偏转、纤维拔出、纤维桥联分析了复合材料增韧机理和氧化损伤机理。研究结果表明: 采用真空/加压浸渍、200℃干燥、500℃固化的基体致密化处理和1200℃氩气环境高温烧结2 h的先驱体浸渍热解法,可制备出高致密度和优异力学性能的（SiC-Al2O3）_f/YSZ-M复合材料。复合材料基体中由聚合物裂解产生的大量残余碳能有效降低纤维/基体界面处残余径向压应力和界面摩擦系数,削弱纤维/基体界面结合强度触发裂纹偏转、纤维脱粘等增韧机制。 （SiC-Al2O3）_f/YSZ-M复合材料经氧化实验后由于纤维和基体间形成强结合界导致力学性能下降。具有SiC涂层的（SiC-Al2O3）_f/YSZ-M复合材料的抗氧化性能受温度的影响较大,其氧化失重率随温度提高呈现先上升后下降再上升的规律。 （SiC-Al2O3）_f/YSZ-M复合材料的抗弯强度和断裂韧性要高于碳化硅纤维增强莫来石陶瓷基复合材料,且表现出较为优异的抗氧化性能,在高温热结构领域显示出强大生命力。