关键词： 陶瓷基复合材料   放电等离子烧结   微观结构   电磁吸波性能   力学性能  

摘要： Ti3C2Tx MXene作为一种新型二维材料，具有导电性强、密度低、亲水性好，耐腐蚀性好，比表面积大、柔韧性好等优点，自发现以来就一直是复合材料领域的研究的热点，通过与Ti3C2Tx MXene复合可以很好的解决材料的导电性较低的问题，有效提高材料的力学性能，这些特点使其在电磁吸波领域有很大的应用潜力。然而Ti3C2Tx MXene由于导电性过强，无法直接作为电磁波吸收材料，因此在Ti3C2Tx基体内引入第二相来提高电磁吸波性能是一种常见的提高电磁波吸收的一种方法，本文通过分别对Ti3C2Tx MXene的刻蚀和Ti3C2Tx MXene的复合进行研究，利用SPS烧结制备两种新型耐高温Ti3C2Tx复合材料，重点研究了材料的制备工艺、微观结构、电磁屏蔽性能和力学性能，研究表明，通过制备Ti3C2Tx复合材料可以显著提高材料的电磁屏蔽性能以及力学性能，为提供一种Ti3C2Tx高温领域的应用提供了一种可行的途径。本文主要研究内容如下：　　（1）对Ti3C2Tx MXene的刻蚀方法进行研究。通过CaF2/HCl原位合成HF酸法对Ti3AlC2进行刻蚀，得到一种新型三明治结构的Ti3C2Tx MXene，通过调节刻蚀温度，反应物的质量比以及烧结温度来探究对Ti3C2Tx MXene制备影响，研究发现，在65℃下，CaF2与Ti3C2Tx物质的量比为0.02:0.004和0.015:0.004时，制备出来的Ti3C2Tx/CaF2质量最好。其中CaF2与Ti3C2Tx物质的量比为0.02:0.004时制备的Ti3C2Tx/CaF2粉体的电磁吸波性能达到-46dB，经过SPS700℃烧结后的块体材料的电磁屏蔽性能达到37dB，可以有效的阻挡超过99.9%的电磁波，通过提高烧结温度还可以有效提高材料的力学性能，其中CaF2与Ti3C2Tx物质的量比为0.02：0.004时制备的Ti3C2Tx/CaF2复合材料SPS700℃烧结制备的复合材料具有最强的MSP强度，比650℃制备的复合材料提高了3.7%，CaF2与Ti3C2Tx物质的量比为0.015:0.004时，制备出来的Ti3C2Tx/CaF2复合材料SPS700℃烧结制备的复合材料具有最强的维氏硬度，比650℃制备的复合材料增加了5%。　　（2）对Ti3C2Tx/AS材料进行研究，利用LiF/HCl原位合成HF酸的方法对Ti3AlC2进行刻蚀,并利用手摇剥离法制备出大的片状的Ti3C2Tx MXene，利用原位合成法制备Ti3C2Tx/EMT复合材料，最后利用SPS烧结制备Ti3C2Tx/AS复合材料,研究表明，Ti3C2Tx的含量对复合材料的吸波性能有重要的影响，当Ti3C2Tx质量为10%时，制备出来的复合材料具有最优异的电磁吸波性能，在2.08mm处达到最强电磁吸波值为-54dB,可以消耗超过99.999%的电磁波。通过比较，含有15%的Ti3C2Tx能够对基体的MSP强度有很大的提升，比基体材料提升了44%，杨氏模量提升了4.6%。　　（3）对Ti3C2Tx/Ni/AS材料进行研究，利用离子交换法，制备10%Ti3C2Tx/Ni/EMT,并通过SPS烧结制备10%Ti3C2Tx/Ni/AS复合材料，研究发现，Ni的加入可以有效的提高材料的电磁吸波性能，复合材料在1.18mm处的具有最强的电磁吸波值为-68.21dB，比基体吸波性能增加了-14.21dB。

关键词： SiC纳米纤维   SiC陶瓷基复合材料   成型压力   界面相   聚合物浸渍裂解   反应熔渗  

摘要： SiC陶瓷具有低密度、高强度、抗蠕变、耐腐蚀和耐高温的特性,已广泛应用于安全防护、热防护、机械等领域。由于SiC陶瓷脆性大、服役时易发生灾难性损毁,限制了其作为热结构材料的应用。采用SiC纤维增强增韧SiC陶瓷基复合材料是有效改善陶瓷脆性的重要途径。与连续SiC陶瓷纤维比较,碳化硅纳米纤维(SiC)为单晶结构,拉伸强度和弹性模量高,是一种理想的增强体。针对当前原位生长的方法制备的SiC协同SiC纤维增韧SiC陶瓷基复合材料中存在SiC含量少、长度短、纤维拨出效应弱的问题,本课题以SiC为增强体,经模压成型、聚合物浸渍裂解和反应熔渗联用(PIP-MI)工艺制备了高体积分数的SiC增韧SiC陶瓷基(SiC/SiC)复合材料。为降低高温渗硅过程对SiC的损伤并提高SiC对复合材料的增韧效果,通过PIP工艺对预制体分别进行了不同次数的SiC填充和C/SiC、BN/SiC界面相包覆,主要研究内容如下:(1)以超长SiC为增强体,采用模压成型工艺,通过不同成型压力制备出不同SiC体积分数的预制体,并结合PIP-MI工艺制备出高致密SiC/SiC复合材料,探究了成型压力对SiC/SiC复合材料结构和性能的影响。结果表明:随着成型压力的增大,SiC体积分数不断增加,有助于载荷在陶瓷基体与增强体间的传递,但过大的成型压力会导致SiC严重断裂。当成型压力为30 MPa时,预制体中SiC体积分数达到19.95%,且SiC连续性好,复合材料抗弯强度和断裂韧性分别达到188 MPa和9 MPa·m;当成型压力为40 MPa时,预制体中SiC体积分数高达22.13%,但SiC严重断裂,长度仅有3～5μm,复合材料抗弯强度和断裂韧性分别降至175 MPa和8.4 MPa·m。(2)为降低反应熔渗过程对SiC的损伤,以聚碳硅烷溶液为前驱体,采用PIP工艺在预制体填充SiC相,最后结合MI工艺完成复合材料的致密化,探究了PIP工艺循环次数对复合材料结构和性能的影响。结果表明:PIP工艺循环次数过少时SiC相对纤维的包覆效果不佳,PIP工艺循环次数过多时会导致材料孔隙直径过小,影响热解碳的填充。当进行4个循环PIP工艺处理时,适宜的碳含量和有效的包覆使复合材料呈现出一定的韧性断裂,材料断裂韧性达到15.4 MPa·m,是无SiC填充的1.9倍。(3)研究了C/SiC、BN/SiC界面相对SiC/SiC复合材料结构和性能的影响。发现经C/SiC和BN/SiC双界面相包覆的复合材料力学性能进一步提高,抗弯强度分别提升至189.6MPa和195.3 MPa,断裂韧性分别提升至15.3 MPa·m和16.1 MPa·m。分析认为这主要归因于Py C和BN界面相的层状结构增加了裂纹偏转途径,SiC界面相可以保护Py C、BN界面相和SiC免受熔融硅的侵蚀。综上,本文采用模压成型,结合PIP-MI工艺,制备了高SiC体积分数SiC/SiC复合材料。通过对预制体进行SiC、C/SiC和BN/SiC界面相包覆,一定程度上实现了复合材料的韧性断裂。同时,研究还存在复合材料抗弯强度较低,没有实现强度和韧性的同步增强,今后应当在预制体制备、烧结工艺和界面相包覆等方面做更进一步的研究。

关键词： 航空发动机   陶瓷基复合材料   高温力学行为   损伤失效机理  

摘要： SiC/SiC陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composites,CMCs）是新一代航空发动机热端关键部件的使用材料,因其具有高比强度、高比刚度以及优异的高温使用性能等特点,能够很好的契合下一代发动机轻量化、复合化的发展目标。然而,航空发动机的工作环境十分恶劣,这对结构材料在服役周期内的使用安全性与稳定性提出了很高的要求。因此,开展针对性的材料基础力学性能研究,深入了解其力学行为与变形机制的内在联系,为建立材料相应的力学分析方法及寿命评估提供支持,也为加快CMCs在发动机结构件的应用进程奠定基础。本文据此背景,以国产三代SiC纤维、CVI工艺制备的2.5D编织SiC/SiC复合材料为研究对象,开展了不同温度/载荷条件下的力学性能试验,研究了材料的宏观应力应变响应与渐进损伤失效行为,建立并模拟了材料在不同应力状态下的损伤演化进程。开展了2.5D编织SiC/SiC复合材料在室温三点弯曲和高温条件下的单轴拉伸以及疲劳试验,获得了材料弯曲强度、抗拉强度、弹性模量、疲劳寿命等关键力学性能数据,基于不同载荷形式下的宏观断口形貌以及纤维微观损伤特征,较为全面的分析了材料的断裂失效机理,发现弯曲载荷下,材料表现出拉伸、压缩、剪切等多种失效模式耦合的破坏特征;轴向拉伸应力作用下,随温度升高材料力学性能存在明显退化,具体表现在基体与纤维之间界面粘结、纤维拔出长度降低以及纤维断面氧化等,并结合不同温度下的宏观应力应变曲线差异,揭示了2.5D编织SiC/SiC复合材料拉伸过程中的渐进损伤特征;疲劳加卸载作用下,材料内部基体/纤维之间存在复杂的滑移与反滑移增韧机制,通过对比有无涂层试样高温疲劳断口形貌,明确了氧化损伤与机械载荷耦合效应,利用循环加载中模量的变化规律,定义了损伤因子D并模拟了疲劳损伤演化进程。加工制造了SiC/SiC复合材料整体涡轮叶盘,搭建了微型涡喷发动机地面试车台,按照相应的设计转速谱进行了包含SiC/SiC复合材料整体涡轮叶盘在内的整机试车试验,初步获得了不同转速状态下陶瓷涡轮盘的转速、排气温度、耗油量等性能参数,并通过激光测振仪监测了其固有频率变化规律。

关键词： Cf/SiC   机理   磨削力   表面质量   磨削温度  

摘要： 陶瓷材料由于其高硬度、抗腐蚀、耐高温与低密度的特点使其在多种恶劣环境下仍可服役,但对裂纹的敏感性严重限制了其应用。碳纤维增强陶瓷基复合材料综合了碳纤维与碳化硅优异特点,广泛用于航天航空与制动系统等现代工业中。由于高昂的制备成本与难加工特点,材料多采用近净成型制造以减少加工余量。但为满足使用要求,后序加工必不可少。磨削具有较高的成本效益,是此类复合材料最主要高效的加工方式。材料的编织结构决定其成本与性能,相比单向、二维与三维,2.5D针刺结构生产成本低且具有类三维结构的优势。众多学者对陶瓷材料,单向与二维等陶瓷基复合材料进行了相关研究,但对2.5D Cf/SiC针刺复合材料磨削加工方面的研究较少且尚未探明不同润滑状态下的冷却润滑效果。并且由于材料强烈的各向异性与非均质性,不同加工平面与纤维角度对加工质量与去除机理有着显著影响。综上所述,本文对2.5D Cf/SiC针刺复合材料与SiC陶瓷以磨削参数、三个加工平面多种纤维角度与不同润滑方式作为变量进行磨削试验,以考察对磨削力,表面质量(表面粗糙度、表面形貌与亚表面损伤),磨屑形态与磨削温度的作用,并阐明磨削机理。主要研究内容有:(1)分析加工参数、三个加工平面不同纤维角度对磨削力与表面粗糙度的影响程度与作用规律,获得最小磨削力与表面粗糙度的加工方案,并探究了两个指标与最大未变形切屑厚度的联系。对比了 SiC陶瓷与针刺复合材料的磨削力差异,通过表面粗糙度对不同润滑状态下针刺复合材料的表面质量进行了定量表征。(2)观察基体裂纹、界面脱粘、纤维断裂与露头等典型的损伤特征,分析加工参数、润滑状态与角度对表面形貌的影响,更直观的观察了加工后的表面质量,发现表面形貌的演化趋势与粗糙度一致。对比了三个加工平面典型位置的亚表面形貌特征,发现损伤程度与表面形貌类似,不同位置材料的结合力差异导致亚表面损伤层厚度区别,并观察了不同磨削深度典型损伤特征的亚表面形貌。对比了 SiC陶瓷与针刺复合材料的磨屑形态差异,并观察了三个典型位置不同磨削深度的磨屑形态,从微观结构层面对表面质量进行了分析。建立了三个位置关系模型以便于分析纤维与基体的失效过程。分析了针刺复合材料的增韧形式,并结合脆性材料断裂特点阐述了三种纤维磨粒位置关系的磨削机理。(3)利用热成像仪对针刺复合材料在正交与平行面下不同润滑状态的磨削温度进行了捕捉以研究不同加工平面与润滑状态对温度的影响。通过热电偶对SiC陶瓷与针刺复合材料的磨削温度进行了更为准确的检测以探究两种材料的磨削温度差异,并分析了加工参数对温度的作用规律。

关键词： 超高温陶瓷基复合材料   选区激光烧结法   原位合成/烧结   TiB2-B4C复合陶瓷   共晶显微结构  

摘要： 超高温陶瓷基复合材料因其具有高熔点、优异的抗侵蚀性、高硬度、高比强度和高比刚度等一系列突出性能,已成为高超声速飞行器、火箭推进系统和新一代核能反应堆防护材料等高端结构材料应用领域的核心候选材料。超高温陶瓷基复合材料的现有常规制备方法包括无压烧结法、热压烧结法和放电等离子体烧结法等,其均属“减材制造”方法范畴,即必须配合切削、磨抛等后续减材加工步骤才能制备具有应用所需特定形状的制品。因此,此类方法普遍存在制备成本高、工艺复杂、效率低和材料利用率低等缺点。在此情况下,“增材制造”方法因其具有制备成本低、工艺简单、效率高、材料利用率高及可实现近净成型具有复杂形状制品等优点,在制备高性能超高温陶瓷基复合材料方面具有显著的应用优势和重要的科研价值。基于此,本论文采用先进的增材制造方法—选区激光烧结法为研究方法,通过激光诱导原位合成/烧结的途径制备了TiB-BC、TiB-TiC和ZrB-BC等多种超高温陶瓷基复合材料,并阐述了其物相组成、显微结构和力学性能随着激光加工参数演变的规律。本论文的具体研究内容和结论如下:(1)采用选区激光烧结法,以摩尔比例为3:5的Ti/BC混合粉体为原料,在输出功率(P)为100～400 W、扫描速度(v)为100～250 mm/s、分层厚度(t)为0.08 mm和扫描间距(h)为0.03～0.05 mm的激光加工参数条件下,原位合成/烧结制备了TiB-BC复合陶瓷。研究表明,本方法所制备TiB-BC复合陶瓷具有较高致密度、均匀的共晶显微结构、显著的结构取向性和优异的力学性能;随着激光能量密度增大,TiB-BC复合陶瓷的结构取向性逐渐明显且裂纹密度不断提升;随着扫描速度增大,所制备TiB-BC复合陶瓷的共晶显微结构平均间距逐渐增大;激光加工参数同时满足P=275～360 W且v=150～200 mm/s(激光能量密度E=450～500 J/mm)时,TiB-BC复合陶瓷的致密度为90%以上;P=350 W、v=175 mm/s、t=0.08 mm以及h=0.05 mm时,所制备TiB-BC复合陶瓷的维氏硬度和断裂韧性分别高达35.0 GPa和7.4 MPa·m。(2)采用选区激光烧结法,以摩尔比例为3:1的Ti/BC混合粉体为原料,在输出功率(P)为100～175 W、扫描速度(v)为100～175 mm/s、分层厚度(t)为0.08 mm以及扫描间距(h)为0.05 mm的激光加工参数条件下,原位合成/烧结制备了TiB-TiC复合陶瓷。随着激光能量密度的增大,所制备TiB-TiC复合陶瓷的致密度逐渐增大;在P=175 W、v=100 mm/s、t=0.08 mm以及h=0.05 mm的条件下制备的TiB-BC复合陶瓷的致密度为77.5%。(3)采用选区激光烧结法,以摩尔比例为3:5的Zr H/BC混合粉体为原料,在输出功率(P)为100～150 W、扫描速度(v)为100～150 mm/s、分层厚度(t)为0.08 mm和扫描间距(h)为0.05 mm的激光加工参数条件下,原位合成/烧结制备了ZrB-BC复合陶瓷;随着激光能量密度的增大,所制备ZrB-BC复合陶瓷的致密度逐渐增大;在P=150W、v=100 mm/s、t=0.08 mm以及h=0.05 mm的条件下制备的ZrB-BC复合陶瓷的致密度为72.7%。

关键词： 热压烧结   高体积分数   SiC纳米纤维   SiCnf/SiC复合材料   PyC界面相   增强增韧  

摘要： 碳化硅(SiC)陶瓷纤维增强SiC陶瓷基复合材料在高温结构材料领域具有广泛的应用前景。相比于微米尺度的SiC陶瓷纤维,单晶SiC纳米纤维(SiC)具有更高的杨氏模量、断裂强度以及塑性延伸率,是一种理想的SiC陶瓷基复合材料增强体。目前,SiC主要作为次级增强体通过原位生长的方式复合,对微区基体进行强韧化,从而提高基体抗裂纹扩展能力。但其生长受孔隙大小与分布影响,存在“架桥”效应、界面制备困难及纤维含量少等问题,难以充分体现SiC的优异力学性能。本文首先以Al-B-C为烧结助剂体系,探索了烧结温度、压力及时间等烧结工艺对热压烧结SiC/SiC复合材料致密度、微结构以及力学性能的影响;然后研究了浸渍-裂解法SiC表面裂解碳(PyC)包覆层的制备;在此基础上,探究了PyC界面相对高体积分数SiC纳米纤维增强SiC陶瓷基复合材料微结构、力学性能以及断裂行为的影响,主要研究内容如下:(1)采用Al-B-C为烧结助剂体系,通过热压烧结工艺制备了SiC/SiC复合材料,研究了烧结温度、压力及时间对复合材料热压烧结性能的影响。实验表明:复合材料的断面结构随着温度、压力及时间的增加逐渐致密,纤维与基体间的结合强度也随之增大;烧结温度过高、保温时间过长会导致SiC基体内晶粒粗化,复合材料的力学性能降低。当烧结温度为1850℃、烧结压力为30 MPa、保温时间为60 min时,复合材料的抗弯强度和断裂韧性分别为409.83±19.73 MPa和13.56±0.66 MPa·m,其综合性能达到最优。(2)采用酚醛树脂溶液浸渍-裂解制备SiC表面PyC包覆层,研究了酚醛树脂溶液浓度对SiC包覆效果的影响。实验表明:前驱体溶液浓度过低时纤维表面包覆层厚度较薄,浓度过高时包覆层厚度不增加且纤维互相粘连。前驱体溶液浓度为4%时,PyC包覆层厚度均匀,纤维间无明显粘连。XRD和FT-IR分析结果表明:PyC包覆层为结晶度较低的无定形态。(3)采用热压烧结工艺制备了SiC/SiC陶瓷基复合材料,研究了SiC体积分数以及PyC界面相对SiC/SiC复合材料力学性能的影响。实验表明:当SiC含量为10 vol%时,含PyC界面相SiC/SiC复合材料相比于无界面相的复合材料,其抗弯强度从419.82 MPa提升至569.72 MPa,提高了35.7%。当SiC含量为30 vol%～60 vol%时,含PyC界面相SiC/SiC复合材料的微结构相对疏松,抗弯强度较低,同时断面中裂纹偏转、界面脱粘、纤维拔出等现象增多,在三点弯曲实验中复合材料表现出典型的韧性断裂行为。说明在SiC/SiC中引入结合强度适中的PyC界面相有利于载荷传递和纤维拔出。综上所述,论文以SiC纳米纤维为增强体,Al-B-C为烧结助剂,PyC为界面层,通过热压烧结工艺制备了SiC/SiC复合材料,实现了高体积分数SiC/SiC复合材料的制备,达到了一定的增强增韧效果,在三点抗弯测试中表现为典型的韧性断裂。然而,复合材料在达到增韧效果的同时,主要存在烧结致密度不高,界面结合强度较弱等问题。今后仍需在烧结助剂、烧结工艺、界面设计等方面对SiC/SiC复合材料进行系统、理论地研究。

关键词： carbide derived carbon   ceramic matrix composites   in-situ growth method   mechanical property   力学性能   原位生长法   碳化物衍生碳   陶瓷基复合材料   carbide derived carbon   ceramic matrix composites   in-situ growth method   mechanical property   Language of Keywords: English   Chinese  

摘要： Application of Silicon carbide(SiC) ceramics is limited due to its large brittleness, low impact toughness and bad process ability. Carbon-based carbon(CDC) has high specific surface area, developed nanopores structure, narrow pore size distribution and precise adjusTable Carbide-derived carbon materials have shown unique performance advantages and broad application prospects in the fields of friction self-lubrication, supercapacitors, gas storage, catalyst support, etc. In situ growth technology has the advantages of low cost, easy operation and suitable for industrial mass production. CDC/SiC composites were successfully prepared on SiC ceramic surface by in situ growth method. The relationship between the properties of CDC/SiC composites and the surface properties of SiC ceramics was studied by means of laser confocal microscope, high temperature friction and wear testing machine, microhardness tester and scratch tester. The results show that the friction coefficient and surface roughness of the CDC/SiC composites decreased with the decrease of the SiC ceramic matrix surface roughness. CDC/SiC composites possessed smooth surface with average friction coefficient of 0.136, obviously improving the wear resistance of the SiC ceramic matrix. The microhardness of CDC/SiC composites was about 348.6 HV, which was significantly lower than that of SiC ceramics. Preparation of CDC coating by in situ growth technique was expected to be an effective way to improve the surface properties of SiC ceramics [ABSTRACT FROM AUTHOR]

关键词： 复合装甲   蜂窝材料   数值模拟   抗冲击性能  

摘要： 陶瓷材料因其高硬度、高比强度和高稳定性等优良理化特性在装甲防护领域得到广泛应用。由于陶瓷材料韧性差,易发生脆性断裂而多使用于复合装甲的面板结构中。为解决陶瓷复合装甲异质界面应力波现象对材料强度的影响,陶瓷复合装甲的结构优化成为防护材料研究的重要方向。本文以蜂窝陶瓷结构为基础,使用莫来石蜂窝陶瓷材料填充石英砂并涂覆聚脲材料制备陶瓷基复合材料,研究填充型陶瓷基复合材料的抗冲击性能。首先,通过对陶瓷材料破坏形式和蜂窝结构形变机制的理论分析,确定了陶瓷材料的基体为蜂窝通孔垂直面方向为迎弹面的蜂窝陶瓷结构,复合方式为蜂窝孔填充石英砂并由聚脲涂覆层材料进行密封。在力学特性上,蜂窝陶瓷由于塑性形变阶段极短,弹体冲击响应下蜂窝结构加剧了陶瓷碎裂,难以承载冲击能量。而陶瓷基复合材料中填充和涂覆材料塑性高,通过约束效应增大了靶板的结构强度。其次,通过LS-DYNA软件对蜂窝陶瓷进行了冲击计算仿真与结构优化,分析了枪弹冲击下蜂窝陶瓷面内结构中胞元形状、蜂窝壁厚、蜂窝孔孔径和弹着点对于材料抗冲击性能的影响。通过与陶瓷基复合材料的冲击仿真过程对比,结果表明,蜂窝面内胞元形状对抗冲击性能影响小,材料强度随着蜂窝壁厚度的增加而增加,吸能密度随着蜂窝孔孔径的增加而增加。1mm蜂窝壁厚2mm蜂窝孔孔径的20mm靶板结构下,陶瓷基复合材料的吸能密度比蜂窝陶瓷高55.8%。最后,对蜂窝陶瓷和陶瓷基复合材料进行弹靶侵彻试验。蜂窝陶瓷靶板整体结构碎裂,验证了理论与仿真模型中蜂窝陶瓷出现的应力集中问题。而陶瓷基复合材料靶板结构完整,侵彻孔内的碎片形貌证明复合材料改善了蜂窝陶瓷靶板的韧性问题,避免了陶瓷材料的过早碎裂,提升了靶板材料对冲击能量的吸收效率。

关键词： 编织陶瓷基复合材料   复合材料预制体   纱线路径   细观建模   材料属性匹配  

摘要： 陶瓷基复合材料(CMC)具备耐高温、高比强度、高比模量、对缺口不敏感以及材料性能可设计性等优点,是下一代航空发动机高温部件的理想材料。工程应用中的CMC构件通常具有复杂的预制体结构,利用周期性方法对复杂CMC结构进行力学仿真不再适用,需要建立CMC预制体细观结构的建模方法,而目前国内外还没有针对复杂结构的通用复合材料建模软件。据此背景,以平纹编织复合材料为研究对象,开展了对预制体细观建模方法的研究。建立了编织复合材料铺层纱线路径模拟方法。利用离散三角单元网格表示任意复杂铺层曲面,基于优化Dijkstra算法、测地线延长算法、曲线等距算法,建立了平纹编织CMC铺层曲面的纱线路径模拟方法,并通过可展曲面与不可展曲面铺层算例对该方法的有效性和通用性进行验证。建立了编织复合材料预制体细观建模方法。观察弯曲铺层图像中经纬纱的形状规律,提出了复杂编织CMC预制体中纱线走向、截面的模拟方法,通过可展曲面与不可展曲面铺层算例对该方法的有效性和通用性进行验证。根据复合材料铺层设计准则,进行了CMC叶片预制体铺层方案设计,并利用所提出方法建立了叶片预制体细观模型。建立了编织复合材料“结构-求解”模型一体化方法。基于铺层纱线路径模型与预制体细观模型,分别建立了用于周期性结构与非周期性结构有限元求解模型的单元材料属性确定方法,并将该方法用于叶片特征铺层的“结构-求解”模型一体化中,验证所提出方法的可行性。