关键词： SEVNB法   断裂韧性   连续纤维增韧   晶须增韧   层压复合材料  

摘要： 基于飞秒激光的SEVNB法(单边V切口梁法)已被证实能快速、准确评价陶瓷材料的断裂韧性,但对于结构复杂、多样、非均匀的陶瓷基复合材料,该方法罕见有研究和应用。目前,陶瓷基复合材料断裂韧性测试的常用方法依然是SENB法,但由于切口钝化效应,该法测得的断裂韧性值可能较真实值偏大。为了研究在陶瓷基复合材料领域,基于飞秒激光的SEVNB法是否优于SENB法(单边切口梁法),本文分别从微观尺度、中观尺度和宏观尺度复合的陶瓷基复合材料中选取典型材料进行研究,具体包括晶须增韧陶瓷基复合材料、三维连续纤维增韧陶瓷基复合材料和延性夹层层压陶瓷复合材料。三维连续纤维增韧陶瓷基复合材料的研究:实验所用材料为PIP法(前驱体浸渍裂解法)制备的C/Si C,其中预制体为3K平纹布叠层缝合制备,包括含界面相的C/Si C(Y-C/Si C)和不含界面相的C/Si C(N-C/Si C)。为研究切口尖端半径的影响,实验采用飞秒激光和金刚石刀片制备了切口尖端半径不同的多组Y-C/Si C和N-C/Si C样品,结果发现——切口尖端半径对这两种C/Si C的断裂韧性测试值的影响都很小,SENB即可较准确测得该类材料的断裂韧性;此外,测试值表现出较大的离散性,分析认为是样品中的本征缺陷与纤维分布情况不同导致的。进一步地,实验研究了V切口深度、切口总深度和试验机加载速率对上述材料断裂韧性测试值的影响,结果发现——V切口深度的增加对两种C/Si C断裂韧性测试值的影响都较小;随着a/W的增大,Y-C/Si C的断裂韧性测试值总体呈先升后降的趋势,a/W在0.28～0.66时测得的断裂韧性值较为准确;试验机加载速率为0.05～5 mm/min时,对两种C/Si C的断裂韧性测试值的影响较小。晶须增韧陶瓷基复合材料的研究:实验采用热压法制备了晶须含量不同的多种Si C/AlO样品。为研究切口尖端半径的影响,实验以晶须含量为20 vol%的Si C/AlO为研究对象,采用飞秒激光、剃须刀片和金刚石刀片制备了切口尖端半径不同的多组Si C/AlO样品,结果发现——断裂韧性测试值随切口尖端半径的增大而增大。对激光加工速率的研究表明——采用加工功率100 m W、加工速率100μm/s的飞秒激光制得的V切口足够尖锐,断裂韧性测试值准确可靠。对不同晶须含量Si C/AlO的断裂韧性的研究发现——随着Si C含量的增加,基于飞秒激光的SEVNB法的测试值在晶须含量为5 vol%～40 vol%时相差不大,这可能是因为随着晶须含量的增加,晶须团聚现象加剧,各增韧机制与缺陷导致性能恶化的影响几乎相抵;而SENB法的测试值随晶须含量呈先增后减趋势,在晶须含量为20 vol%时达峰值6.08 MPa·m,这是可能是因为样品中存在一些“薄弱微区”,这些“薄弱微区”在外力作用下容易率先萌生裂纹,且不同晶须含量的样品“薄弱微区”的情况不同,受切口钝化效应的影响不同。延性夹层层压陶瓷复合材料的研究:实验采用模压法制备了AlO/铁丝网夹层层压陶瓷复合材料和AlO/Al箔夹层层压陶瓷复合材料。为研究切口尖端位置对AlO/铁丝网夹层层压陶瓷复合材料断裂韧性测试值的影响,实验制备了切口尖端最低点在第3层、第4层以及第3与第4层铁丝网之间的多组试样,实验表明——切口尖端在不同位置的断裂韧性测试值不同,切口尖端最低点在第4层铁丝网夹层时的断裂韧性值高于在第3层时,略低于介于第3与第4层之间时。为了探究切口尖端半径对上述两种延性夹层层压陶瓷复合材料的影响,实验采用飞秒激光和金刚石刀片制备了切口尖端半径不同的多组试样,实验表明——切口尖端半径对层间结合较强的AlO/铁丝网夹层层压陶瓷复合材料的断裂韧性测试值影响很小,对层间结合较弱的AlO/Al箔夹层层压陶瓷复合材料的断裂韧性测试值影响较大。本文采用基于飞秒激光的SEVNB法研究了多类陶瓷基复合材料的断裂韧性,研究表明,对于三维连续纤维增韧陶瓷基复合材料与层间结合较强的延性夹层层压陶瓷复合材料,采用SENB法即可评价其断裂韧性,基于飞秒激光的SEVNB法不具备明显优势;而对于晶须增韧陶瓷基复合材料与层间结合较弱的延性夹层层压陶瓷基复合材料,该法的准确性更高,优于SENB法。

关键词： 陶瓷基复合材料   数字散斑技术   声发射分析   细观结构  

摘要： 平纹编织陶瓷基复合材料克服了常规陶瓷脆性的缺点,并具有高温下的可靠性以及耐腐蚀和耐磨性,用于航空航天飞行器热端部件,具有良好应用前景。对其力学行为开展研究具有重要工程意义与价值。本文针对平纹编织陶瓷基复合材料的损伤表征、孔边应力集中、力学性能细观模拟开展了试验和数值分析。监测了陶瓷基复合材料拉伸过程中的声发射特征,基于主成分分析法和Kmeans聚类分析法对声发射信号进行聚类处理,并从能量角度对声发射信号进行了分类,与拉伸过程中的损伤失效类型相匹配;采用ARAMIS数字散斑应变测量系统,测试了平纹编织陶瓷基复合材料孔边应变场;试验研究了孔径对含孔试件拉伸强度的影响;探索了过孔横截面不同区域的应变变化规律,结合无孔材料得出过孔横截面的真实应力曲线;通过单胞模型,讨论了纤维随机分布对复合材料性能的影响,并预测了上一尺度的力学性能;利用子程序定义了材料的损伤失效准则,将有限元结果与试验结果比较整体性较好;并通过有限元模型,分析了平纹编织结构开孔位置与开孔大小对应力分布的影响,结果显示应力主要集中在开孔附近的纤维束上;不同的开孔位置表现出了明显差异,双十字形开孔对材料的应力影响最大;并且不是所有平纹编织结构开孔直径越小其安全程度越高。

关键词： 陶瓷基复合材料   唇形裂纹   失效准则   仿真计算   偏轴拉伸试验  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composite,以下简称CMC)具有强度高、密度低、耐高温、耐磨性好、抗氧化能力强等优点,在过去几十年中已成为航空发动机高温部件最受欢迎的材料之一。但是CMCs由于塑性变形能力差导致其脆性大,在受载情况下基体内容易出现裂纹。尤其是基体内本身存在着的大量缺陷,如裂纹、孔洞等,基体裂纹的进一步扩展会严重影响其使用性能。因此,探索基体裂纹对CMCs损伤演化过程的影响,对于改进CMCs的设计,加速CMCs在航空领域的应用具有重要意义。本文首先将CMCs基体裂纹抽象为唇形裂纹,并建立唇形裂纹数学模型。采用复变函数和保角映射方法推导了任意拉伸载荷下唇形裂纹的复势函数;根据断裂力学理论,得到了唇形裂纹平面的应力场分布和位移场分布;分别给出了唇形裂纹尖端Ⅰ型应力强度因子和能量释放率表达式以及Ⅰ-Ⅱ复合型应力强度因子和能量释放率表达式,并建立了唇形裂纹尖端Ⅰ型失效准则和Ⅰ-Ⅱ复合型失效准则。其次,开展单向纤维增强C/SiC陶瓷基复合材料的偏轴拉伸试验,得到了偏轴拉伸应力-应变曲线和试件表面的全场应变云图,得到了Ⅰ-Ⅱ复合型唇形基体裂纹的扩展规律。最后,建立了含随机分布唇形基体裂纹的CMCs数值计算模型,分别模拟了拉伸载荷下I型唇形基体裂纹和Ⅰ-Ⅱ复合型唇形裂纹的CMCs失效过程,并研究了基体裂纹扩展对CMCs损伤演化的影响规律,同时分析唇形基体裂纹尺寸、分布以及界面粘结强度等因素对结果的影响。仿真结果与试验结果对比,具有较好的一致性。

关键词： SiC/SiC复合材料   SiC纳米线   裂纹扩展   损伤表征  

摘要： 新一代高性能航空发动机的高要求使得发动机的增压比、燃烧室温度、涡轮温度等不断提升,而目前高温合金的使用温度已接近极限,难以满足新一代先进航空发动机的设计要求。连续纤维增强陶瓷基复合材料(Si C/Si C复合材料)具有耐高温、密度低、高比强度、抗氧化、耐烧蚀、高可靠性等优点,可有效实现结构减重50-70%,提高工作温度200℃以上,并可大幅降低冷却气体用量,提高发动机工作效率和推重比,是下一代航空发动机热端部件的理想材料。然而,Si C/Si C复合材料长时间服役时,其安全服役应力水平受限于基体开裂应力,此时基体出现微裂纹及贯穿性裂纹,外界氧化环境会沿微裂纹扩展至界面相和纤维处,造成界面相和纤维氧化,寿命急剧下降。现有改善复合材料高应力条件下抗氧化性能的主要方式为多层基体结构的裂纹自愈合机制,但受限于化学气相沉积工艺的限制,材料气孔率较高(10%),且各层基体单元自身力学性能的不足以及各层基体的脆性本质(脆性陶瓷相),受热应力以及服役时的应力反复加载-卸载作用时,基体仍会形成大尺寸的贯穿性裂纹,裂纹可直接扩展至界面相和纤维,自愈合相难以快速有效地完全填充愈合新形成的大裂纹,基体抗疲劳性差,影响使用寿命。高疲劳应力下复合材料的使用寿命比低应力条件下的寿命降低了一个数量级。因此,提高复合材料在高应力氧化气氛下的使用寿命,还需要从基体内部各结构组元的强、韧化着手,提高微区基体抗开裂能力以及抗疲劳性。此课题研究旨在通过引入SiC纳米线实现SiC/SiC陶瓷基复合材料的基体改性,增强远离纤维束的部分基体薄弱微区,重点对材料形成横向贯穿裂纹之前的损伤行为进行调控,主要以影响裂纹的尺寸和数量作为调控手段。引入声发射技术将材料内部的裂纹以携带能量、计数的损伤事件的形式实现损伤表征,通过三点弯曲测试、维氏压痕等技术验证纳米线对复合材料基体的增强作用和效果。结果表明,材料在引入Si C纳米线之后,弯曲力学性能得到显著增强,弯曲比例极限提升了61.4%,弯曲强度提高了42.1%。此外,早期损伤发展得以延缓,微裂纹的扩展在遇到Si C纳米线时受到抑制,或在纳米线表面进行弱结合界面修饰后在界面表面进行偏转,首个损伤事件对应应力(σ)提升了33.7%;在损伤中期,纳米线可以通过类似纤维的桥联、滑移、拔出等韧性力学行为改善形成横向裂纹的尺寸,复合材料基体脆性得到明显改善,在外应力小于比例极限时的损伤容限明显提高,声发射高能应力(σ)提升了47.4%。此外,通过单调拉伸、动态外载荷拉伸等手段发现,Si C纳米线可以改善材料整体的损伤发展,提升材料的耐疲劳性,单位递增的外应力造成的损伤明显减少。

关键词： SiC纤维   原位涂层   PIP法   微观结构   界面稳定性  

摘要： 连续碳化硅纤维增强陶瓷基复合材料(SiC-CMC)具有轻质、高强度、耐高温、抗氧化等优点,且具有类似金属的断裂行为,可靠性高,已被广泛应用于航空航天领域的高温构件。在SiC-CMC中,纤维与基体间界面层是影响材料性能的关键因素之一。作者所在团队突破了在连续SiC纤维表面制备原位碳涂层的技术,初步表明该涂层可提升陶瓷基复合材料性能。本论文以带有原位碳层的SiC纤维(SiC-iC)为增强体,以聚甲基倍半硅氧烷(MK树脂)及高分子量聚碳硅烷(HPCS)分别为基体原料,采用先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备了 SiOC与SiC两种陶瓷基复合材料,研究了复合材料在制备过程及高温热处理过程的组成、结构及性能的变化规律,分析了原位涂层对复合材料性能演化的作用机制,研究结果表明:(1)SiC-iC/SiOC复合材料经7次浸渍-裂解周期后达到最大密度2.06 g/cm3,孔隙率为7.7%,抗弯强度达315.1MPa,断裂韧性可达21.6 MPa·m1/2,其中纤维的体积分数～42%;SiC-iC/SiC复合材料经13次浸渍裂解后,达到最大密度2.11 g/cm3,孔隙率为11%,抗弯强度达341.9 MPa,断裂韧性可达11.5 MPa·m1/2,其中纤维的体积分数～51%。两种复合材料均在弯曲实验中呈现典型的假塑性形变特征,且SiC-iC纤维在断裂后主要以单纤维为单位独立拔出。(2)研究了 SiC-iC/SiOC复合材料在高温氮气(N2)中的热稳定性,1000℃热处理10 h后强度保留率高于80%;1300℃热处理1h后,强度保留率下降至46%。1300℃以上,基体中的SiO2与纤维表面原位碳层开始发生碳热还原反应,导致碳层损伤,进而影响纤维的强韧化作用;此外,基体在高温下逐渐析出SiO2、SiC和热解碳,这些物相在高温下相互反应而导致基体疏松,显著损伤复合材料强度。(3)研究了 SiC-iC/SiOC复合材料在高温干空气环境中的抗氧化性能,在800℃氧化1h后,强度保留率为33.05%;1000℃氧化1h后,强度保留率上升为33.73%。结合结构观察可知,复合材料经800℃氧化后,表面存在大尺寸的缺陷;经1000℃氧化后,复合材料表面生成的SiO2起到了一定的缺陷愈合作用,使得复合材料1000℃氧化1 h后的强度高于800℃氧化1 h。(4)研究了 SiC-iC/SiC复合材料在高温氮气(N2)中的热稳定性,1300℃热处理1 h后的抗弯强度较未处理有所增加,保留率为103.7%;1300℃热处理10h后的强度保留率高达89.13%;1500℃热处理1 h后的强度保留率为51.23%。基体在高温下逐渐析出的SiO与N2反应,生成α-Si3N4晶须,晶须对复合材料起到了一定的增韧作用;随着热处理温度的增加,纤维表面原位碳层损伤,影响纤维的强韧化作用,致使复合材料强度降低。(5)研究了 SiC-iC/SiC复合材料在高温干空气环境中的抗氧化性能,800℃氧化1 h后,强度保留率为54.26%;1000℃氧化1 h后,强度保留率为18.52%。结合结构观察可知,复合材料经800℃氧化后,SiC基体与SiC纤维热膨胀系数相当,原位涂层氧化程度低,纤维仍可发挥强韧化作用;经1000℃氧化后,大部分原位涂层被氧化,在纤维和基体间留下较大孔隙,复合材料强度大幅下降。

关键词： 陶瓷基复合材料   二维编织   固有频率   整体叶盘   振动测试  

摘要： 陶瓷基复合材料（CMCs）相较于传统的航空航天制造材料,具有高强度,能够承受高温环境以及具有低热膨胀系数等优良性能,使其制造的零部件和结构能够适用于航空航天领域的各种恶劣环境。二维编织陶瓷基（2D SiC/SiC）复合材料与单向陶瓷基复合材料、三维编织陶瓷基复合材料有所不同,二维编织陶瓷基复合材料具有生产成本低、生产工艺简单和优越性能等优点。现代航空发动机的制造过程中陶瓷基复合材料的使用比例逐年增加,而航空发动机在服役过程中,由于振动原因使得二维SiC/SiC陶瓷基复合材料结构内部的损伤裂纹导致结构的性能参数变化。因此本文着重研究二维SiC/SiC陶瓷基复合材料结构试样内部损伤和陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘转速与结构固有频率的联系。首先针对陶瓷基复合材料的拉伸与循环加卸载,采用细观力学方法进行理论分析,研究陶瓷基复合材料在单轴拉伸情况下的理论应力-应变行为,以及陶瓷基复合材料在循环加卸载情况下的应力-应变行为。给出了陶瓷基复合材料单向拉伸和循环加卸载情况下其应力-应变基本表达式。其次,以陶瓷基复合材料结构为试样,对试样采用循环加卸载试验的方法。预测了二维SiC/SiC陶瓷基复合材料循环加卸载迟滞回线,以及不同峰值应力的界面脱粘比与纤维断裂概率,建立了陶瓷基复合材料试样结构固有频率与复合材料模量衰退、界面脱粘和纤维断裂之间的关系。在陶瓷基复合材料循环加卸载试验中,采集陶瓷基复合材料所承受的应力以及激光测振仪采集的固有频率数据,发现编织陶瓷基复合材料试样结构固有频率随着应力的增加而减小。当固有频率衰退参数Φ=1%时,基体出现开裂,界面发生脱粘,但纤维未断裂;当固有频率衰退参数Φ=4%时,弾性模量衰退参数为D=49.8%,界面发生脱粘,纤维开始断裂。随着施加在试样上的应力逐渐增加,陶瓷基复合材料试样内部出现了基体开裂、纤维与基体的界面层脱粘以及纤维断裂的概率逐渐增加,导致陶瓷基复合材料试样的弹性模量大幅度衰减和固有频率的逐渐下降。因此可根据陶瓷基复合材料试样结构固有频率的变化来判断结构内部的损伤情况。此外,针对陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘进行振动特性研究。采用仿真计算的方法,分别对陶瓷基复合材料单个叶片、轮盘以及整体叶盘进行计算,得到前4阶单独叶片的固有频率以及对应振型、前4阶轮盘的固有频率以及对应振型和前8阶整体叶盘的固有频率以及对应振型。根据涡轮转子的转速试验,得到陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘的临界转速为85kr/min整体叶盘的结构固有频率与转速呈负相关,当叶盘转速为0-85kr/min时,整体叶盘结构频率随着转速的增加而缓慢下降;当叶盘转速大于85kr/min时,整体叶盘结构频率与转速随着转速的增加而急剧下降。通过陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘的仿真计算与试验测量结果对比发现:在1-3阶中,试验值与仿真计算值相吻合;在4阶之后,试验采集整体叶盘的固有频率低于仿真计算预测值。最后,针对本文研究的二维SiC/SiC陶瓷基复合材料试样进行循环加卸载试验,陶瓷基复合材料涡轮转子整体叶盘进行仿真计算和转速试验,对试验过程中振动特性进行总结。并且针对后续内容安排进行分析和探讨。

摘要： 2021年11月11日，西安鑫垚陶瓷复合材料有限公司陶瓷基复合材料智能制造园区在西安航空基地正式开工建设。作为全国首个陶瓷基复合材料智能制造园区，该项目计划总投资20亿元，建设航天用特种构件、碳陶刹车盘、光伏用特种构件等产业化生产基地。项目建成后将极大提升我国陶瓷基复合材料产业智能制造水平，牵引陶瓷基复合材料产业链全面自主可控，为国家重大装备的升级换代提供支撑。

关键词： 氧化物   纤维   复合材料   制备工艺  

摘要： 随着连续纤维增韧陶瓷基复合材料的快速发展,氧化物/氧化物基复合材料已成为航空航天领域热端高温部件的新兴候选材料,本文从纤维、基体及界面相的角度重点介绍了氧化物/氧化物基复合材料及其主要制备工艺,并指出了这一领域未来的发展趋势。

关键词： 可重复使用热防护系统   陶瓷基复合材料   金属热防护系统   热结构   可重复使用飞行器  

摘要： 可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器(X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等),梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。

关键词： 全新产品   型号合格证   GE公司   碳纤维复合材料   3D打印   陶瓷基复合材料   风扇叶片   过人之处  

摘要： 在经过近5000小时和8000个循环的测试后,2020年10月,GE公司宣布当今世界最大推力的航空发动机——GE9X获得了美国联邦航空管理局(FAA)颁发的型号合格证。作为GE公司耗时多年研制的一款全新产品,GE9X的过人之处不仅仅在于其惊人的推力,这款产品所采用的碳纤维复合材料风扇叶片、陶瓷基复合材料涡轮部件和大量的3D打印部件等,使其可以称得上是当今商用航空发动机创新技术的集大成者。