关键词： 陶瓷基复合材料   涡桨发动机   多设计点方法   耗油率   单位推力  

摘要： 为了研究陶瓷基复合材料(CMC)对先进民用涡桨发动机总体性能带来的提升,建立了双转子燃气发生器自由涡轮式涡桨发动机多设计点热力循环分析模型,并编制了相应的程序。计算分析了采用常规金属材料、仅高压涡轮导向器采用CMC以及整个高压涡轮部件采用CMC的涡桨发动机总体性能。结果表明:(1)高压涡轮导向器采用CMC且保持高压涡轮转子进口温度与金属材料一致,耗油率和单位功率性能最多分别提升1%和1.1%,同时可以使燃烧室出口温度最多降低83℃。(2)高压涡轮导向器采用CMC且保持燃烧室出口温度一致,耗油率和单位功率性能最多提升1.6%和6.5%。(3)当整个高压涡轮采用CMC时,耗油率和单位功率性能最多提升7.8%和20%。

关键词： 陶瓷基复合材料   拉伸试验   声发射技术   层次聚类分析  

摘要： 对2D-C/SiC陶瓷基复合材料试样在室温条件下单调拉伸试验和循环拉伸试验的损伤声发射信号进行研究,利用无监督层次聚类分析方法对单调和循环拉伸试验的声发射信号进行损伤模式识别,得出了两种拉伸试验下试样都有相同的损伤分类。对每次单调加/卸载试验分别进行应力和声发射信号分析,得到了在循环加载区间和卸载区间试样的损伤情况。对比分析两种拉伸试验的声发射信号,得到两次试验中首次加载相同应力时,两个试样有同一种类的声发射损伤信号,从而说明循环加载对试样的主要损伤影响较小。

关键词： 石墨   陶瓷基复合材料   碳化硅   熔融渗硅   微观结构  

摘要： 选用四种不同孔隙结构的石墨进行熔融渗硅(简称熔渗)反应,采用扫描电镜、X-射线衍射、压汞、CT等方法表征了熔渗前后材料的微观形貌、物相及孔隙结构。结果表明,熔渗后的材料由石墨、硅及碳化硅三种物相组成,且硅及碳化硅的分布与石墨孔隙结构相关。熔渗后样品孔隙率均<1%,体积密度提高21.08%~35.94%。熔渗后材料强度及模量均有明显提高,强度是原石墨样品的1.7~6.2倍,模量是原石墨样品的2.4~7倍,提高幅度与石墨孔隙结构及晶粒尺寸相关。理论计算结果表明,石墨样品熔渗过程主要受扩散-反应控制。

关键词： 树脂基复合材料   金属基复合材料   陶瓷基复合材料   连接技术  

摘要： 复合材料的连接包括自身的连接及其与金属之间的连接,其连接工艺比金属材料之间的连接复杂。文章对树脂基、金属基及陶瓷基复合材料的连接的研究现状进行了介绍,并对其发展前景进行了展望,指出连接工艺参数的的优化与探究及新的连接方式的发展是其今后研究和发展的方向。

关键词： 涡轮发动机   陶瓷基复合材料   涡轮转子   纤维预制体   功能材料   协同设计   综述  

摘要： 高性能飞行器对涡轮发动机性能需求不断提升,对涡轮转子的耐温性和轻质化提出了苛刻要求。而目前高温合金涡轮转子性能逼近材料极限,难以满足未来涡轮发动机大幅减重提温的需求,先进陶瓷基复合材料(CMCs)涡轮转子成为必然趋势。介绍了涡轮转子用CMCs复合材料的设计、制备、加工、检测,以及各国在CMCs涡轮转子研制方面的进展,研究表明CMCs涡轮转子在液体火箭发动机、先进航空发动机领域具有巨大优势和应用潜力。当前连续纤维增强CMCs复合材料涡轮转子的耐温性能、抗热冲击性能已初步得到验证,而材料强度和韧性不足是制约CMCs在航空发动机涡轮转子上应用的主要因素,发展高强度、高韧性涡轮转子用CMCs材料成为当前研究热点和未来必然趋势。

关键词： 碳化物衍生碳   原位生长法   陶瓷基复合材料   力学性能  

摘要： 碳化硅(SiC)陶瓷具有脆性大、冲击韧性低、加工性能差等缺点大大限制了其应用范围。碳化物衍生碳(CDC)的比表面积高、纳米孔结构发达、孔径分布窄且精确可调,使碳化物衍生碳材料在摩擦自润滑、超级电容器、气体储存、催化剂载体等领域显示了独特的性能优势和广阔的应用前景。原位生长技术具有成本低、易操作、适合工业上批量化生产等优点,采用原位生长法在SiC陶瓷表面成功制备了CDC/SiC复合材料。通过激光共聚焦显微镜、高温摩擦磨损试验机、显微硬度仪、划痕仪等检测手段研究了CDC/SiC复合材料性能与SiC陶瓷表面属性之间的关系。结果表明CDC/SiC复合材料的摩擦系数及表面粗糙度随SiC陶瓷基体表面粗糙程度的降低而减小,表面光滑平整,平均摩擦系数为0.136,明显提高SiC陶瓷基体的耐磨性;CDC/SiC复合材料显微硬度约为348.6 HV,明显低于SiC陶瓷的硬度。利用原位生长技术制备CDC涂层有望成为改善SiC陶瓷表面性能的有效途径。

关键词： 陶瓷基复合材料   疲劳   高温无氧   结构件   寿命预测   结构失效模拟  

摘要： 陶瓷基复合材料(CMCs)因其在超高温环境下表现出的优异性能得到了研究者们的广泛关注,并且已被初步应用于涡轮叶片、燃烧室火焰筒等航空发动机的热端部件上。航空发动机内的结构件在服役过程中通常会面临疲劳失效的问题。然而目前国内外还没有成熟的寿命模型用于预测CMCs结构件的疲劳寿命。本文据此背景,对二维编织SiC/SiC复合材料在高温环境下的疲劳行为和失效机理开展了深入研究,在此基础上发展了适用于CMCs结构件的高温疲劳分析方法。开展了SiC/SiC复合材料在室温环境与高温无氧环境下的力学试验研究。获取了SiC/SiC复合材料在室温环境与高温无氧环境下的单调拉伸特性与拉-拉疲劳特性,并讨论了温度对该材料拉伸性能与疲劳性能的影响。采用光学显微镜和电子扫描显微镜对上述试验破坏试件的断口形貌和局部特征进行了观察,分析了SiC/SiC复合材料的失效特点,并讨论了温度对材料疲劳损伤机理的影响。提取了疲劳试验结果中的迟滞环数据,揭示了二维编织SiC/SiC复合材料疲劳剩余刚度随加载循环数的衰减规律以及累积迟滞耗散能随加载循环数的增长规律。在此基础上,建立了该材料的高温疲劳损伤演化模型。基于损伤力学理论建立了材料的高温拉伸本构模型,采用渐近损伤方法分析结构件在静载下的应力-应变响应,根据材料的高温疲劳S-N曲线引入了材料和结构整体的疲劳失效判据,结合已建立的疲劳损伤演化模型,最终发展了CMCs结构件的高温疲劳分析方法。采用这一方法对涡轮静子叶片燕尾型榫头模拟件在高温环境下的疲劳破坏过程进行了模拟并得到了该模拟件的载荷-循环数曲线。试验结果验证了本文提出的CMCs结构高温疲劳损伤分析方法的有效性。

关键词： 陶瓷基复合材料   结构件   等效扩散系数   多尺度   氧化寿命分析  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,简称CMCs)因在高温下具有优异的力学性能而在航空发动机热端部件领域有广泛的应用前景。然而在实际应用中,CMCs结构件的服役环境复杂苛刻,往往承受着高温、氧化及外力的耦合作用,以上因素均对结构的强度及寿命有重要影响。目前,CMCs氧化寿命分析的研究较多关注于材料级别的氧化形貌模拟及其力学性能分析,而未见结构级氧化研究的公开报道。实际上,由于环境条件存在梯度分布,CMCs构件在微结构演变上存在差异,并不能直接采用材料级别的研究方法直接进行分析。因此,实现CMCs结构级的氧化模拟及其氧化后的力学性能、寿命分析,对于CMCs可靠应用于工程实际具有重要作用。本文首先根据平纹编织SiC/SiC复合材料的细观结构,建立了细观尺度上包括纤维、界面、基体的陶瓷基纤维束复合材料模型及单胞尺度上包括经纱、纬纱、孔隙的编织单胞模型。基于多孔固体中的气体扩散理论,研究了气体在CMCs各尺度气流通道中的扩散行为,提出了环境参数、孔隙、基体裂纹等相关的等效扩散系数模型。结合扩散方程组,求解了CMCs结构中的氧气浓度分布。与CMCs的氧化机理与氧化动力学模型相结合,计算了陶瓷基纤维束复合材料内部以及CMCs编织单胞内部的氧化形貌演化。开展了高温空气环境下的拉伸试验,观测断面上的氧化形貌,与模拟值进行对比,验证了模型的合理性。以细观氧化形貌为氧化后力学性能计算的初始参数,结合力学模型,计算细观尺度纤维束氧化后的剩余刚度,通过均匀方法计算单胞尺度的剩余刚度,通过渐进损伤分析计算CMCs氧化后的剩余强度,与试验结果进行对比,验证了模型的有效性。最后开展了复杂温度及气动载荷条件下的CMCs尾喷管调节片的氧化模拟与寿命分析,证明了本文模型应用于实际航空发动机热端部件计算的可行性。

关键词： 火焰筒   陶瓷基复合材料   冷却设计   铺层设计   连接设计   温度映射   渐进损伤  

摘要： 航空发动机在追求高性能的道路上不断提升涡轮前温度,这将对热端部件材料的高温强度、抗腐蚀性及抗氧化性能等提出越来越严苛的要求。如果用具有耐温高、密度低、高温下强度高等优异性能的陶瓷基复合材料(Ceramic matrix composites,CMCs)取代高温合金,就能让热端部件在更高的温度环境下使用。CMCs在火焰筒上的应用需要解决CMC火焰筒的散热、铺层和连接等问题。本文首先设计了一种类椭圆斜孔的冷却结构,通过仿真对比了类椭圆斜孔和圆形孔对壁面温度分布的影响。通过渐进损伤对比分析了不同的铺层方式下的热应力分布。发展了一种温度映射算法来进行固体网格的温度载荷施加。研究了铺层方向对CMC火焰筒壁面热应力的影响。之后为了减少连接处的热失配,设计了一种热失配补偿槽缝的连接形式,发展了一种基于最大应力的突降与连续退化渐进损伤模型。最后,进行了CMC火焰筒的设计,并开展了火焰筒的性能和热应力计算。根据仿真结果,火焰筒壁面的最高温度为1358K,理论燃烧效率为99.8%。结果表明,所设计的Si C/Si C材料火焰筒具有使用温度高、冷却效果好以及燃烧效率高等特点。

关键词： 莫来石   改性纤维   氧化锆涂层   复合涂层   复合材料  

摘要： 莫来石陶瓷具有优秀的高温性能、耐疲劳性能和热震稳定性,并且还具有低的密度、低的热膨胀系数等特点,但是莫来石陶瓷具有本征脆性,这是阻碍莫来石陶瓷实际应用的重要缺点。连续纤维增强的莫来石陶瓷基复合材料能够改善莫来石陶瓷的本征脆性,在航天航空领域和热防护领域有着广泛的应用。本文采用溶胶-凝胶工艺,选取碳纤维和莫来石纤维为增强体,并对两种纤维的表面进行了C涂层和ZrO涂层的改性,并以莫来石溶胶为先驱体制备得到了两种改性纤维增强的莫来石陶瓷基复合材料。利用XRD、SEM、TG-DTA等测试方法对先驱体凝胶、莫来石的莫来石化进程进行了测试和表征。利用电子万能试验机对制备的两种复合材料的力学性能进行测试表征。以正硅酸乙酯(TEOS)、六水氯化铝(AlCl·6HO)为原料分别提供硅源和铝源,将CHO、HO、TEOS按照质量比为2:1:10,CHO、HO、AlCl·6HO按照质量比为10:10:14分别配置硅溶胶和铝溶胶。以质量分数为25%的氨水作为凝胶助剂,并m(TEOS):m(AlCl·6HO):m(氨水)为2:7:1制备的莫来石溶胶。以质量分数为20%的葡萄糖溶液,采用水热反应在纤维表面成功制备了厚度约为1μm的碳涂层;以氯氧化锆(ZrOCl·8HO)提供锆源,以质量分数为30%的过氧化氢溶液为水解促进剂,按照n(HO)/n(Zr)比例为6:1配置氧化锆溶胶,采用浸渍-裂解工艺,800℃裂解后,成功在碳涂层外制备了ZrO涂层。并对ZrO涂层的抗氧化作用进行了考察,证明了C/ZrO复合涂层成功提高了碳纤维在有氧环境下的起始氧化温度,复合涂层对碳纤维起到很好的保护作用。研究了纤维种类对改性纤维/莫来石陶瓷基复合材料性能的影响,研究结果表明,改性碳纤维作为增强体制备的莫来石复合材料的性能更为优异。1400℃下裂解制备的碳纤维/莫来石复合材料(C/Mullite复合材料)的的弯曲强度和断裂韧性分别为74.10MPa和6.10MPa·m;改性莫来石纤维/莫来石陶瓷基复合材料(Mu/Mullite复合材料)的弯曲强度和断裂韧性分别为33.35MPa和2.26 MPa·m。两种复合材料三点弯曲的位移-载荷曲线,和断面的微观形貌分析表明,C/Mullite复合材料的断裂行为为韧性断裂,Mu/Mullite复合材料的断裂行为表现为脆性断裂。对两种复合材料热处理30min后,C/Mullite复合材料的弯曲强度降低为110.0MPa,强度保持率为73.4%;Mu/Mullite复合材料的弯曲强度降低为102.7MPa,强度保持率为85.4%。C/Mullite复合材料热处理30min后,弯曲强度的保持率较Mu/Mullite复合材料低,但是最终的弯曲强度仍高于Mu/Mullite复合材料。在1200℃进行10次高温-低温循环后,复合材料弯曲强度降为112.9MPa,强度保持率为86.7%。以水淬法对究C/Mullite复合材料的抗热冲击性能进行考察,结果表明,C/Mullite复合材料在温差低于800℃时,残余强度变化不大,在温差高于1000℃后,复合材料残余强度的下降趋势开始延缓,1200℃时残余强度为57.5%,具有较好的抗热冲击性能。