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： 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。

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_f/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_f/Si C（Y-C_f/Si C）和不含界面相的C_f/Si C（N-C_f/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_f/Si C和N-C_f/Si C样品,结果发现——切口尖端半径对这两种C_f/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_f/Si C断裂韧性测试值的影响都较小;随着a/W的增大,Y-C_f/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_f/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 Cw/Al2O3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 Cw/Al2O3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 Cw/Al2O3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 Cw/Al2O3的断裂韧性的研究发现——随着Si Cw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·m1/2,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Al2O3/铁丝网夹层层压陶瓷复合材料和Al2O3/Al箔夹层层压陶瓷复合材料。为研究切口尖端位置对Al2O3/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Al2O3/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Al2O3/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   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： 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： 磷酸盐陶瓷   复合材料   力学性能   介电性能   纤维腐蚀  

摘要： 石英纤维布增强磷酸盐陶瓷基复合材料具有良好的力学性能、介电性能和耐高温性能,且在制备工艺上有生产周期短、成本低、低温制备、高温服役等优点,成为新一代导弹天线罩的备选材料之一。本文主要通过优化磷酸盐陶瓷基体的物相组成和组织结构进而优化石英纤维布增强磷酸盐陶瓷基复合材料的力学性能和介电性能。研究了P/Al比、Zn O添加量、Si O填料添加量以及高温处理对磷酸盐陶瓷物相组成和组织结构的影响,并采用不同组成的磷酸盐陶瓷作为基体与连续石英纤维布制备成复合材料,探究了石英纤维的高温除胶工艺,以及上述参数对复合材料组织结构和性能的影响,探究了石英纤维表面BN涂层对复合材料组织结构和性能的影响。研究表明,随着P/Al比从8逐渐降低到5以及Zn O添加量增加,磷酸盐陶瓷的主要物相从三聚磷酸二氢铝相逐渐转变为C-Al PO相,形貌上由松散的片状结构转变为连续一致的结构。在磷酸铝各物相中,C-Al PO相的热膨胀系数、介电常数和介电损耗最低,是良好的磷酸盐透波陶瓷基体。Si O填料加入到5 wt.%时,磷酸盐陶瓷中的三聚磷酸二氢铝相消失,不同Si O添加量的磷酸盐陶瓷形貌差别不大,均为连续一致的整体结构。随处理温度升高,磷酸盐陶瓷在RT-1000℃有三个阶段质量损失,总损失约3%,主要是由于自由水、结合水的脱去以及部分PO挥发造成的,经过900℃以下的高温处理磷酸盐陶瓷的物相基本上不发生变化,显微形貌上的变化也不大。石英纤维的高温除胶研究表明,600℃可以将石英纤维的有机胶层除去。600℃处理之后,石英纤维的-CH-基团消失,纤维的形貌从表面的粗糙不平转变为光滑平整。对不同磷酸盐陶瓷制备的复合材料的性能研究表面:P/Al比为5、Zn O添加量为6 wt.%、Si O填料添加量为15 wt.%的石英纤维布增强磷酸盐陶瓷复合材料具有最高的力学性能和较好的介电性能,弯曲强度为139.67 MPa、拉伸强度为47.48 MPa、介电常数为3.12～3.25、介电损耗为4.60～5.10×10,介电常数和介电损耗较低且随频率变化波动不大。对复合材料高温处理的研究表明,随着高温处理时间的增加,复合材料的弯曲强度逐渐降低并趋于稳定。随着处理温度的升高,复合材料的残余弯曲强度逐渐降低,500℃、700℃与900℃高温处理之后的残余弯曲强度分别下降到13.58 MPa、10.21 MPa和6.16 MPa,为未处理时的9.7%、7.3%、4.4%,这主要是由于石英纤维被磷酸盐陶瓷基体腐蚀所致。在石英纤维表面生成一层BN涂层可以改善磷酸盐基体对纤维的腐蚀,经纤维表面处理后的复合材料900℃保温后,弯曲强度可达49.0 MPa,复合材料经高温处理后强度损失变低。纤维表面处理前后复合材料的介电常数和介电损耗变化不大。

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。