关键词： 陶瓷基复合材料   涡轮导向叶片   热应力   代表性体积单元   热-力耦合  

摘要： 在陶瓷基复合材料（CMC）涡轮导向叶片的结构设计中，降低热应力水平是重要设计目标，需要开展CMC热、力学性能的综合调控。本文针对2.5D斜纹机织CMC (SiC/SiC)，建立了能够反映真实细观结构特征的代表性体积单元（RVE）模型，开展了CMC等效热、力性能（包括各向异性导热系数、线热膨胀系数和弹性模量）预测并加以试验验证。而后，基于参数化代表性体积单元模型开展了CMC热、力性能受编织参数影响的敏感性分析，筛选了影响CMC各向异性热、力性能的敏感设计参数。结果表明，对于2.5D机织CMC，等效热膨胀系数对编织参数的影响较小；而纱线厚度则是影响CMC面内导热系数及弹性模量的主要因素。在此基础上，选取了四组代表性2.5D机织参数，将其分别作为CMC涡轮导向叶片的叶身预制体方案，并分别针对无冷却和采用对流冷却的CMC叶片开展气热耦合与热应力分析，研究CMC各向异性热、力性能参数对叶片温度及热应力水平的耦合影响关系。研究表明，在对流冷却条件下，通过调整编织参数以增大叶身厚度方向导热系数，使叶身内外表面平均温度差降低24%，叶身内外表面平均周向热应力分别降低31%和38%。

关键词： 陶瓷基复合材料   正交各向异性   本构模型   损伤耦合   偏轴压缩  

摘要： 陶瓷基复合材料的面内本构关系对于热结构的设计与评价具有重要参考意义.对2D-C/SiC复合材料的轴向压缩、面内剪切和偏轴压缩力学行为进行了实验和模拟研究.通过单调压缩和循环加卸载实验,研究了不同加载角度(0°,15°,30°和45°)下材料的应力应变行为以及卸载模量与残余应变随卸载应力的演变规律;并表征了面内剪切应变响应行为以及剪切卸载模量和残余应变随卸载应力的演化行为.在理论层面,考虑材料的正交各向异性、非线性和细观损伤机理,应用连续介质损伤力学方法对材料的压缩、剪切和压-剪耦合损伤演化行为进行了描述,且提出了面内剪切和偏轴压缩力学行为表征模型;并基于损伤演化实验数据确定了损伤解耦模型中的压-剪损伤耦合系数和损伤钝化系数,对材料的偏轴压缩应力应变行为进行了模拟.结果表明:该材料的轴向压缩本构关系为线弹性;而面内剪切本构关系为非线性,且卸载模量随卸载应力的增大而减小,残余应变随卸载应力的增大而增大;偏轴压缩载荷下,轴向压缩应力对材料的剪切损伤具有抑制作用,而面内剪切应力对材料的轴向压缩损伤起到了促进作用,且材料的应力-应变响应行为呈现出了相当的复杂性.但模拟结果与实验数据的一致性表明,基于损伤解耦的本构模型可以较为准确地预测材料的偏轴压缩应力-应变行为.

关键词： 陶瓷基复合材料   高温力学性能测试   涡轮导向叶片   航空发动机  

摘要： 针对航空发动机涡轮导向叶片所用的陶瓷基复合材料的高温力学性能测试需求,设计开发一套测试系统。该系统由温度控制、载荷施加、数据采集和控制系统4个功能模块组成,采用比例-积分-微分(Proportion Integral Differential,PID)温度控制算法和模糊控制策略,实现了1600℃高温环境下的精确测试。对C/SiC复合材料样件的测试结果表明,系统在1600℃、300 MPa工况下的温度控制精度为±2.0℃,载荷控制精度为0.95%,应变测量精度为0.98με,数据采集稳定性达99.89%,满足用于涡轮导向叶片的陶瓷基复合材料的高温力学性能评价要求。

关键词： 耐高温结构   陶瓷基复合材料   各向异性   ANSYS ACP模块   有限元仿真  

摘要： 由于在航空航天和核工业中存在超高温工况,结构对材料耐高温、耐腐蚀、高强度性能提出了较高要求,此外较低的材料密度也是提升结构轻量化水平的重要性能。碳化硅陶瓷基复合材料因具有低密度、耐高温、高强度等特点,已经在相关领域表现出较大的潜力,并且已有较成熟的工程应用。本文以SiCf/SiC复合材料(碳化硅作为陶瓷基体,SiC纤维作为增强体)为对象,简要论述了国内外相关研究人员对碳化硅陶瓷基复合材料制备加工工艺的研究,根据其各向异性、非均质性以及双模量等特征,结合具体实例进行分析,建立了一种基于ANSYS ACP技术的复合材料设计分析方法,初步形成针对耐高温结构复合材料建模和仿真优化分析的解决方案。

关键词： 陶瓷   氮化物纤维   界面层   复合材料  

摘要： 高性能陶瓷材料因其优异的热稳定性、耐磨损、耐腐蚀、抗烧蚀等性能在航天航空及军用设备等领域发挥着重要的作用,但由于陶瓷本身具有的脆性以及存在抗热震性能差等问题使其难以承受更加严苛的服役环境。利用陶瓷纤维制备纤维增强陶瓷基复合材料是克服以上问题最直接的方法之一。在耐高温透波材料领域,与石英纤维增强陶瓷基复合材料相比,氮化物纤维增强陶瓷基复合材料具有更高的耐温性能,成为下一代高性能天线罩的首选材料。主要针对几种不同氮化物纤维、界面层及氮化物纤维增强陶瓷基复合材料制备方法及性能的研究进展进行了综述。

关键词： 陶瓷基复合材料   SiC/SiC   火焰筒   CVI+PIP   台架考核  

摘要： 火焰筒是燃气涡轮发动机典型的热端部件。针对SiC/SiC火焰筒设计、制备与考核验证开展研究，采用2.5D-SiC纤维预制体作为SiC/SiC火焰筒的增强体，采用化学气相沉积工艺（Chemical Vapor Infiltration， CVI）在2.5D-SiC纤维预制体表面沉积BN界面相，提高火焰筒结构的损伤容限能力；采用化学气相沉积+先驱体浸渍热解（Precursor Infiltration and Pyrolysis， PIP）混合工艺沉积SiC基体，降低火焰筒内部孔隙率，提高基体致密度；采用超声振动辅助加工方式加工火焰筒气膜孔，通过高温陶瓷胶辅助铆接等工序集成装配火焰筒。开展了SiC/SiC火焰筒地面台架考核测试，监测火焰筒进口七个状态（例如，进口压力和温度）出口温度场分布，火焰筒出口燃气平均温度达到了1500℃，最高热点温度达到了1700℃，SiC/SiC火焰筒主体结构完整。采用微米级CT切片扫描方法对台架考核后的SiC/SiC内、外火焰筒进行损伤检测，内火焰筒大尺寸孔隙主要集中在最大尺寸的气膜孔附近；外火焰筒缺陷形式主要为分层，集中在底部较厚区域。

关键词： 陶瓷基复合材料   涡轮叶片   前缘   各向异性导热系数   传热性能  

摘要： 为了获得陶瓷基复合材料涡轮叶片前缘的导热特性预测方法并揭示其导热机理，本文提出了一种基于前缘半圆柱模型的微观导热系数赋值方法。通过数值仿真方法研究了2.5D编织CMC前缘的导热特性，对微观模型和宏观模型的温度场波动的预测精度进行比较，并基于微观模型进一步探究了基体导热系数、纤维主导热系数、纤维副导热系数变化对CMC前缘温度分布的影响规律。结果表明，相比于宏观模型，微观CMC前缘模型能更准确地预测局部热点和温度波动情况，且宏观模型对最高温度的预测偏小，可达27.1 K。基体导热系数、纤维主导热系数和纤维副导热系数的变化对CMC前缘的温度分布和均温性都有显著的影响。基体导热系数的增加导致温度水平不均匀度减小84%，显著提高水平均温性。纤维的主导热系数和副导热系数的变化对垂直方向均温性有显著影响，变化幅度分别为276%和58.8%。特别是，纤维主导热系数增加导致中间位置局部热点消失，纤维副导热系数增加会导致高温区域位置发生迁移。

关键词： 针刺-缝合复合材料   面外拉伸   力学行为   失效机理  

摘要： 为了研究关键工艺参数对针刺-缝合复合材料面外拉伸性能的影响，本文制备了四种不同工艺参数的针刺-缝合复合材料，对其面外拉伸性能及损伤演化机理进行研究。结果表明：随着缝合间距减小，面外拉伸强度显著提升，缝合间距为8mm×8mm，6mm×6mm，4mm×4mm时，面外拉伸强度分别提高了28%，41.14%，58.29%，但减小缝合间距对面外拉伸强度的提升效果表现为逐渐减小的趋势。在面外拉伸过程中，应变较大区域首先表现为缝线位置，随着载荷增大至缝线断裂后，复合材料会出现层间开裂现象，减小缝合间距对应变集中区域有较明显影响，拉伸过程中应变分布更加均匀。针刺-缝合复合材料厚度拉伸的失效模式主要为缝合线断裂和拔出、基布层间及基体的开裂。缝合间距减小会导致复合材料面外拉伸的断口较为粗糙，裂纹会沿着不同层扩展，会导致多个单元层发生失效。

关键词： ZrB_(2)-SiC陶瓷基复合材料   时域有限差分法   发射率  

摘要： 基于时域有限差分法计算了不同微观结构ZrB_(2)-SiC陶瓷基复合材料的红外光谱特性,讨论了SiC颗粒形状、体积分数以及材料厚度对复合材料发射率的影响,评估了SiC颗粒形状和体积分数对材料红外隐身性能的影响规律。计算结果表明:添加SiC颗粒的ZrB_(2)-SiC复合材料总发射率比ZrB_(2)块材高,相比圆球和椭球形状SiC颗粒,添加晶须形状SiC的复合材料发射率较小,在10~14μm波段发射率随SiC体积分数的增加变化幅度较为剧烈,材料光谱发射率主要受其近表面材料微观结构的影响。SiC颗粒形状、体积分数在大气窗口内对复合材料平均发射率的最大影响比例分别为2.65%、16.1%。研究结果对ZrB_(2)-SiC陶瓷基复合材料光谱辐射特性调控以及提高材料红外隐身性能具有一定的理论指导意义。

关键词： Al_(2)O_(3)/Al_(2)O_(3)陶瓷基复合材料   蠕变性能   蠕变损伤  

摘要： Al_(2)O_(3)/Al_(2)O_(3)陶瓷基复合材料因其出色的耐高温、抗氧化等特性在航空发动机领域得到了广泛应用。这种材料能够在极端高温环境中保持稳定的性能,对于确保发动机的安全和可靠性至关重要。本文对Al_(2)O_(3)/Al_(2)O_(3)复合材料在1000℃~1200℃下的拉伸蠕变性能,并通过扫描电子显微镜、高分辨率透射电子显微镜以及纳米压痕等实验方法对试样在不同温度、应力下的断口形貌进行表征。结果表明,随着温度的升高,Al_(2)O_(3)纤维晶粒逐渐长大,强度明显下降,从而导致了复合材料的蠕变抗力显著下降。当蠕变温度为1200℃时,复合材料的蠕变速率较1100℃高了两个数量级,断裂时间大幅缩短,观察试样断口发现,在1100℃的蠕变实验中,纤维拔出长度较长,并未出现明显的基体裂纹。这表明基体与纤维界面结合较好,基体开裂受到抑制,基体和纤维共同分担载荷;而在1200℃,纤维拔出长度较短,强度下降速度更快,蠕变寿命缩短。