关键词： 陶瓷基复合材料   纳米SiC纤维   化学气相反应   碳化硅  

摘要： 采用化学气相反应法在碳纤维织物表面生长纳米SiC纤维,通过对不同温度下制备纳米SiC纤维的微观形貌及产量等进行分析,优化出较为合适的工艺温度。结果表明,当采用Micro-Si/Nano-SiO_2混合粉作为反应原料时,反应温度低于1410℃时不利于纳米SiC纤维的大量生成,反应温度为1420℃时制备出的纳米SiC纤维具有较好的均匀性,所制备纳米纤维直径约为140～320 nm,制备纳米SiC纤维后碳纤维织物的净增重率接近6%,反应温度为1460℃时,由于反应温度过高导致出现了较高密度的层错堆垛,制备的纳米纤维出现明显的弯曲甚至打结现象。

关键词： 航空发动机   CMC-SiC复合材料   热端部件   应用  

摘要： 随着航空发动机推重比的不断提高,急需发展轻质、高强韧、耐高温、长寿命、抗烧蚀、抗氧化的碳化硅陶瓷基复合材料(SiC matrix ceramic composites,CMC-SiC),以满足航空发动机愈加苛刻的服役要求。本文简要介绍了CMC-SiC复合材料的特点和制备方法,综述了CMC-SiC复合材料在国外先进航空发动机热端部件上的应用进展及国内的研究现状。从工程化角度,指出了国内在高性能纤维、构件设计及制备、环境障涂层、无损检测技术、考核验证方法、修复技术等方面存在的差距及需突破的关键技术,指出了今后国内的研究目标与发展方向。

关键词： 超高温陶瓷基复合材料   制备   性能   综述  

摘要： 综述超高温陶瓷基复合材料的研究体系,制备技术,材料力学、抗氧化、抗烧蚀性能等方面的研究进展,重点关注碳化物、硼化物陶瓷基复合材料以及连续纤维增韧陶瓷基复合材料体系,简述烧结致密化制备工艺和连续纤维增韧陶瓷基复合材料的制备方法,重点解释碳纤维(Cf)在微观结构层面对于ZrB_2-SiC复合材料力学性能的影响,着重分析ZrC-SiC和ZrB_2-SiC复合材料的高温抗氧化和抗烧蚀性能,对超高温陶瓷基复合材料面临的挑战和发展前景进行了展望。

关键词： 陶瓷基复合材料   刻划实验   界面失效   金刚石磨粒  

摘要： 为了进一步研究纤维增韧陶瓷基复合材料的磨削机理,设计制备了单向C/SiC模型复合材料,然后将复合材料在3个典型方向进行刻划。通过刻划实验研究分析了单颗金刚石磨粒作用下复合材料的界面失效机制及微观材料去除机理。结果表明:在单颗金刚石磨粒刻划作用下,脆性断裂是C/SiC复合材料的主要去除方式,复合材料的破坏形式主要是基体开裂、界面失效、纤维断裂的综合模式。其材料去除难易程度符合规律:法向<纵向<横向。此外,研究结果为C/SiC刻划材料去除机理研究提供了实验提导,并为陶瓷基复合材料磨削机理的揭示提供了实验基础。

关键词： 超高温陶瓷基复合材料涂层   残余热应力   热不匹配   温度   层状结构   理论模型  

摘要： 目的创建可计及温度与层状结构共同影响的超高温陶瓷基复合材料涂层与基体层因热不匹配导致的残余热应力的理论表征模型。方法基于经典的层合板理论与超高温陶瓷基复合材料热物理性能参数对温度的敏感性研究,引入温度和层状结构对涂层与基体层所受残余热应力的影响,形成各层残余热应力温度相关性的理论表征方法,并以ZrB_2-SiC复合材料涂层为例,利用该理论方法系统地研究了各种控制机制对残余热应力的影响及其随温度的演化规律。结果超高温陶瓷基复合材料涂层与基体层所受的残余热应力随着温度的变化而变化,涂层热膨胀系数与基体层热膨胀系数差别越大,变化幅度越大。当涂层材料热膨胀系数大于基体层材料热膨胀系数时,涂层材料遭受残余拉应力,基体层材料遭受残余压应力;随着涂层厚度的增加,涂层所受拉应力减小,而基体层所受压应力增大;当涂层材料热膨胀系数小于基体层材料热膨胀系数时,涂层材料遭受残余压应力,基体层材料遭受残余拉应力;随着涂层厚度的增加,涂层所受压应力减小,而基体层所受拉应力增大。低温下,各层所受残余热应力对层厚与每层材料组成的变化比较敏感,随着温度的升高,敏感性降低。结论对于涂层材料,应设计涂层材料的热膨胀系数小于基体层材料的热膨胀系数,使涂层遭受残余压应力,这不仅能够降低材料表面产生裂纹的危险,同时可以抑制表面已有缺陷的扩展。同时应当设计相对较小的涂层厚度,以增大涂层所受的残余压应力,降低基体层所受的残余拉应力,有效提高整体材料在不同温度下的强度性能。

关键词： 陶瓷基复合材料   碳纤维   Fe3Al   室温力学性能  

摘要： Al2O3陶瓷作为结构陶瓷中的典型材料,因其具有较好的机械强度、高的化学稳定性和电绝缘性能以及低的介电损耗等诸多优点,通常应用于承受机械应力、腐蚀、高温、绝缘等条件下。但因陶瓷本身抗弯强度低、韧性低、脆性大等特性限制了氧化铝陶瓷在工程上的应用。为了改善脆性,氧化铝陶瓷一般多以复合材料或复相陶瓷的形式出现。其中,第二相增韧和纤维强韧化是较为普遍的方式。本文采用溶胶-凝胶法在Al2O3中加入Fe3Al与短切碳纤维(Csf),研究了表面经Cu镀层、SiC涂层与PyC-SiC涂层改性的Csf对Fe3Al/Al2O3复合材料组织性能的影响,得到以下结论:1.研究发现经20h球磨、800℃退火可以得到纯度较高的Fe3Al粉末;以Cu板作为阳极、Cu片作为阴极,在2V、30min条件下可获得碳纤维表面平整均匀,厚度为2?m的Cu镀层;以C_f:Si=1:1制备的碳纤维表面厚度为1?m的SiC涂层均匀平整;在C3H8:N2=1:3、950℃沉积时间为15min可得到碳纤维表面均匀光滑的PyC涂层,再经1450℃沉积3h以PyC:Si=1:1制备的碳纤维表面PyC-SiC涂层完整无孔洞及裂纹的存在;2.通过溶胶-凝胶法可以实现Fe3Al粉末和Csf在基体内的均匀分布。同时,在温度1450℃,压力20MPa,保温45min的热压烧结条件下能够获得较为致密的Fe3Al/Al2O3复合材料;Fe3Al粉末的加入在一定程度上能够提高复合材料的硬度、抗弯强度和断裂韧性,但相对密度会降低,其三点弯曲载荷-位移曲线为线性。Csf直接引入Fe3Al/Al2O3基体内会与Fe发生反应,致其力学性能丧失,并未起到增强体的作用;3.采用碳纤维表面镀铜、沉积SiC及PyC-SiC涂层三种工艺增强Fe3Al/Al2O3复合材料,发现碳纤维表面的涂层不仅能够保护碳纤维不受损伤,而且会引入强韧化机制,Cu与Csf之间的热膨胀系数不同,烧结过程中提高了复合材料界面结合力从而提高了复合材料力学性能,SiC涂层、PyC-SiC涂层与Al2O3均为弱结合,纤维的脱粘-拔出、纤维桥连等增韧机制导致的非线性应力消除是非线性变化的重要因素,同时提供了韧化所需的渐进破坏机制,从而使复合材料的致密度和硬度均有提高,抗弯强度和断裂韧性则随纤维含量的变化均呈先上升后下降的趋势,而三点弯曲的载荷-位移曲线则明显由线性向非线性转变,出现明显的非线性特征。

关键词： 碳化硅陶瓷基复合材料   技术现状   应用进展   研究  

摘要： 碳化硅陶瓷基复合材料作为热结构材料体系中的重要构成材料之一,其在我国航空航天以及空间技术、交通工具制造、光学系统等多个领域均有一定的应用,是材料工程领域研究和关注的重点。本文将通过对碳化硅陶瓷基复合材料的特点及其技术研究现状分析,结合实例,对碳化硅陶瓷基复合材料及其有关技术在实践中具体应用进行研究。

关键词： 陶瓷基复合材料   力学试验   力学行为   多尺度分析模型   损伤失效机理  

摘要： 平纹陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,CMCs)作为一种新型的耐高温结构材料,在高推重比航空发动机、液体和固体火箭发动机、空天飞行器热防护系统、核反应堆和高速刹车系统等领域具有广阔的应用前景。平纹CMCs的宏观性能表征与微观和细观结构密切相关,其非线性力学行为由微观和细观组分材料的损伤发展所致,因此为确保平纹CMCs在热端部件中的可靠应用,有必要开展其力学行为的微观-细观-宏观多尺度模型研究。本文围绕多尺度建模问题,以平纹SiC/SiC(碳化硅纤维增韧碳化硅基体)陶瓷基复合材料和C/C-SiC(碳纤维增韧碳-碳化硅双重基体)陶瓷基复合材料为研究对象开展了以下的研究:(1)设计并开展了平纹SiC/SiC复合材料的室温拉伸、压缩、面内剪切和高温拉伸试验,获得了材料在不同加载条件下的应力-应变行为。借助扫描电镜对试验件断口的观察,分析了相应的损伤失效机理,阐释了偏轴试验件在复杂应力状态下材料主方向上的损伤耦合效应。着重对比分析了材料在室温和高温(1200℃)环境下的拉伸损伤力学行为,以及高温氧化对材料断裂强度的影响。试验结果表明,复杂应力状态下的损伤耦合效应加快了材料的损伤演化速率,并使得材料的损伤失效模式由轴向拉压失效模式转变为拉剪和压剪耦合失效模式;材料高温(1200℃)环境下呈现韧性断裂,由于界面层在一定程度上被高温氧化,从而产生较长的纤维拔出长度。(2)开展了平纹SiC/SiC复合材料拉伸、压缩和面内剪切实体元多尺度模型研究。针对平纹SiC/SiC复合材料内部复杂的微观和细观结构特征,采用多尺度分析方法,先基于微观结构的观测信息对组分材料的力学性能进行预报,再基于细观结构的观测信息建立单胞几何模型。通过Abaqus用户子程序USDFLD二次开发嵌入了组分材料力学性能。该模型采用周期性边界条件来确保单胞边界面上应力和位移的连续性。模拟了平纹SiC/SiC复合材料单胞模型在经向拉伸、压缩和面内剪切载荷作用下的非线性应力-应变响应和损伤演化过程,分析了其破坏机理,并与试验结果进行了对比。结果表明,多尺度分析方法适用于平纹CMCs的非线性力学行为的模拟和预测,虽然应力-应变曲线与试验曲线存在一定差异,但较好的预测了弹性模量和破坏强度等力学性能指标。(3)以双组元模型理论为基础,发展了平纹C/C-SiC复合材料热力作用非线性双组元模型。根据热力耦合本构方程和稳态传热控制方程,基于等效介质单元和纤维束单元的热力学性能对平纹C/C-SiC复合材料单胞双组元模型采用耦合单元类型进行了耦合传热计算。在材料厚度方向存在温差的边界条件下,预测了材料整体热导率的退化曲线并分析了其内部热量传输机理。进而采用该模型研究了纤维束随机波动对材料刚度与强度的影响。基于纤维束路径随机化描述建立了基于参考周期的纤维束波动统计分析方法,计算得到了统计特性参数。针对单元局部坐标系创建过程中存在的困难,开发了Python脚本,构建了纤维束随机波动模型。通过算例分析,验证了双组元模型的准确性和高效性。本文的研究有助于揭示平纹CMCs在不同加载条件下的损伤力学行为,解决其多尺度建模相关问题,进一步丰富其力学行为分析模型,为优化材料制备工艺和促进其工程应用提供有效分析手段。

关键词： 飞行器   陶瓷基复合材料   碳纤维   制备工艺   微观结构   耐高温性能   抗氧化性能  

摘要： 可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle，RLV)综合发挥航空飞行器与航天飞行器各自的优点，对和平开发和利用近地空间领域具有重要意义。在飞行和返航过程中均面临苛刻的气动热作用，导致飞行器热结构件表面温度可达到1400℃以上，对耐高温力热耦合环境材料提出了迫切需求。SiBCN陶瓷作为一种四元非晶材料，具有优异的高温热稳定性和抗氧化性能，是飞行器热结构件重要的候选材料，但是陶瓷材料的本征脆性限制了其应用。连续碳纤维增强的Cf/SiBCN陶瓷基复合材料克服了SiBCN陶瓷固有的脆性，同时具有优异的耐高温、抗氧化性能，有望在飞行器热结构件上获得广泛应用。　　由于SiBCN陶瓷的四元非晶特性，Cf/SiBCN复合材料目前通常只能通过前驱体浸渍裂解(Precursor Impregnation and Pyrolysis,PIP)方法获得。但是，常用的SiBCN前驱体陶瓷产率低，导致Cf/SiBCN复合材料制备周期长;另一方面，SiBCN前驱体中Si-NH2极易与潮湿空气中的水和氧气发生反应，使得所制备的SiBCN基体氧含量高，进而导致复合材料的高温稳定性不足。针对上述问题，本工作通过在SiBCN前驱体中引入过氧化二异丙苯(DCP)，在120℃引发前驱体交联，抑制小分子挥发，提高前驱体陶瓷产率，进而提高Cf/SiBCN复合材料制备效率。同时，为避免浸渍和交联过程中前驱体与空气接触，开发柔性浸渍工艺以制备低氧含量的Cf/SiBCN复合材料。在此基础上，系统研究了Cf/SiBCN复合材料的高温力学性能和抗烧蚀性能。　　本工作主要研究内容和获得的进展如下:　　研究了DCP添加对SiBCN前驱体陶瓷产率和陶瓷结构的影响。SiBCN前驱体的陶瓷产率在不添加DCP时仅为17％左右，添加DCP在120℃交联后，前驱体的陶瓷产率提高到70％左右;DCP作为自由基引发剂的交联机制为:DCP受热分解生成自由基，引发乙烯基官能团的自由基聚合;SiBCN前躯体交联后的热解机制主要包括脱甲基反应和转氨反应;SiBCN陶瓷具有独特的非晶结构:SiCN簇弥散于BNC簇，BNC簇对SiCN簇具有阻隔分离作用，正是这种独特的结构使其具有优异的高温性能。同时，研究了DCP添加对Cf/SiBCN复合材料制备、结构和性能的影响。不添加DCP的情况，7个PIP循环后Cf/SiBCN复合材料的开气孔率为33％;作为对比，添加DCP后，相同条件下制备的Cf/SiBCN复合材料开气孔率约10％。前者抗弯强度和弹性模量仅为213±25MPa和19±2GPa，后者抗弯强度和弹性模量为371±31MPa和31±2GPa，分别提高了74％和63％。需要说明的是，上述复合材料所采用界面为～200nm厚度的PyC。　　针对材料应用环境要求，探索并优化了Cf/SiBCN复合材料的高温力学性能。上述以PyC为界面的Cf/(PyC)SiBCN复合材料，在1500℃以下能够保持较高的力学强度(316±29MPa)和弹性模量(27±3GPa);当温度升高到1600℃时，碳界面与SiBCN中的SiCN簇发生碳热还原反应（C+Si-N→Si-C+0.5N2↑），N元素流失，在复合材料纤维周围形成环状损伤，材料抗弯强度(92±15MPa)和弹性模量(12±2GPa)大幅下降;温度进一步升高到1700℃时，SiBCN基体自身发生碳热还原分解，材料力学性能进一步降低。为了抑制碳界面与SiBCN基体间的碳热还原反应，采用PyC/SiC多层界面，制备的Cf/(PyC/siC)3SiBCN复合材料在1600℃能够保持优异的力学强度(330±7MPa)和弹性模量(30±2GPa)。进一步地，通过在基体中引入SiC颗粒，抑制SiBCN基体自身的碳热还原分解，制备的Cf/(PyC/siC)3SiBCN-filler复合材料在1700℃仍能保持较高的力学强度(322±13MPa)和弹性模量(28±1GPa)。　　研究并优化了Cf/SiBCN复合材料的抗烧蚀性能（2200-2300℃/60s），揭示了抗烧蚀机理。Cf/(PyC)SiBCN复合材料抗烧蚀性能优异，质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.0539mg·mm-2s-1和0.0030mm·s-1。根据烧蚀形貌，材料烧蚀表面可以分为三个区域:烧蚀中心，过渡区和烧蚀边缘。材料在烧蚀中心主要发生结晶过程和氧化过程。结晶过程是SiBCN基体析出SiC晶粒和Si3N4晶粒。氧化过程是碳纤维、PyC界面以及SiBCN中的自由碳氧化为CO;SiBCN中BNC簇氧化为B2O3、N2和CO;SiBCN中的SiCN簇、SiC晶粒和Si3N4晶粒氧化为Si02、SiO、CO和N2，同时在材料表面形成SiO2氧化层，保护内部材料。过渡区和烧蚀边缘区主要发生氧化过程:碳纤维、PyC界面

关键词： 陶瓷基复合材料   力学行为   损伤机理   失效进程  

摘要： SiC/SiC陶瓷基复合材料作为一种新型的耐高温结构材料,能够很好地满足航空航天器中热端部件对于结构减重和使用温度等方面的要求。了解和掌握材料在不同应力状态下的损伤机理和力学行为是优化材料制备工艺并促进其工程实际应用的重要理论基础。服役过程中构件复合材料通常处于复杂应力状态下,目前对材料进行单一轴向应力状态下的损伤力学行为研究已经不能够满足工程设计需要。本文据此背景,以国产二代SiC纤维、RMI工艺制备的单向增强SiC/SiC CMCs和平纹编织SiC-SiC CMCs为研究对象,以材料在不同载荷形式下表现出的宏观应力-应变行为和细观损伤失效行为为基础,系统研究了材料的损伤力学行为,提出并建立了材料在不同应力状态下的细观损伤机制和损伤失效进程。通过对单向SiC/SiC CMCs和2D-SiC/SiC CMCs进行多种载荷形式的试验,获得了两种材料的基本应力-应变行为和力学性能参数。由于二者预制体结构不同导致材料初始缺陷、热残余应力上存在明显差异,其直接影响了材料在不同应力状态下的力学性能。同时,上述差异宏观表现为两种材料应力-应变曲线变化趋势的不同。基于宏观断口形貌以及细观损伤特征,得到单向SiC/SiC CMCs和2D-SiC/SiC CMCs的损伤失效机制。通过对不同载荷形式下细观损伤模式的分析,得到了以基体裂纹、界面脱粘和纤维断裂为主的常温轴向损伤失效模式和以基体/纤维氧化为主的SiC/SiC CMCs高温拉伸失效模式。同时,定义基于瞬时模量变化的损伤因子D,建立单向SiC/SiC CMCs和2D-SiC/SiC CMCs的损伤失效进程;在材料裂纹发展及失效段因增强纤维结构的不同,单向SiC/SiC CMCs和2D-SiC/SiC CMCs在相同阶段的损伤失效机制也有差别。在拉-拉疲劳试验中对单向SiC/SiC CMCs和2D-SiC/SiC CMCs疲劳强化机理进行了分析并建立疲劳损伤模型。SiC/SiC CMCs在承受疲劳加载过程中,细观损伤的演化使得其内部应力进行重新分布,这一过程将消除原有应力集中,改善材料内部的承载能力,进而提高复合材料的强度。在此基础上建立基于模量变化的疲劳损伤模型,并对模型参数进行了拟合,模型对材料疲劳寿命预测结果与试验拟合较好。