关键词： 陶瓷基复合材料   基体开裂应力   抗热冲击性能   断裂强度   理论表征模型  

摘要： 高温陶瓷材料因其优异的力学、热学等性能,已逐渐被应用在尖端武器、航空航天和核工业等高新技术领域。研究表明,在陶瓷基体中添加纤维、颗粒等增强相是克服其本征脆性并提高断裂韧性、强度等力学性能的有效手段。纤维增强陶瓷基复合材料因其具备高比强度、高比模量、耐高温和耐腐蚀等优点,已被用于高超声速飞行器热防护系统和推进系统的耐热承力结构件等部位。此类材料在服役时常常面临极端苛刻的高温环境,鉴于力学性能直接关系到材料及构件的服役安全性和可靠性,合理表征及提高其高温力学性能成为陶瓷基复合材料研究领域的重点和难点。充分认识和科学评价其力学性能随温度的演化规律和关键控制要素,对于材料研制、应用、可靠性评价及寿命预测具有重要的指导意义。针对上述科学问题,本文针对纤维增强陶瓷基复合材料开展了以下研究工作:(1)基于力热能量密度等效原理,通过建立断裂表面能与热能之间的等效关系,建立了无需拟合参数的温度相关性断裂表面能理论模型。基于该模型和能量平衡法,针对单向纤维增强陶瓷基复合材料考虑温度、残余热应力和界面脱粘等因素的共同影响,建立了温度相关性稳态基体开裂应力理论表征模型。此外,通过建立剪切应变能与热能之间的等效关系,建立了无需拟合参数的温度相关性界面剪切强度理论模型;进一步研究了基体裂纹长度和温度对基体开裂应力的综合影响,通过应力强度因子法建立了单向纤维增强陶瓷基复合材料的温度相关性非稳态基体开裂应力理论表征模型。上述模型得到了实验结果的很好验证,揭示了基体开裂机理和关键控制要素随温度的演化规律,为合理表征及预测温度相关性基体开裂应力提供了有效的理论途径。此外,利用模型系统分析了关键材料参数在不同温度下对基体开裂应力的定量影响,进而为提高基体开裂应力提供了指导。(2)针对单向纤维增强陶瓷基复合材料建立了温度相关性热冲击失效判据,进一步考虑材料参数对温度的敏感性,建立了适用于宽温域冷却环境温度的抗热冲击性能理论表征模型。模型预测结果与水淬法获得的实验结果取得了合理的一致性。利用模型分析了热冲击临界温差对基体杨氏模量、热膨胀系数和界面剪切强度的敏感性及其随冷却环境温度的演化规律,结果表明临界温差对基体杨氏模量和界面剪切强度的敏感性随冷却环境温度的升高而增加,对基体热膨胀系数的敏感性随冷却环境温度的升高而减小,进而为提高其抗热冲击性能提供了理论指导及建议。(3)通过建立应变能与原子的动能、势能之间的等效关系,针对陶瓷材料建立了不含比热容无需拟合参数的温度相关性断裂强度模型,该模型具备参数便于确定、简洁实用的优点。进一步,针对短纤维增强陶瓷基复合材料、单向纤维增强陶瓷基复合材料、2D编织陶瓷基复合材料以及正交铺层陶瓷基复合材料分别建立了包含材料宏细观结构特征的温度相关性断裂强度理论表征模型,明确了陶瓷基复合材料温度相关性断裂强度与其组分热力学特性之间的定量关系,揭示了复合材料断裂强度的关键控制要素随温度的演化规律。以上模型得到了实验结果的很好验证,为合理表征及预测其温度相关性断裂强度提供了有效的手段,也为材料的研制、设计及其高温力学性能评价和优化提供了理论支撑。

关键词： 陶瓷基复合材料   电阻层析成像技术   电阻率特性   损伤检测   电阻率空间分布图像  

摘要： 陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,CMCs)具有极好的高温稳定性和较好的力学性能,是未来高性能航空燃气涡轮发动机热端部件的关键候选材料。热端部件处在极端苛刻的高温环境中,初始设计很难保证CMCs构件在服役时不损坏。电阻层析成像技术(Electrical Resistance Tomography,ERT)基于边界电压测量和成像算法重建目标的电阻率空间分布图像,依据电阻率与损伤的对应关系,实时、原位检测损伤。借助ERT技术,有望基于构件的实时损伤状态预测寿命,避免灾难性的构件失效。为达成以上目标,需要研究基于ERT技术的CMCs高温燃气损伤检测。本文首先依据ERT技术的原理,编程实现ERT成像算法及ERT测试仪器的远程控制,开发用于CMCs的ERT损伤检测系统。随后试验研究2D Si C/Si C复合材料的电阻率特性,建立电阻率与温度的定量关系,分析材料经长时间高温氧化后的电阻率变化和氧化损伤;确定材料在单向拉伸载荷下电阻率与机械损伤演化的关系,借助电阻率分析温度及氧化对机械性能的影响。以此为基础,对编织CMCs开展ERT损伤检测试验。利用带通孔损伤的2.5D C/Si C复合材料板验证ERT损伤检测方法的可行性,确定最合适的正则化参数和测量模式。利用ERT系统检测2D Si C/Si C复合材料平板的冲击损伤,借助电阻率与机械损伤的关系揭示冲击损伤机理。设计用于高温检测环境的电极及热防护装置,基于ERT系统实时监测2D Si C/Si C复合材料平板的烧蚀损伤,借助电阻率与温度、氧化损伤的关系分析板件的温度分布及氧化情况。

关键词： SiC/SiC复合材料   高温水氧耦合环境   分子动力学模拟   氧化动力学模型   力学性能  

摘要： SiC/SiC复合材料具有耐高温、低密度、高比强度和高比模量等优良性能,是极具潜力的航空发动机热部件材料。在服役条件下,材料需长期承受高温、应力、水蒸气和氧气耦合作用,产生热物理、化学损伤耦合,失效机理和损伤规律极为复杂。开展单向SiC/SiC复合材料在高温水氧耦合环境下应力氧化行为和力学性能研究,可对其在航空发动机上的应用提供指导。本文首先对单向SiC/SiC复合材料三种组分在水氧环境下的氧化机理和氧化模型进行了研究,定性地分析了水蒸气对SiC氧化的促进作用。基于定性分析,发现氧化剂在Si O2中的扩散系数是SiC氧化速率的主要影响因素。其次,通过熔融淬火法,对无定形Si O2结构进行了分子动力学模拟,采用径向分布函数验证了该结构的正确性。基于此,提出了氧气和水蒸气混合气体在无定形Si O2中扩散的分子动力学模拟方法,并通过均方位移法计算了氧气和水蒸气的扩散系数,两者扩散系数上的差异在一定程度上验证了结果的有效性。随后,基于各组分的水氧机理和传质学理论,提出了复合材料内部两阶段扩散的氧化动力学模型,推导了关于氧气和水蒸气浓度的二阶微分方程,模拟了材料内部几何形貌变化和质量变化率,质量变化率模拟结果与文献数据吻合度较高,验证了该模型的有效性。最后,基于材料内部各组分氧化形貌变化,考虑高温蠕变对纤维强度和刚度的影响,从细观力学角度出发,分析了纤维应力分布和强度分布,模拟了材料的宏观力学性能,获得了应变、剩余刚度保持率和剩余强度保持率随时间的变化规律。

关键词： 陶瓷基复合材料   非线性动力学   有限元   多尺度   流固耦合  

摘要： 陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMCs)具有耐高温、高比强度、耐氧化、耐蠕变等一系列独特的材料属性,这使得CMCs成为了替代高温合金应用于高温环境的理想材料,目前航空发动机的热端部件中已有CMCs的工程应用。振动载荷是航空发动机结构承受的常见载荷,也是导致结构失效的重要原因。因此要将CMCs应用于航空发动机,需要对其动力学特性进行校核。然而,由于陶瓷基体具有相当大的脆性,在应变不大的情况下,CMCs的应力应变关系即会发生变模量、迟滞等复杂的非线性行为,这给CMC结构的振动分析带来了很大挑战。本文首先采用两尺度方法建立了单向CMC结构动力学仿真方法。进行了单向CMCs的加卸载试验,并基于剪滞模型(shear-lag model),对单向CMCs的加卸载响应进行模拟。基于有限元法对CMC梁进行离散,采用显式动力学方法对单向CMC梁在简谐激励下的动力学响应进行了求解。进行了单向CMC梁的振动试验,分析了试验结果,并将试验结果与仿真结果进行了对比。建立了平纹编织CMC梁的非线性振动计算方法。建立了平纹编织CMCs的唯象加卸载本构模型,模拟了CMCs加卸载下的应力应变响应。基于该模型,采用显式动力学方法对平纹编织CMC梁的动力学响应进行了求解。进行了平纹编织CMC梁的振动试验,分析了试验结果,并对仿真结果进行了验证。最后,建立了考虑流体作用的CMC结构响应计算方法。基于弱耦合方法,对CMC平板叶片流固耦合振动响应进行了仿真,其中流体域采用商业软件Fluent进行求解,固体域采用前述非线性动力学仿真方法计算。

关键词： 聚合物衍生陶瓷   SiHfBOC   陶瓷基复合材料   高温抗氧化性  

摘要： 随着高超声速航天飞行器的出现,航天飞行器发动机燃烧室和尾喷管对热防护材料轻质化、强韧化和抗氧化性等方面的要求日益提高,以陶瓷隔热瓦为代表的陶瓷类防热材料,难以满足高超声速航天飞行器使役环境温度不断提升的需求。高性能硅基先驱体陶瓷具备优异的热力学稳定性,其中SiOC基先驱体陶瓷已在航天飞行器热端部件获得应用,但这类陶瓷在1300℃以上环境中易发生强碳热还原,这严重制约了硅基先驱体陶瓷材料在航空航天领域的发展。针对这个难题,本课题以甲基三乙氧基硅烷为Si源和C源,四氯化铪为Hf源,硼酸为B源,采用溶胶-凝胶法和溶剂热法制备不同B:Si和Hf:Si配比的SiHfBOC先驱体,并以相似的方法制备了SiBOC先驱体。通过TG和SEM分析可知,SiBOC先驱体在B:Si为0.6时陶瓷产率最高为76.7%;SiHfBOC先驱体在B:Si为0.6、Hf:Si为0.1时陶瓷产率最高为85.8%。同时,随着裂解温度的提高,SiHfBOC陶瓷内部的Hf O晶粒开始粗化,并由t-Hf O向m-Hf O发生转变,符合奥斯瓦尔德熟化机制。随着裂解温度升高,SiHfBOC多元陶瓷的石墨化程度也随之升高;当Hf元素超过一定化学计量时,SiHfBOC陶瓷的石墨化程度显著降低。在1400℃下对SiBOC和SiHfBOC陶瓷进行静态氧化实验,结果表明,SiHfBOC陶瓷的高温热稳定性和抗氧化性能均明显优于SiBOC陶瓷。综上,选择SiHfBOC先驱体来制备陶瓷基复合材料,并确定其热解工艺条件。碳纤维作为重要的增强体材料,具有优异的力学性能,但是其抗氧化性能较差,为防止碳纤维高温损伤,本课题首先采用CVI法在碳纤维表面制备SiC涂层。再结合先驱体浸渍裂解法(PIP)将SiHfBOC陶瓷先驱体浸渗到SiC涂层包覆的C编织体骨架中,通过多次PIP循环最终制备得到理想的SiC涂层包覆C/SiHfBOC陶瓷基复合材料。本文重点阐述了SiBOC及SiHfBOC先驱体的合成方法和成键机理、SiHfBOC先驱体溶液在碳纤维编织体骨架中的浸渍机理以及复合材料断裂过程中的强韧化机理。通过控制静态氧化温度和时间等参数,研究了C/SiHfBOC陶瓷基复合材料的抗氧化性能,探究了不同条件下C/SiHfBOC陶瓷基复合材料的力学性能变化。实验结果表明:七次PIP循环后的C/SiHfBOC陶瓷基复合材料的密度增长幅度极小,其x/y方向和z方向的压缩强度达到最大值,分别为77.56±8.56MPa和40.03±5.48MPa,其强韧化机理主要源于纤维脱粘、纤维拔出以及纤维断裂。C/SiHfBOC陶瓷基复合材料在静态氧化过程中的产物主要包括:CO、CO、BO、SiO、Hf SiO等,1500℃下氧化120min后的质量保留率和压缩强度保留率分别为原来的77.16%和21.27%。C/SiHfBOC陶瓷基复合材料具有优异的抗氧化性能和力学性能。

关键词： Cf/SiC材料   磨削   加工机理   表面质量   仿真   磨削力  

摘要： 碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(Cf/SiC)具有高硬度、耐磨性、低密度、高强度等卓越性能。作为一种新型的高温材料,Cf/SiC材料已经被广泛应用于航空航天、交通等领域。但是Cf/SiC材料加工技术研究目前仍处于初级阶段,Cf/SiC材料加工质量难以保证,严重阻碍了其使用和发展。Cf/SiC材料具有各向异性的特点,基体和纤维具有不同的强度和刚度,存在强度较弱的界面层,在受力时易出现界面脱粘。传统的磨削机理不能完全适用于复合材料的磨削加工,需要结合传统磨削理论,研究陶瓷基复合材料的磨削加工机理。Cf/SiC材料多种材料混杂结构,使加工去除过程中存在纤维脱出,纤维露头,基体裂纹,界面层脱粘,亚表面裂纹等缺陷。为了控制表面加工质量,需要探明不同加工参数对陶瓷基复合材料磨削加工表面完整性以及磨削力的影响规律。论文就加工机理和工艺优化两方面内容进行了探索性研究。主要研究内容有:(1)根据碳纤维和SiC脆性材料的材料性质,结合脆性固体压痕力学和磨削机理,研究三种典型纤维角度的1D Cf/SiC材料的磨屑形成机理;从裂纹延展的角度分析介绍了材料去除时界面分层和纤维增韧的过程;对磨削过程中由纤维位置不同造成的去除机理的变化进行了补充介绍。(2)对磨削力进行了系统性的研究。通过2.5DCf/SiC和SiC材料的单因素试验,探讨了不同加工参数和纤维角度对磨削力的影响和演化趋势。此外,通过正交试验,分析了磨削力影响因素之间的相关性,对磨削加工的工艺参数进行了工艺优化。(3)对Cf/SiC材料磨削表面完整性进行了深入研究,分析了不同加工参数和纤维角度对表面质量的影响和演化趋势,分析了工艺参数等因素之间对表面质量影响的相关性,对磨削加工的表面质量进行了工艺参数优化并得出了相关结论。通过观测已加工表面形貌特征、磨屑和亚表面损伤,从机理上分析了其形成的原因,以及这些形貌特征对表面质量产生的的影响,得出了相关结论。(4)使用Abaqus软件,建立了 1D Cf/SiC材料的三维细观模型,仿真模拟了磨削过程。通过VUMAT子程序对碳纤维材料本构和损伤准则进行定义,将磨削力与试验结果进行对比,验证了模型的准确性。通过仿真结果验证了不同纤维角度下材料的去除机理。

关键词： 氧化铝纤维   氧化锆   陶瓷基复合材料   浆料   力学性能   残余应力  

摘要： 连续纤维增强陶瓷基复合材料具有优异的耐高温、耐腐蚀、耐磨、抗蠕变、低热导、高强度和高韧性等性能,在航空、航天和核能等领域具有广泛的应用价值。然而,非氧化物连续纤维增强陶瓷基复合材料在高温氧化环境下易被氧化,导致材料氧化脆性发生灾难性断裂,因而其高温应用时对环境含氧量的要求极为严格。而氧化物型复合材料则具有优异的高温抗氧化性能,能够在高温氧化环境下长时间工作,同时该类复合材料的制造成本低,成为未来高温结构材料领域的优势材料。本文采用二维氧化铝纤维布作为增强体,3 mol%氧化钇稳定氧化锆作为基体材料,结合浆料浸渍法和放电等离子烧结技术制备了具有高致密度、高强度和高韧性的连续氧化铝纤维增强氧化锆陶瓷基复合材料;系统地研究了固相含量、pH值、分散剂含量和球磨时间对氧化锆浸渍浆料流动性和稳定性的影响,探究了高温热处理温度和时间对氧化铝纤维结构和力学性能的影响;研究了磷酸镧涂层对氧化铝纤维结构和力学性能的影响。通过制备不含磷酸镧界面层和含有磷酸镧界面层的连续氧化铝纤维增强氧化锆陶瓷基复合材料,利用理论计算和铬离子荧光光谱技术研究了复合材料界面应力状态,比较分析了两种复合材料微观结构和力学性能的差异,探究了磷酸镧界面层对复合材料断裂韧性和断裂模式以及界面应力的影响。主要结果如下:氧化锆浆料的最佳制备pH值为9、分散剂聚丙烯酸铵最佳加入量为3 wt.%、球磨时间9小时为宜。原始氧化铝纤维具有高抗拉强度（2.79±0.26 GPa）,但其强度受高温热处理温度影响较大。随着热处理温度的升高（1200-1400°C）,纤维晶粒长大,甚至出现异常长大,纤维缺陷增多,强度明显下降。本文利用改进的溶胶凝胶法在纤维表面沉积磷酸镧涂层以作为复合材料中纤维/基体界面层,经10次涂层沉积后所制备的纤维力学强度下降至2.04±0.42 GPa。不含磷酸镧界面层的连续氧化铝纤维增强氧化锆陶瓷基复合材料的致密度高达92%,抗弯强度为296±31 MPa。由于纤维的增韧作用,复合材料的断裂韧性较相同条件下制备的单相氧化锆陶瓷提高了近一倍,达到6.89±0.44 MPa·m1/2。但由于纤维和基体之间热膨胀系数不匹配导致界面残余应力较大,界面结合较强,纤维脱粘和拔出增韧行为受到限制,复合材料依然表现出较大的脆性。通过Cr3+荧光光谱分析,纤维/基体界面残余压应力高达369±63 MPa,和理论计算值422±6 MPa较为吻合。随着烧结温度的升高,复合材料纤维晶粒长大,缺陷增多,同时复合材料界面残余应力迅速升高,强度降低。含有磷酸镧界面层的连续氧化铝纤维增强氧化锆陶瓷基复合材料的致密度同样达到92%,抗弯强度为277±43 MPa,断裂韧性远高于不含磷酸镧界面层的复合材料达到15.93±0.75 MPa·m1/2。含有磷酸镧界面层的复合材料表现出了明显的纤维脱粘和拔出行为,断裂模式为非脆性断裂。经Cr3+荧光光谱测得的纤维/基体界面应力相较于不含磷酸镧界面层的复合材料降至131±41 MPa。因此,磷酸镧界面层释放了纤维和基体热失配导致的残余应力,为裂纹沿界面扩展提供了路径,提高了复合材料的断裂韧性,改善了复合材料的断裂模式。

关键词： 陶瓷基复合材料   拉伸加卸载   应力-应变关系   滞回曲线   纤维-基体界面  

摘要： 陶瓷基复合材料具有轻质高强、耐腐蚀和耐高温等优异性能,已广泛应用于航空航天等工程领域。在服役过程中,材料往往经历循环往复载荷等多种工况,其受到的多种损伤不断累积直至失效。为了充分发挥C/Si C陶瓷基复合材料的优越性能,准确预示和表征循环载荷下该材料的力学行为是材料结构化应用的关键,因此,开展典型加卸载作用下材料的力学性能和损伤累积研究具有重要的理论意义和工程应用价值。本文开展常高温下缝合式编织3D-C/Si C复合材料的准静态单轴拉伸及常温下的循环加卸载试验,根据试验结果将材料简化为0°-90°-90°-0°正交层合板结构,从宏观和细观两个尺度对其拉伸应力-应变关系进行模拟预测;采用Kuo-Chou剪滞理论,结合断裂力学方法,描述不同的界面脱粘、滑移情况下材料的细观应力场,并对材料的滞回曲线进行模拟,最后将预测的应力-应变关系与试验结果进行对比验证。具体的研究工作包括:首先,开展缝合式编织3D-C/Si C复合材料在单轴拉伸、加卸载工况下的力学行为试验研究。研究该材料在拉伸加卸载作用下的宏观力学行为,并对试样的断口进行电镜扫描,分析其内部结构的损伤过程和失效模式,描述加卸载行为对材料后续承载力影响的细观机制,并结合温度对界面的影响对比分析了常高温下材料的强度变化规律,研究表明,缝合工艺引入的3方向纤维束破坏了材料结构的整体性,加卸载行为耗散材料内部抵御变形的能量,影响了材料后续的承载能力,而温度对材料的界面产生影响,材料的拉伸强度在温度升高时有所上升。其次,从宏观和细观两个尺度分析缝合式编织3D-C/Si C复合材料的拉伸应力-应变关系。宏观上,分别采用基于卸载模量和残余应变变化的方法以及Weibull强度分布的模型进行预测;细观上,根据试验所观察到的断裂特征,将材料简化为0°-90°-90°-0°正交层合板结构,分别采用AC理论和简化的剪滞模型分析了0°层和90°层的应力-应变响应,进而得到整体结构的拉伸应力-应变关系,并将模拟得到的结果与试验数据进行对比,发现宏细观方法皆适用于该材料的拉伸应力-应变关系模拟,细观方法的结果与试验结果更为接近。最后,采用Kuo-Chou剪滞理论,分析了四种界面脱粘、滑移情况下简化的0°-90°-90°-0°正交层合板结构模型的细观应力场,结合断裂力学方法,描述0°层基体开裂、90°层横向开裂、纤维-基体界面发生脱粘时,界面出现部分/完全脱粘、滑移时的应力-应变关系,进而对材料的滞回曲线进行模拟,并与试验结果进行对比验证,发现单一损伤形式下的预测结果无法描述滞回曲线,需要结合多种损伤形式一起进行分析,滞回曲线的产生是由多种损伤形式共同作用的结果,模拟结果与试验结果拟合较好。

关键词： 陶瓷基复合材料   拉伸试验   声发射技术   聚类分析   固有频率  

摘要： 随着现代科学技术不断发展,陶瓷基复合材料(CMCs)是近几年兴起的新材料之一。相比其他金属材料,陶瓷基复合材料具有高比强度、高比模量、抗腐蚀、抗氧化和耐高温、耐磨损、耐膨胀系数小等优异性能,因此在航空、航天有着广泛的应用空间。随着陶瓷基复合材料在航空发动机上应用越来越广泛,陶瓷基复合材料面临其内部损伤而性能降低,因此本文主要针对陶瓷基复合材料内部损伤与固有频率进行检测与分析研究。本文首先介绍了声发射技术损伤识别原理,并对声发射信号各参数作了说明。在声发射技术识别损伤过程中,先后对声发射信号无监督模式剔除噪声、选取特征参数和参数标准化等信号预处理的原理作分析,再对聚类算法和聚类结果有效性分析原理讲解,最后介绍声发射信号频谱分析原理。其次对某二维编织C/Si C复合材料试样在室温条件下进行单调拉伸和循环拉伸加载卸载试验研究,并用声发射技术对试样损伤进行动态监测。先对声发射信号做预处理,再采用层次聚类分析方法对预处理后的声发射信号进行损伤模式识别。得到2D-C/Si C复合材料在拉伸载荷作用下主要有四类损伤模式:基体开裂、界面脱粘滑移、纤维断裂和纤维束断裂。采用快速傅里叶变换(FFT)方法对收集的声信号进行频谱分析,由分析可知:该2D-C/Si C复合材料在拉伸载荷作用下主要存在39、52、147和182 k Hz四种频率的损伤信号,分别对应于基体断裂损伤、界面脱粘滑移损伤、纤维断裂损伤和纤维束断裂损伤。结合单调拉伸试验过程声发射信号,分析了循环加载条件下试验声信号。另外,通过对比陶瓷基复合材料试样试验前后的CT扫描检测结果,可得到结构在试验前后内部损伤分布以及结构最大应力位置。再次对梁结构振型微分方程详细介绍,并针对陶瓷基复合材料试样每次加卸载试验后进行固有频率测试,分析研究复合材料损伤程度与固有频率变化规律。分析该试样总计15次试验可知:其内部损伤分为4个阶段:试验号1～4是第一阶段,主要损伤是裂纹生成;试验号5～9是第二阶段,主要损伤是纤维断裂和少数纤维束断裂;试验号10是第三阶段,主要损伤是纤维束断裂和少数纤维断裂;试验号11～15是第四阶段,主要损伤是界面脱粘滑移。研究结果为2D-C/Si C复合材料的损伤演化与固有频率变化提供依据。详细对比分析了声发射信号和固有频率数值,找出了陶瓷基复合材料各个损伤阶段和损伤后的固有频率变化与声发射损伤信号之间的关系。并得出循环拉伸试验中试样损伤程度分为4种:加载应力0～72MPa为陶瓷基复合材料损伤第一阶段,主要损伤模式是基体的开裂;加载应力72～126MPa为陶瓷基复合材料损伤第二阶段,主要损伤是界面脱粘和纤维断裂;加载应力126～168MPa为陶瓷基复合材料损伤第三阶段,主要损伤是界面脱粘和纤维断裂、纤维束断裂;试验号加载应力168～197MPa为陶瓷基复合材料损伤第四阶段,主要损伤是基体开裂和界面脱粘。最后,对本文研究的某二维编织C/Si C复合材料试样在室温条件下单调拉伸和循环拉伸加载卸载试验过程中声发射和固有频率等内容进行了总结,并针对环境、测试过程和损伤分析方法等方面因素,对后续该领域课题可研究内容进行了展望和论述。

关键词： 陶瓷基复合材料   孔结构   单轴拉伸   拉-拉疲劳   热力耦合  

摘要： 先进航空发动机技术是体现国家科技和国防实力的重要标志，涡轮叶片作为核心部件，直接决定整机工作性能。提高航空发动机工作效率最直接有效的方法是提高涡轮进口温度，然而，传统单晶高温合金涡轮叶片工作温度已逐渐达到极限。服役温度不断提高对涡轮叶片材料高温力学性能提出更加苛刻的要求，研究新型耐超高温陶瓷基复合材料(Ceramicmatrixcomposites,CMC)涡轮构件的力学行为对推动我国先进航空发动机技术发展具有极其重要的工程意义。本文开展超高温环境含气膜孔结构CMC力学行为研究，为推动CMC涡轮叶片的研制和发展提供参考。本文主要研究工作如下：　　1.介绍了文章选题背景及其意义，系统的从CMC编织方法与制备工艺、CMC力学性能研究现状和CMC构件应用前景三方面描述了超高温环境CMC力学行为研究进展，最后阐述了本文主要研究工作和技术路线。　　2.建立适用于更高服役温度的含气膜孔CMC试样体系与超高温力学性能测试系统。CMC材料由国防科技大学提供，通过高压水射流工艺将CMC坯件加工成燕尾型试样，并采用机械钻孔工艺在燕尾型试样标距段制备出四种不同数量和排布的气膜孔结构特征，最后在具有气膜孔特征试样表面制备出一层SiC涂层，防止试样在超高温空气环境中被氧化;设计出两种适用于CMC试样的超高温力学性能测试装置，考虑试验测试成本、周期和可靠性等因素通过试验测试评估了两种试验测试装置的优劣性;基于编织工艺几何构型特征建立三维四向编织CMC单胞模型，融入纤维束和基体材料本构，实现三维四向编织CMC有限元数值建模。　　3.通过数值仿真开展热震环境含单层SiC涂层三维四向编织CMC热应力响应和失效机理研究。基于有限元数值模型实现含单层SiC涂层三维四向编织CMC有限元数值建模，通过瞬态热力耦合数值计算研究了CMC的热应力响应，研究考虑了熔融态陶瓷基体降至室温环境产生的热残余应力和两次热震载荷产生的热应力。研究结果表明：热残余应力导致最危险位置位于邻近纤维束/基体界面的基体中，编织方向上基体承受较大残余压应力首先出现初始裂纹，这与纤维束分布特征(预制体构型)密切相关。纤维束间相互作用导致其出现类似“扭曲”状态，不同取向纤维束应力状态几乎相同，纤维束主轴和纤维束/纤维束界面位置更容易产生损伤。温度突然变化和应力梯度导致复合材料/涂层界面开裂或剥离，研究最后分析了含与不含涂层CMC的失效模式和失效机制。　　4.开展超高温空气环境含气膜孔结构CMC单轴拉伸力学行为研究。气膜孔孔数分别为1,5,10(矩形分布)和11(三角形分布)，平均直径0.5mm。通过单轴拉伸试验测试，微观组织结构表征和有限元数值计算，揭示了气膜孔周围局部初始损伤和损伤演化。研究结果表明：短时拉伸工况SiC涂层可有效防止氧气侵入并有效保护CMC，气膜孔对复合材料极限拉伸强度影响不大;而长时拉伸工况由于应力集中导致气膜孔周围基体无桥接裂纹的扩展和融合，使得断口纤维被氧化脆化而失去承载能力，导致含气膜孔结构CMC极限拉伸强度较低。根据有限元数值计算结果，详细讨论了含气膜孔结构CMC失效机理。本章设计的含三角形排列气膜孔试样在长时拉伸工况下极限拉伸强度极低，仅约30MPa，CMC涡轮叶片气膜孔结构设计时应尽量避免三角形排列工况。　　5.开展超高温空气环境含气膜孔结构CMC拉-拉疲劳性能测试。气膜孔孔数分别为1,5,10(矩形分布)和11(三角形分布)，平均直径0.5mm。疲劳应力水平为80MPa和120MPa，加载频率3Hz，最小应力和最大应力比R为0.1。研究了滞回曲线、应变累积和归一化模量衰减规律，通过断口形貌和微观组织表征揭示了疲劳循环中气膜孔周围的初始损伤和损伤演化。研究结果表明：气膜孔结构对CMC疲劳性能弱化作用影响较大，随着气膜孔数量增加CMC疲劳寿命减小;随着应力水平增加，气膜孔数量和排布对CMC疲劳性能的影响逐渐减小。气膜孔结构对CMC疲劳性能的弱化作用主要体现在：应力集中和多孔干涉使得气膜孔周围涂层首先产生损伤并出现初始裂纹，随着疲劳循环增加初始裂纹扩展导致基体出现裂纹形核，最终氧气侵入导致气膜孔附近纤维氧化脆化失去承载能力，当剩余未被氧化纤维不能承受疲劳载荷时试样断裂;该条件下试样失效机理与气膜孔周围涂层和基体裂纹形核与扩展相关。　　6.开展超高温环境氧化物/氧化物CMC拉伸蠕变力学行为研究。试验测试温度1073K~1473K，单轴拉伸速率分别为5mm/min和0.5mm/min，蠕变应力为60MPa,80MPa和100MPa，通过拉伸/蠕变试验测试、断口形貌表征研究了超高温环境氧化物/氧化物CMC的力学行为，揭示了不同载荷工况下材料的失效模式。研究结果表明：超高温环境氧化物/氧化物CMC的力学性能具有温度和加载速率敏感性，高拉伸速率材料应力应变曲线几乎呈线性关系，低拉伸速