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： 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。

关键词： 增材制造   墨水直写成型   陶瓷基复合材料   纤维强韧   航空航天  

摘要： 先进陶瓷及其复合材料凭借优异的性能已被广泛应用于航空航天领域,目前采用三维打印技术实现这类材料的快速低成本制备成为核心问题。与传统工艺相比,现有三维打印陶瓷材料普遍面临着脆性特征明显及损伤容限能低的问题,因此纤维复合陶瓷材料的三维打印技术成为研究热点。综述了近年来国内外基于墨水直写技术制备纤维强韧陶瓷基复合材料的技术路线及特点,围绕这类材料的组成成分、工艺路径与力学性能的关系,综合分析了不同陶瓷墨水的设计、纤维引入的方式、致密化工艺的选择、打印构件关键性能之间的有机联系,指出了当前的主要问题并对未来研究方向进行了展望。

关键词： 纤维   氧化物陶瓷基复合材料   材料鉴定   等同性评定   力学性能   物理性能  

摘要： 介绍了正在进行的纤维增强氧化物陶瓷基复合材料鉴定研究的背景、目标、实施方案以及阶段性研究成果。详细阐述了纤维增强氧化物陶瓷基复合材料鉴定与等同性评定的流程、主要内容、试验矩阵以及试验方法,对我国纤维增强陶瓷基复合材料研究具有一定的借鉴意义和启示作用。

关键词： 陶瓷基复合材料   反应熔渗工艺   孔隙结构   多物理场耦合   多孔碳预制体  

摘要： 陶瓷基复合材料结合了碳材料与陶瓷材料的性能优势,成为航空航天领域重要的热结构材料。反应熔体渗透法是制备陶瓷基复合材料的主要工艺,其过程是高温熔体通过毛细作用进入多孔碳预制体中,与碳基体发生化学反应生成陶瓷相并嵌入孔隙中,从而实现高效致密化。但由于熔渗过程伴随着高温高活性、短时剧烈的热物理化学相互作用,使得实验观察、工艺参数调控充满挑战。基于反应熔渗工艺特性,考虑不同孔道之间的窜通特性,区别单孔结构与双孔结构的预制体微结构特征,构建更接近真实预制体孔隙结构的反应熔渗多物理场模型,模型预测温度值与实验值的误差在3%以内,同时在反应前期的熔渗深度预测值与实验值的误差在3%以内,整体预测精度远优于Washburn方程及其修正形式;讨论了孔隙结构模式对反应熔渗过程温度分布、反应速率分布的影响,发现双孔结构模式更有利于反应性熔体的渗入。提供了一种多孔碳介质内反应性熔体渗透过程的多物理场耦合方法,为陶瓷基复合材料反应熔渗工艺优化提供了理论依据。

关键词： 航空发动机   陶瓷基复合材料   二维编织SiC/SiC复合材料   疲劳性能   断口形貌  

摘要： 为了研究环境温度对陶瓷基复合材料疲劳性能的影响,在室温和800℃、1000℃、1200℃氩气环境下开展了二维编织SiC/SiC复合材料的拉-拉疲劳实验。获取了四种温度条件下二维编织SiC/SiC复合材料的S-N曲线。基于实验结果分析了室温环境与高温环境下材料疲劳特性的差异以及材料疲劳极限随实验温度的变化规律。在光学显微镜下对不同温度条件下的试件断口进行了观察。结果表明:800℃以上高温氩气环境下二维编织SiC/SiC复合材料的疲劳极限应力要大幅低于室温环境,并且800℃、1000℃、1200℃三种温度下材料的疲劳极限应力呈现出随温度升高而阶梯下降的规律。室温环境下材料失效前的最大应变在0.41%左右,800℃~1200℃范围内材料失效前的最大应变在0.2%左右。高温条件下疲劳断裂试件断口纤维拔出现象较室温试件明显,并且纤维拔出程度会随着温度的升高而加剧。实验结果证明在惰性气体环境下温度仍对二维编织SiC/SiC复合材料的疲劳性能起着决定性的作用。最大应变数据可用于判断材料的疲劳损伤程度。高温条件下二维编织SiC/SiC复合材料内部界面性能会出现衰退导致材料的疲劳性能下降。

关键词： C/SiC螺栓连接   失效模式   细观力学   陶瓷基复合材料   渐进损伤分析  

摘要： 陶瓷基复合材料(CMC)在航空航天领域应用广泛，其必要的机械连接结构最为薄弱。在常用的螺纹连接中，CMC螺栓因承受预紧力带来的拉伸载荷，最易失效。提出一种预测针刺C/SiC螺栓失效模式的细观力学方法。建立由0°/90°单向纤维层、网胎层和针刺纤维束组成的螺栓的细观几何模型；建立这些组分的本构模型、失效准则和退化模型，并在此基础上进行渐进损伤分析(PDA)；预测螺栓的极限断裂载荷与损伤演变过程。失效单元的分布表明，C/SiC螺栓的宏观失效模式是螺牙断裂。在细观尺度上，单向层和针刺纤维束的剪切破坏引起了螺纹牙断裂。为验证建立的细观力学模型，对C/SiC螺栓进行拉伸试验，试验结果与预测结果一致。