关键词： 纤维增强陶瓷基复合材料   机械加工   激光加工   超声辅助加工   电加工  

摘要： 纤维增强陶瓷基复合材料具有高熔点、低密度、耐腐蚀、抗烧蚀以及抗氧化等一系列优点,被列为新一代高温热结构材料的发展重点,在航空、航天、能源等领域具有极大的应用前景。但纤维增强陶瓷基复合材料具有硬度大的特点,其加工是一个难点,主要对纤维增强陶瓷基复合材料的传统加工工艺和特种加工工艺及其研究进展进行了介绍,并对纤维增强陶瓷基复合材料的加工工艺的发展趋势作了展望。

关键词： 陶瓷基复合材料   疲劳强化   剩余强度   断口形貌   细观机制  

摘要： 为研究陶瓷基复合材料的低周疲劳失效机理,通过试验和细观分析对其疲劳特性进行了探讨。研究了室温下加载循环数对2D针刺C/SiC复合材料拉-拉疲劳剩余强度的影响,并采用光学显微镜和扫描电子显微镜对该材料的断口形貌和微观结构进行了观察。结果表明：2D针刺C/SiC复合材料具有较好的抗疲劳特性,在85%极限拉伸强度（UTS）载荷下的循环数超过10~6;随着加载循环数的增加,剩余强度先增大然后下降。断口分析表明：纤维拔出长度随着加载循环数的增加而增加,说明在疲劳加载过程中,纤维/基体的界面结合强度降低,减缓了材料内部受力的不均匀性,提高了材料的承载能力,使2D针刺C/SiC复合材料出现了疲劳强化现象。

关键词： 陶瓷基复合材料   碳化硅   制备技术   先驱体   SiC纤维   宁波   核反应堆材料   高温气体过滤  

摘要： 碳化硅（SIC）纤维是继碳纤维之后开发的一种高性能陶瓷纤维，它具有高强度、高模量、耐化学腐蚀、耐高温、抗氧化、抗蠕变等性能。在应用方面，SiC纤维与陶瓷基体具有良好的兼容性，是重要的高性能陶瓷基复合材料的增强体。目前，SiC纤维增强的陶瓷基复合材料已被应用于航空航天发动机的耐热部件、可重复使用的运载器的热防护材料、高超音速运输推进系统、原子核反应堆材料等。此外，其还在高温烧结炉用的加热棒、冶金高温碳套、高速刹车盘、燃汽轮机热端部件、高温气体过滤和热交换器等领域具有应用价值。

关键词： 陶瓷基复合材料   液相转化法   高温特性   抗氧化性能   掺杂改性   力学性能  

摘要： 本文以航天技术对新型高温热结构材料的需求为研究背景，采用液相转化法制备了具有良好耐温、抗氧化以及低热导特性的ZrCxOy陶瓷及其复合材料，研究了 ZrCxOy陶瓷前驱体的交联及无机化过程、ZrCxOy陶瓷的高温特性、C/ZrCxOy复合材料的力学、热物理、耐高温性能及氧化烧蚀性能。为进一步提高复合材料的抗氧化性能，对比研究了SiOC陶瓷掺杂改性的C/SiZrOC复合材料的制备及性能。\n 以锆酸四丁酯（Zr(OBu)4）为锆源，二乙烯基苯（DVB）为碳源，设计了ZrCxOy陶瓷前驱体，研究了前驱体的交联及无机化过程，探索了 ZrCxOy陶瓷的高温特性。前驱体在110℃以上能发生交联固化，在150℃具有最好的交联特性，150℃交联产率约46.3%；前驱体经1200℃无机化，其陶瓷产率为23%，组成为ZrO2和C；裂解产物在高温热处理过程中，ZrO2与裂解碳在1400℃以上开始发生碳热还原反应生成ZrCxOy陶瓷，升高反应温度、延长反应时间能促使碳热还原反应充分进行，碳热还原产物为单相的 ZrC0.84O0.07，晶格参数为4.688nm，改变热处理工艺改变了ZrC0.84O0.07在复相陶瓷中比例，没有改变ZrCxOy单相陶瓷中的碳氧比。\n 采用 PIP工艺制备 C/ZrCxOy复合材料，研究了材料的致密化过程及力学性能。复合材料的弯曲强度及压缩强度随材料密度增加而升高，其中，密度为2.43g/cm3时材料具有较好的力学性能，三点弯曲强度及压缩强度分别为123MPa及164MPa，断裂韧性达到13.1MPa·m1/2。表征分析了C/ZrCxOy复合材料的热物理性能：比热容随温度的升高而增大，与密度无关，材料由室温升至1200℃时，比热容由0.56J·g-1·K-1升至1.18 J·g-1·K-1；材料的热扩散系数和热导率均随密度的升高而升高，当材料密度达到2.43g/cm3时，其热扩散系数和热导率仅为1.23mm2·s-1和2.99W/m·k，C/ZrCxOy复合材料表现出较好的隔热性能。\n 研究了 C/ZrCxOy复合材料的耐高温性能。材料经1400℃及以下温度热处理后，材料的强度基本保持不变；1500℃热处理后材料强度开始下降；1600℃热处理后材料热损伤严重，其质量和强度保留率仅为86.4%和21.6%。C/ZrCxOy复合材料的高温热损伤源自基体碳热还原发生引起的材料基体疏松及碳纤维侵蚀。\n 研究了C/ZrCxOy复合材料短时抗氧化烧蚀性能。C/ZrCxOy复合材料经1600℃空气氧化150s，其质量和强度保留率分别为92.4%和23.1%。经氧乙炔焰烧蚀考核30s后，复合材料烧蚀明显，其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.016g·s-1和0.105mm·s-1。\n 为提高材料的氧化烧蚀性能，将含硅聚合物——聚硅氧烷(PSO）引入到ZrCxOy前驱体溶液中，制备了SiOC改性的C/SiZrOC复合材料。C/SiZrOC复合材料的弯曲强度及压缩强度随材料密度增加而升高，其中，密度为2.04g/cm3时材料其三点弯曲强度及压缩强度分别为197.1MPa及210.6MPa，断裂韧性为23.56MPa·m1/2。C/SiZrOC的热物理性能随材料密度的变化规律与 C/ZrCxOy相同，材料密度为2.04g/cm3时，其热扩散系数、比热容及热导率分别为1.196mm2/s0.639J/(gk)和1.55W/m·k。\n 研究了 C/SiZrOC复合材料的耐高温性能。材料经1400℃及以下温度热处理后，材料的强度基本保持不变；1500℃热处理后材料强度开始下降；1600℃热处理后材料热损伤严重，其质量和强度保留率仅为62.5%和13.1%。与 C/ZrCxOy相比，C/SiZrOC的耐高温性能有所下降。\n 研究了 C/SiZrOC复合材料短时抗氧化烧蚀性能。C/ZrCxOy复合材料经1600℃空气氧化150s，其质量和强度保留率分别为83.5%和43.2%。经氧乙炔焰烧蚀考核30s后，复合材料烧蚀明显，其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.025g·s-1和0.133mm·s-1，表明SiOC的引入没有提高材料的烧蚀性能。

关键词： 陶瓷基复合材料   纺织结构   力学性能   应力应变响应   开孔试件   有限元法   域分解法   解析法  

摘要： 过去三十多年,研究者们已经对陶瓷基复合材料的力学性能和损伤机理进行了大量的研究,目前主要关注整体性能较好的纺织结构陶瓷基复合材料。由于纺织结构陶瓷基复合材料本身细观结构复杂且不规则、内部缺陷较多,目前仍然无法准确地预测和分析其力学行为,仍需要研究来揭示其力学行为,故有必要对其力学性能和损伤破坏机理进行研究探索。本文综合应用数值模拟和解析方法,结合试验数据,对平纹陶瓷基复合材料及其开孔试件的拉伸性能及损伤开展了纤维束、平纹结构的单胞,和层合板三个尺度上的研究。在单胞尺度上,本文采用域分解方法建立了平纹机织结构的单胞模型,通过二次开发子程序,考虑了拉伸过程中纤维束损伤引起的材料非线性,通过施加拉伸荷载,得到了单胞模型的拉伸应力应变响应,与试验数据对比结果基本一致,并对平纹结构对材料拉伸性能的影响进行了分析。在纤维束尺度上,本文采用解析方法依次得到了单向纤维束、0°/90°层合板的拉伸应力应变响应,然后在有限元模型的计算结果和试验数据的基础上,将解析方法扩展到平纹结构的拉伸应力应变响应上,与试验数据对比,结果基本吻合。在层合板尺度上,本文对开孔平纹机织陶瓷基复合材料建立了有限元模型,通过二次开发子程序引入了蔡-吴破坏准则,分析了开孔对平纹机织结构的力学性能的影响。通过与试验数据的对比,验证了模型的正确性。

关键词： 陶瓷基复合材料   二硅化钼   燃烧合成   微观组织   力学性能  

摘要： Mo Si2以其较高的熔点和优异的高温抗氧化性等优点被认为是一种极具潜力的高温结构候选材料。针对Mo Si2低温韧性差、高温易蠕变和500℃下加速氧化（Pest）等缺点,目前主要有合金化和复合化等方式对其进行改进和增强。本文提出了原位合成Nb、Co、Ni合金化并通过铝热反应引入Al2O3第二相协同强化的思路,通过燃烧合成方法制备了（Mo X）Si2-Al2O3（X=Nb,Co,Ni）系列Mo Si2基陶瓷复合材料。提出了在Mo-Si燃烧合成中添加B4C原位合成Mo B及Si C的思路,制备了不同配比的Mo Si2-Mo B-Si C系列复相陶瓷。在（Mo Nb）Si2-Al2O3体系中,随着铝热反应引入Al2O3的增多,燃烧波蔓延速度逐渐提高,燃烧合成温度逐渐升高。X射线衍射结果显示（Mo X）Si2-Al2O3（X=Nb,Co,Ni）各个体系燃烧合成产物相结构主要为Mo Si2和微量的Mo5Si3,铝热反应引入Al2O3后的产物中发现少量Al2O3衍射峰。在Mo Si2-Mo B-Si C体系中,随着B4C添加量的增多,燃烧波蔓延速度逐渐降低,燃烧合成温度逐渐降低,和绝热温度计算结果一致。Mo Si2-Mo B-Si C体系的燃烧合成产物为Mo Si2、Mo B和Si C三相混合物,且Mo B相对含量随着B4C添加量的增多而提高。将燃烧合成产物热压为致密的块体材料并对其微观组织结构、力学性能等进行分析。和纯Mo Si2相比,Nb、Co和Ni合金化后（Mo X）Si2（X=Nb,Co,Ni）成分的抗弯强度没有明显变化,维氏硬度由于固溶软化的作用而降低,断裂韧性有所提高。随着铝热反应引入Al2O3的逐渐增多,热压块体的抗弯强度、维氏硬度及断裂韧性逐渐升高,以（Mo Nb）Si2-Al2O3为例,（Mo Nb）Si2-10 mol%Al2O3成分的力学性能达到最高值:抗弯强度742 MPa,维氏硬度11.3 GPa,断裂韧性3.4MPa.m1/2。另外,Mo5Si3和Mo Si2相比更容易固溶合金化元素Nb、Co和Ni形成固溶体。Mo Si2-Mo B-Si C体系热压块体抗弯强度随着B4C添加量的增加而有微量提高,维氏硬度和断裂韧性随着B4C添加量的增加而逐渐提高,其中Mo Si2-0.4Mo B-0.1Si C成分的力学性能达到最佳值:抗弯强度537 MPa,维氏硬度12.5 GPa,断裂韧性3.8 MPa.m1/2。（Mo X）Si2-Al2O3（X=Nb,Co,Ni）各个体系通过铝热反应的方式引入Al2O3一方面可以作为第二相增强基体的力学性能,另一方面有效抑制脆性Si O2玻璃相的生成,起到双重增强的作用。Mo Si2-Mo B-Si C体系中形成的细晶Si C可以分布在Si O2玻璃相内,对玻璃相起到增强的作用,进而增强材料的力学性能。

关键词： 反应熔渗   抗氧化涂层   氧乙炔焰   质量烧蚀率   强度保留率   烧蚀机理  

摘要： 碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(Cf/SiC)具有低密度、高模量、高强度、低热膨胀系数、耐腐蚀性等一系列优异性能,在航空航天领域应用前景广阔。但由于碳纤维在高于400℃的有氧气氛中会快速氧化,导致复合材料性能下降甚至失效,大大限制了其在高温氧化条件下的应用,因此探索抗氧化涂层对推进Cf/SiC在航空航天领域的应用具有重大意义。本论文将酚醛树脂分别与B4C、B4C-50wt%SiC,石墨粉混合均匀,配制成料浆,借助旋涂法使其均匀涂覆于Cf/SiC复合材料基体表面,经固化、裂解,制备预涂层;对预涂层高温熔渗含锆量分别为10wt%和26.5wt%的两种Si-Zr混合粉末,制备超高温抗氧化陶瓷涂层;测试氧乙炔焰烧蚀试样的质量烧蚀率及弯曲强度保留率,利用X射线衍射(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)和X射线能谱仪对烧蚀前后涂层试样进行表征分析,探究涂层的组织结构以及抗烧蚀机理。论文主要结论如下：(1)添加粉末仅为B4C时的预涂层平整致密,熔渗反应后涂层厚度为33-52gm,涂层成分均匀：添加粉末为B4C-50wt%SiC时,预涂层边缘处出现微裂纹,熔渗后涂层致密度降低,以上两种体系均形成ZrB2-SiC-ZrC三元相,整体表现为连续的SiC区域中有ZrB2和ZrC混合相夹杂,同时部分ZrB2和ZrC混合区域中也存在SiC颗粒夹杂相；添加粉末为石墨时,熔渗反应后涂层厚度不足20gm,表面存在明显裂纹,形成SiC-ZrC二元相,且SiC与ZrC相互夹杂,均匀分布。(2)采用中心温度约2300℃的氧乙炔焰对涂层进行60s的烧蚀测试结果显示,当添加粉末仅为B4C时涂层抗烧蚀性较好,当B4C含量由30wt%增至50wt%时,质量烧蚀率逐渐降低,抗弯强度成增大趋势,且锆含量为26.5wt%的涂层抗烧蚀效果较10wt%的更佳,即添加50wt%B4C并以Si-26.5wt%Zr混合粉末(简称BSOZ26)进行熔渗制备的涂层具有最佳的抗烧蚀性能,其质量烧蚀率和强度保留率分别为0.97×10-4g/s和67.98%。(3)对以B50Z26组分制备的抗氧化涂层进行组织结构分析,结果如下：涂层由外到内分别为氧化物层、轻微氧化层。烧蚀中心区域温度最高,氧化产物B203的剧烈挥发,使得涂层呈现疏松多孔形貌,部分区域涂层在强大的机械冲刷下发生剥落；烧蚀过渡区域温度降低,机械冲刷减弱,涂层整体保持较完整,涂层表面覆盖SiC-SiO2混合相,阻止Cf/SiC基体进一步氧化；烧蚀边缘区域,温度最低,烧蚀最轻,与烧蚀中心相比,此区域ZrO2含量减少,ZrB2含量增加,涂层表现为轻微氧化。

关键词： 陶瓷基复合材料   热环境   力学性能   疲劳极限  

摘要： 在高超声速环境下,飞行器的安全会受到热环境的考验,而热防护材料的性能优劣对飞行器的安全有着举足轻重的影响,因此对热防护材料力学性能的研究十分关键。陶瓷基复合材料,因为耐高温、稳定性好等优点,成为航空航天中最重要的热防护材料。本文分别针对两种不同的陶瓷基复合材料:二维编织碳纤维增强碳化硅基复合材料和莫来石纤维增强硅氧铝基复合材料,通过MTS材料实验机对其力学性能进行实验研究以及失效定性分析。本文建立细观力学模型,采用混合率以及剪滞理论,对两种陶瓷基复合材料极限强度进行预测。对两种材料的试样在高温(800oC)下进行单向拉伸实验,得到两种材料准静态拉伸实验的应力-应变曲线、弹性模量和断裂应力等力学参数,获得了两种材料单轴拉伸条件下的本构关系。接下来对两种材料开展了应力比R=0.1的高温低频(5Hz)拉-拉疲劳实验,并采用升降法获得材料截断寿命为5×10～5条件下的疲劳极限。实验给出了两种材料高温条件下的双参数疲劳寿命模型,分析了两种不同材料的疲劳特征。实验研究了材料高温条件下材料力学性能随循环次数的变化规律,发现随着循环次数的增加,材料的应变逐渐增加,材料出现了显著的应变棘轮行为。最后,对具有代表性的试件的断口进行SEM电镜观测,观察不同断裂形式试件断口的特点,对比分析断口之间特点的相同与不同之处,进而讨论材料在拉伸载荷下形成损伤、发展、并最终导致整体失效的损伤演化过程。

关键词： 超高温陶瓷先驱体   Pechini配位聚合法   Cf/MC-SiC(M=Zr,Hf)   PIP   SiC:MC体积比   PIP+VSI   力学性能   烧蚀性能   烧蚀行为   等离子体风洞考核  

摘要： 针对高超声速飞行器对具有耐高温、耐烧蚀、抗氧化特性的热防护材料的迫切需求,开展了超高温陶瓷先驱体的制备,陶瓷转化以及C_f/MC-SiC（M=Zr,Hf）陶瓷基复合材料的制备和性能研究。采用Pechini配位聚合法制备超高温陶瓷先驱体,开展了先驱体陶瓷转化研究。筛选出柠檬酸为配体,乙二醇为单体,MOCl2·8H2O（M=Zr,Hf）为金属源成功制备了碳化锆、碳化铪和三元碳化物纳米陶瓷。在先驱体溶液中,柠檬酸与锆离子形成了稳定的螯合物,该螯合物可与乙二醇缩聚形成配位聚合物树脂。因此,锆离子被“固定”在树脂中,热解过程中先驱体发生原位碳化现象,实现了裂解碳和金属氧化物的紧密接触,进而导致反应组分扩散距离缩短。先驱体的碳热还原反应在1100℃即发生,1300℃时完全转化为ZrC纳米陶瓷（100 nm）。基于同一方法还制备了亚微米的ZrB2、HfB2及Hf0.5Zr0.5B2陶瓷。碳化物先驱体稳定性高,转化温度低,粘度适中（40-45 mpa·s）,对PIP工艺有更好的适用性。阐明了ZrC,ZrB2的生成机理。对于ZrC,提出了多活性反应区域机理,即原位碳化导致反应初期产生了大量尺度为数纳米的亚稳中间相（ZrCxOy）,经高温（1300℃）处理后,通过Ostwald熟化过程形成了高结晶性的纳米ZrC颗粒。ZrB2的合成机制表明,ZrC为中间物相,具体地,碳热还原生成ZrC是一个快反应,而ZrC直接与B2O3反应得到CO、ZrO2和ZrB2是整个过程的速控步骤。开展了C_f/ZrC-SiC复合材料的制备、结构、组成及性能研究。采用PIP工艺制备了C_f/ZrC-SiC复合材料,改善了原有ZrC基体的致密度,研究了CVD SiC和PyC涂层,预制件结构和参数对复合材料性能的影响。结果显示,PyC涂层厚度为1.0μm时力学性能出色;而3D5d-2、3D4d-1两种编织件制备的复合材料综合性能优异。随后选择PIP工艺制备了3D4d-1、3D5d-2 C_f/ZrC-SiC复合材料,研究了SiC:ZrC体积比对复合材料性能的影响。对于3D4d-1 C_f/ZrC-SiC,随着SiC:ZrC体积比的增加,力学性能提高,S9-C_f/ZrC-SiC（SiC:ZrC=23.4/12.5）的力学性能最佳,其弯曲强度、断裂韧性分别为330.5±86.4 MPa、12.7±1.2 MPa·m1/2。3D5d-2C_f/ZrC-SiC有类似规律,其中,S9-C_f/ZrC-SiC（SiC:ZrC=24.1/11.9）的弯曲强度最高,达到431.6±27.2 MPa。C_f/ZrC-SiC的烧蚀速率随着SiC:ZrC体积比的提高先降低后升高,S5-C_f/ZrC-SiC（3D4d-1）的质量烧蚀率和线烧蚀率最低,分别为0.58±0.01mg·cm-2·s-1、0.008±0.0004 mm/s。针对PIP工艺制备的复合材料存在开气孔率偏高（>12%）,热导率较低(1W·m-1·K-1)等不足,探索了PIP+VSI工艺制备3D5d-2 C_f/ZrC-SiC复合材料。复合材料的开孔率均低于7%,热导率范围为12.7-14.6 W·m-1·K-1,但力学性能降低,弯曲强度最高为182.9±11.9 MPa（15-C_f/ZrC-SiC）。与PIP工艺相比,质量烧蚀率和线烧蚀率相当,分别为0.44±0.02 mg·cm-2·s-1和0.008±0.0005 mm/s（17-C_f/ZrC-SiC）。制备和表征了新的C_f/HfC-SiC复合材料。采用PIP工艺制备了3D4d-1、3D5d-2C_f/HfC-SiC复合材料。3D4d-1 C_f/HfC-SiC的力学性能随着SiC:HfC体积比的增加而提高,S9-C_f/HfC-SiC（SiC:HfC=22.5/11.8）的弯曲强度和断裂韧性最高,分别为386.2±50.0 MPa,15.9±0.1 MPa·m1/2。3D5d-2 C_f/HfC-SiC有相似规律,S9-C_f/HfC-SiC（SiC:HfC=20.6/11.4）的弯曲强度、弹性模量和断裂韧性最高,分别为377.5±25.1MPa、63.3±5.9 GPa和14.2±2.1 MPa·m1/2。3D5d-2 C_f/HfC-SiC的烧蚀速率随着SiC:HfC体积比的增加而提高,S3-C_f/HfC-SiC（SiC:HfC=15.7/13.7）的质量烧蚀率和线烧蚀率最低,分别为0.27±0.02 mg·cm-2·s-1和0.003±0.0002 mm/s。为了克服PIP工艺的不足,选用PIP+VSI工艺制备了3D5d-2 C_f/HfC-SiC复合材料,复合材料开孔率、热导率以及耐烧蚀性能均优于PIP工艺。材料密度为2.73g/cm3,开孔率为5.4%,热

关键词： 陶瓷基复合材料   界面力学   单纤维压出   磨削加工   磨削机理  

摘要： 与传统结构陶瓷相比纤维增韧陶瓷基复合材料具有更高的抗冲击韧性和抗弯强度,是重要的国防装备新材料。由于纤维的增强作用,纤维增韧陶瓷基复合材料具有类似金属的断裂行为,对裂纹不敏感,是典型的高硬度、强韧性难加工新材料。磨削加工是纤维增韧陶瓷基复合材料的主导加工方法,目前国内外在此方面的研究还处于初期阶段,作为增韧相存在的连续纤维对材料去除的作用机制尚不明晰,导致磨削效率低下、加工损伤不易控制等问题亟待解决,严重制约国防装备能力的发展。本文以碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料为研究对象,研究增韧纤维/陶瓷界面细观力学行为与界面失效机制,建立纤维增韧陶瓷基复合材料本构模型,通过单颗粒刻划实验与磨削实验研究在磨粒干预条件下连续纤维对复合材料微观裂纹萌生、扩展及材料去除的作用机制,揭示纤维增韧陶瓷基复合材料磨削过程材料去除与新表面创成机理,优化磨削工艺与工艺参数,提高磨削效率、降低加工损伤。论文理论分析了陶瓷基复合材料制备过程中纤维/基体界面的物理、化学作用,研究了纤维/基体界面本构关系以及界面在载荷作用下的失效机制,同时建立了“纤维—界面—基体”的单胞物理分析模型。此外,通过陶瓷基复合材料单胞理论模型的分析,设计并制备了单向C/SiC模型复合材料并以此研究陶瓷基复合材料的磨削加工机理。上述工作为编织陶瓷基复合材料力学性能的研究提供了理论基础。在陶瓷基复合材料的界面力学性能测试方面,利用微/纳米力学测试技术,采用纳米压痕仪,开发了单纤维压出实验平台。通过单纤维压出实验,获得了C/SiC复合材料界面力学的两个重要参数:界面脱粘剪切应力(35±5 MPa)和界面摩擦剪切应力(10±1 MPa),并揭示了纤维压出过程中的界面破坏及裂纹传播规律。上述工作为复合材料界面力学分析及磨削机理的研究提供了重要的实验依据。在陶瓷基复合材料的微/纳米加工方面,利用微/纳米力学测试技术,采用纳米划入仪,对自行设计的模型复合材料进行刻划试验。通过试验揭示了单颗磨粒作用下的界面失效机制及微观材料去除机理。该研究为陶瓷基复合材料磨削机理及复合材料细观力学研究提供了理论基础。在陶瓷基复合材料磨削机理方面,利用金刚石砂轮,对模型复合材料进行磨削试验。试验揭示了纤维方向、磨削参数(磨削深度、进给速度、砂轮转速)对磨削过程中磨削力、表面粗糙度、表面微观特征的影响规律,探明了C/SiC的磨削加工材料去除机理。该机理的探明对陶瓷基复合材料优化磨削工艺与工艺参数,提高磨削效率、降低加工损伤具有重要意义。本文的研究成果不仅对完善磨削加工理论具有重要的科学价值,更对提升陶瓷基复合材料的加工性能,扩大陶瓷基复合材料的应用范围,增强国防装备能力具有重要的社会意义和经济价值。