酚醛树脂基复合材料传热-热解模型构建与试验研究

针对现有酚醛树脂基复合材料传热-热解模型忽略产物气体渗流可压缩效应的问题,建立了考虑热解气体可压缩流动的酚醛树脂基复合材料传热-热解模型。通过可压缩压力耦合方程组半隐式方法,求解完整的Navier-Stocks方程,以实现对热解气体可压缩流动的模拟,而非现有模型普遍采用的不可压缩Darcy方程;改进了热解度的计算方式,提高了孔隙动态演化时热解区域材料物性插值的准确性。以一种酚醛树脂基复合材料——酚醛气凝胶复合材料为例,通过热质量试验数据,推导了热解动力学模型。测量了完全热解前后材料的关键计算输入参数。通过10 kPa低气压热试验测得了1000℃加热下材料的背温。结果表明:酚醛气凝胶复合材料存在200~550℃、550~800℃、800~1200℃共3个主要热解区间;完全热解前、后,材料孔隙率分别为0.568、0.484,渗透率分别为10^(-13)、10^(-12) m^(-2)。计算模型与试验结果吻合较好,最大相对误差为9.2%;热解气体向舱内渗流形成富集区域的现象对材料隔热有负面影响,但低导热系数和产物气体热阻塞作用仍使材料具备优异的防隔热性能。

聚晶金刚石刀具低温冷却铣削SiC/SiC复合材料磨损试验研究

采用超硬聚晶金刚石(PCD)刀具对SiC/SiC陶瓷基复合材料进行干式和低温液氮冷却铣削试验研究,获得PCD刀具在干式和低温液氮冷却铣削条件下的前刀面和后刀面磨损形貌;分析PCD刀具在干式和低温液氮冷却铣削条件下的主要磨损形式,测得PCD刀具在干式和低温液氮冷却铣削条件下的刀具使用寿命。研究表明:在干式铣削条件下,PCD刀具前刀面的主要磨损形式为刀尖磨钝和崩刃;而在低温液氮冷却铣削条件下,PCD刀具前刀面的主要磨损形式为刀尖磨钝和微剥落;与干式铣削条件相比,PCD刀具在低温液氮冷却铣削条件下寿命提高约71.4%。

航天复合材料研究进展

航天复合材料的性能与应用水平是衡量航天型号先进性与可靠性的重要标志,是支撑航天型号发展的关键材料,决定型号性能与成败。本文总结了近年来在热结构、防热、热透波、隔热以及结构复合材料领域的重要研究进展,提出极端环境服役新材料、可重复使用防隔热材料、第三代结构复合材料以及复合材料构件低成本快速制造等是航天复合材料未来发展的重要方向。

航天领域C/C复合材料研究进展

随着科学技术的飞速发展,新型航天装备对防热、承载、多功能材料和结构提出了新的需求,也给C/C复合材料研究和应用带来了新的契机。本文总结了近年来C/C复合材料在超高温防热、高温承载、高导热以及非烧蚀低密度防热等功能及结构实现技术方面的主要进展,讨论了当前存在的主要问题,对未来研究方向提出了发展与展望。

X射线CT技术在C/C复合材料研究中的应用

分析了X射线CT技术的基本原理和成像模式,综述了X射线CT技术在C/C复合材料的密度测量、孔隙率、孔隙形状和分布等量化表征中的应用。同时介绍了X射线CT图像在C/C复合材料力学性能预测和裂纹扩展规律研究中的应用。

碳/碳复合材料机械加工残余应力实验研究与规律分析

采用适宜于测试复合材料的残余应力测试方法钻孔法,通过二次通用旋转组合设计实验,采用电镀金刚石刀具铣磨加工碳/碳复合材料,选取切削深度、切削宽度、切削速率、进给量四个因素进行实验。实验结果分析表明,回归得到基于二次多项式的数学模型,进一步分析了残余应力随各加工参数的变化规律,整体寻优得到了残余应力的极值。研究表明,铣磨加工碳/碳复合材料,残余应力皆为压应力。伴随着切削速率的增长,残余应力存在渐进值。本次实验中,残余应力趋于-16 MPa稳定。伴随着切削宽度、切削深度、进给量的增大,机械加工残余应力表现为先增大后减小(压应力即残余应力的绝对值先减小后增大)。本次实验中,各加工参数的变化分界点分别为:切削宽度aw=6 mm;切削深度ap=0.5 mm;进给量f=200 mm/min。

纤维增强SiC陶瓷基复合材料加工技术研究进展

纤维增强SiC陶瓷基复合材料具有密度低、强度高、耐高温、抗氧化、耐腐蚀等优点,在航空航天及其他高温条件使用领域具有广泛的应用潜力。然而难加工特点制约了这类材料的广泛使用。由于存在硬度高、脆性大和各向异性特点,高精度低损伤加工成为其工程应用必须解决的关键技术之一。本文主要综述了近年来纤维增强SiC陶瓷基复合材料加工技术研究进展,综合分析了不同加工方法的加工原理、理论模型构建、工艺参数优化、表面质量控制与损伤形成机制等,讨论了当前存在的主要问题,对未来研究方向提出了发展与展望。

低密度碳粘接碳纤维复合材料(CBCF)抗氧化改性研究

以全氢聚硅氮烷(PHPS)为原料,采用浸渍-热转化方法,在低密度碳粘接碳纤维复合材料(CBCF)中短切碳纤维表面成功包覆硅氧氮(SiON)涂层。采用扫描电子显微镜(SEM)、能量色散X射线光谱(EDS)等分析测试手段对碳纤维表面的SiON涂层进行了形貌和物相分析,结果表明:涂层主要由Si、O、N元素组成,在PHPS浓度为3wt%和5wt%条件下制备的涂层均匀、致密,随着PHPS浓度的提高,涂层厚度增加,但易发生结块。当PHPS浓度为10wt%和20wt%时,制备的SiON涂层出现结块并且存在裂纹。采用热重分析和等温氧化实验对纯CBCF和SiON涂层改性的CBCF复合材料抗氧化性能进行考核,结果显示碳纤维表面包覆SiON涂层能够显著提高CBCF复合材料的抗氧化性,随着PHPS浓度增大,低密度CBCF复合材料抗氧化性能显著提高。

三维间隔连体织物酚醛泡沫复合材料性能研究

制备了三维间隔连体织物酚醛泡沫复合材料。研究发现,随着密度增加,泡沫孔的刚性提高,纤维增强效应增加,材料的压缩强度近似呈现指数增长;随着三维间隔连体织物高度的增加,复合材料的压缩强度呈现下降趋势。酚醛树脂经聚酰胺树脂增韧后,韧性提高,泡沫伴随纤维错动、屈曲的可能性增加,复合材料的压缩强度有所降低。泡沫与纱线之间的协同增强效应使得材料在灼烧后保持良好的几何形状,复合材料的耐灼烧性能及隔热性能良好,经过最高热面温度1200℃的石英灯静热测试后,1200 s时背面温度为151.1℃。

C/C复合材料的超声振动铣磨加工技术

介绍了超声振动铣磨加工,并将其与传统加工方式的相关加工因素对比(如表面质量、切削力等),分析出超声振动铣磨加工相较传统加工方式的优势;并通过超声辅助铣磨正交试验对复合材料表面加工质量的影响,论证超声振动铣磨加工多因素之间变化关系,进而得出影响超声辅助磨削的主要加工因素。

烧蚀型防隔热/隐身多功能复合材料制备与性能

以轻质化为前提,基于烧蚀防热借助于溶胶-凝胶技术制备出低密度防热/隔热/隐身一体化复合材料(HRC),有效地融合了烧蚀防热、高效隔热和宽频雷达隐身的功能。实验结果表明,多壁碳纳米管(MWNT)吸波剂均匀分散在杂化酚醛气凝胶骨架中,随着添加量的增加,HRC材料平均孔径减小,力学强度得到显著提升,添加5.0wt%MWNT的HRC与未添加相比压缩模量提高1.8倍。同时,MWNT的引入显著增加了HRC的雷达吸波性能,在4~18 GHz内反射率<-8 dB。地面风洞考核中,HRC表现出优异的防隔热性能,最高表面温度达到1 700℃左右,经过400 s烧蚀后最大背面温升(20 mm)仅为153℃,近零体积烧蚀,烧蚀后仍保持着优异的宽频雷达吸波性能。

激光诱导氧化辅助铣削SiCp/Al复合材料试验研究

为了提高碳化硅颗粒增强铝基复合材料(SiCp/Al)的切削加工性,提出了一种激光诱导氧化辅助铣削的复合加工方法。在激光平均功率为10 W、扫略速度为2 mm/s、扫略间距为10μm的条件下,该方法能够获得疏松多孔的氧化层,从而提高加工效率和加工质量。主要研究该材料在激光辐照下的氧化机理,以及铣削过程中铣削参数对切削力和表面完整性的影响规律。在铣削深度为0.1 mm、每齿进给量为0.005 mm/z时,加工质量最佳。与常规铣削相比,该方法可有效减小加工过程铣削力,改善加工表面质量。

碳/碳多孔防热复合材料压缩性能研究

常见高性能热防护材料的力学性能较为薄弱,这成为了飞行器热防护系统发展的瓶颈。因此,如何设计热防护材料,使其具有良好隔热效果同时兼具足够的承载能力,成为当前的研究热点。本文针对碳/碳多孔防热复合材料进行了单轴压缩实验,获得了其压缩应力—应变曲线,研究了其压缩变形特征及相应的失效模式,并通过SEM观测变形前后的材料细观结构,分析了材料内部的细观变形机制,也为进一步建立表征材料内部细观结构特征的有限元模型和进行数值模拟研究奠定了实验基础。实验结果表明:材料内部纤维主要沿面内随机分布,呈现出明显的分层现象。受其结构的影响,该材料面内方向力学性能比厚度方向优越。

C/C-ZrC复合材料的制备及结构性能研究

采用针刺及细编穿刺结构分别引入热解碳和沥青碳的多孔C/C坯体,通过反应熔渗工艺(RMI)与熔融金属Zr反应制备了C/C-ZrC复合材料。研究了预制体结构和基体碳类型对C/C-ZrC复合材料微观结构及力学性能的影响。结果表明:材料熔渗后只由C,ZrC两相组成,孔隙率5%~10%,ZrC质量分数53%~63%。针刺结构的C/C坯体熔渗效果更好,制得的C/C-ZrC复合材料密度最高达到3.21 g/cm3;ZrC质量分数达到62.8%。热解碳基体在熔渗过程中对纤维保护作用更好,C/C-ZrC复合材料的弯曲强度达到148 MPa,压缩强度达到408 MPa。

可重复使用热防护材料研究进展

具有轻量化、耐高温、高抗损伤、重复使用、易于维护等性能的热防护材料是空天往返飞行器的关键材料,影响飞行器的先进性、可靠性、维护性和经济性。本文针对可重复使用飞行器机身大面积、头锥、翼前缘以及控制面等部位所需的热防护材料,综述了刚性隔热瓦、柔性隔热毡、抗氧化C/C、C/SiC、TUFROC等可重复使用热防护材料的发展历史、研究现状及在飞行器上的应用情况。总结了高温服役过程中典型热防护材料的损伤及性能衰减行为,并提出以材料损伤为基础,研究材料的可重复使用性能及寿命预测方法。最后,提出研制高性能可重复使用热防护材料、发展热防护材料可重复使用理论方法与标准、建立可重复使用热防护材料数据库是该领域今后需要重点关注的方向。

航天飞行器热防护系统低密度烧蚀防热材料研究进展

当前,树脂基烧蚀防热仍被认为是最有效、最可靠、最成熟和最经济的一种热防护方式,在航天飞行器热防护系统中普遍采用。近些年在载人航天、探月工程、深空探测和新型航天飞行器系列工程的需求牵引下,本团队开发了蜂窝增强低密度材料、新型防隔热一体化材料、轻质烧蚀维形材料等先进防热复合材料,并开展了相应的应用基础以及工程应用研究工作,对烧蚀材料复杂防热机理及多重防热机制的协同作用进行了探索研究。随着再入/进入航天飞行器先进热防护系统需求的发展,功能多样化、兼容与集成是低密度树脂基烧蚀防热材料的主要发展趋势。

高导热碳/碳复合材料的设计与制备

高导热碳/碳复合材料具有轻质、高导热、高模量、低热胀以及传统碳/碳复合材料的高温高强度等优异性能,已成为当前复合材料研究的热点,在航天航空、电子科技、核工业等领域具有广阔的应用前景。本文依据构建的典型结构碳/碳复合材料热导率模型,定量分析了重点结构参数对碳/碳复合材料热导率的影响,并据此开展了高导热碳/碳复合材料结构设计、调控、制备与表征研究,制备出室温导热方向热导率分别达到700,400和350 W/m·K以上单向、二维和三维高导热碳/碳复合材料。

高导热碳/碳复合材料的制备

以中间相沥青和中间相沥青基碳纤维为原料,采用碳布热压法、液相浸渍法制备了二维和三维高导热碳/碳复合材料,且所制得复合材料的热导率分别高达443和340 W/(m·K).依据碳/碳复合材料的热导率模型,分析了不同结构特征参数对材料热导率的影响.结果表明,基体碳热导率、孔隙率以及界面相厚度均会在一定程度上影响材料的导热性能.

C／C-SiC复合材料的反应熔渗法制备与微观组织

采用无压反应熔渗法在1 550℃下将熔融Si或Si0.9Zr0.1浸渗入多孔C/C预制体中制备了高致密的C/C-SiC复合材料。系统研究了多孔C/C预制体中酚醛树脂热解碳(PIP-C)和化学气相渗透碳(CVI-C)对反应熔渗Si或Si0.9Zr0.1的浸渗行为、反应程度、物相成分和微观组织的影响。结果表明:熔融Si或Si0.9Zr0.1完全渗入到相邻碳纤维束间的大孔和碳纤维形成的小孔中,多孔PIP-C/C预制体较易浸渗,且反应较充分,熔渗Si0.9Zr0.1后复合材料中除了生成大量SiC外,还有少量ZrC和ZrSi2生成,未发现游离Si。多孔PIP-C/C预制体中部分碳纤维与熔体反应,损伤纤维,而多孔CVI-C/C预制体中的沉积碳仅与熔体反应生成了一薄层,很好地保护了碳纤维,保持了碳纤维的高性能。提出反应熔渗制备C/C-SiC复合材料的形成机制:由初期的溶解-沉淀控制和后期的C向SiC层扩散控制为主。

高导热C/C复合材料的发展现状

高导热C/C复合材料具有高热导率、低密度、低热胀系数和高温下高强度等性能,成为近年来最具发展前景的散热材料之一。本文综述了国内外高导热C/C复合材料的发展现状,分析了C/C复合材料的热物理性能及影响其热导率的因素,介绍了C/C复合材料的导热机理、碳纤维、基体炭的导热性能,以及高导热C/C复合材料的制备和改性等。