2D-SiC_(f)/SiC复合材料层间Ⅰ型断裂试验及表征

二维编织碳化硅纤维增强碳化硅复合材料(2D-SiC_(f)/SiC)在航空领域中得到广泛使用,然而该材料层间强度低,使其易萌生层间裂纹,引起分层破坏。为此,本工作采用楔形双悬臂梁法(W-DCB)和悬臂梁法(DCB)开展了层间Ⅰ型断裂试验,获得了2D-SiC_(f)/SiC的层间裂纹驱动的加载数据,得到了其裂纹端口张开力及张开位移变形曲线。在试验加载过程,通过光学显微镜监测了视觉裂纹扩展过程,探究了2D-SiC_(f)/SiC的层间I型裂纹扩展规律。结合理论分析和裂纹视觉特征解释了加载曲线拐点及其他特征点的断裂力学含义。利用扫描电子显微镜分析了2D-SiC_(f)/SiC的层间断面特征,揭示了断面分层裂纹扩展机制。结果表明:W-DCB方法测量的2D-SiC_(f)/SiC层间Ⅰ型初始能量释放率与DCB方法等效;2D-SiC_(f)/SiC层间Ⅰ型断裂过程中,裂纹端口变形曲线的多峰性不符合经典线弹性断裂力学预测的加载峰后特征,反映了2D-SiC_(f)/SiC层间约束关系的复杂性;层间断面为结构性非完全损伤,发生了局部纤维桥连现象。

SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料增韧机理及界面相微区性能测试方法研究进展

作为一种典型的陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC),SiC_(f)/SiC复合材料具有高比强度、耐高温、抗氧化和抗热震等优点,在航空航天领域应用前景广阔。纤维和基体中间的界面相具有保护纤维、传递载荷、偏转裂纹等作用,赋予SiC_(f)/SiC复合材料伪塑性断裂特征。界面相的设计方案会显著影响其微区性能,进而影响SiC_(f)/SiC复合材料宏观力学性能和损伤失效模式。近年来发展的基于聚焦离子束(focused ion beam,FIB)的微纳加工技术和基于纳米压痕的微观力学测试技术是表征SiC_(f)/SiC复合材料界面相微区性能的有效手段。本文综述了SiC_(f)/SiC界面相现有设计方案及界面相微区性能对增韧效果的影响机制,重点总结了单纤维顶出/顶入、微柱压缩等小尺寸力学测试(small-scale mechanical testing,SSMT)技术的应用现状及各方法的适用条件和优缺点。最后,对CMC界面相微区性能研究的发展趋势做了初步展望,并指出测试方法的标准化、测试环境的高温化及测试数据的模型化是未来的主要发展方向。

包渗法制备C_f/SiC陶瓷基复合材料MoSi_2—SiC—Si防氧化涂层

采用包渗法制备了Cf/SiC陶瓷基复合材料MoSi2 —SiC—Si防氧化涂层 ,研究了渗层同埋粉关系、包渗时间对包渗结果的影响 ,并对涂层防氧化性能进行了分析。结果表明 :包渗法制得的涂层致密、无裂纹 ,涂层起到了良好的防氧化作用 ,140 0℃在空气中氧化 1h后试样的质量保留率为 94.1% ,保留强度为2 94.

激光辅助高速微车削C_(f)/SiC陶瓷基复合材料切削力影响因素试验研究

C_(f)/SiC陶瓷基复合材料作为一种新型耐高温材料,在航空航天领域具有广泛的应用前景,但难加工特性带来了新的挑战。采用激光辅助高速微车削机床在C_(f)/SiC陶瓷基复合材料上进行外圆切削加工,以主切削力F_(z)为目标,优化C_(f)/SiC陶瓷基复合材料的切削参数。分别采用单因素试验与多因素正交试验研究工件转速n、切削深度a_(p)、进给速度v_(f)与功率密度q对x、y和z 3个方向切削力的影响规律,通过方差分析法指出各加工参数对F_(z)影响的主次顺序及最优参数组合。试验结果表明:与常规高速微车削相比,激光辅助高速车削技术能够改善各个方向切削力大小,切削力最大降低81.436%;各试验因素对F_(z)的影响从大到小依次为q>n>a_(p)>v_(f);最优加工参数组合为:q=400 W/mm^(2),n=4 000 r/min,a_(p)=20μm,v_(f)=20 mm/min时,F_(z)最佳为1.831 N。

表面自愈合涂层2D-SiC_(f)/SiC复合材料的蠕变性能及损伤机理

2D-SiC_(f)/SiC复合材料是航空航天领域中的重要耐高温材料,采用表面自愈合涂层2D-SiC_(f)/SiC复合材料制备成楔形夹持段板材蠕变试样,使用自主研制的碳化硅陶瓷夹具完成大气环境下蠕变力学性能测试,蠕变试验温度900℃、1000℃和1200℃,应力水平范围50~120 MPa。采用扫描电子显微镜(SEM)对含自愈合涂层2D-SiC_(f)/SiC复材的蠕变失效试样断口形貌进行了表征。失效分析表明,含自愈合涂层2D-SiC_(f)/SiC复材高温静态载荷下的主要失效模式包括复材基体裂纹、涂层/基体界面裂纹和纤维蠕变三类。由于试验应力较低,各温度下蠕变失效试样断口平整,纤维拔出较短。同时试样断口中还观察到切割横向纬纱的二次裂纹,该二次裂纹将随蠕变过程进行而扩展并最终切断整条纬纱。对于三种温度的试样,均未在断口近表面区域观察到非金属涂层—金属涂层界面的分离或明显裂纹、孔洞等缺陷。说明在金属涂层基础上附加SiO2涂层得到的结合面在高温静态力学过程中是稳定的,并且能够提供一定的承载能力与表面裂纹萌生抗性。

多物理耦合损伤对陶瓷基复合材料摩擦磨损性能影响

采取加热-水淬循环的方式对化学气相渗透(CVI)和先驱体浸渍裂解(PIP)复合工艺制备成的2.5D编织SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料进行热震试验,并对热震后的材料进行单向拉伸试验,研究在多物理耦合损伤(不同热震次数、拉伸)下材料的摩擦性能及摩擦磨损机制。结果表明单一拉伸损伤会导致材料内部缺陷增多,拉伸损伤程度越高,磨损量与磨损率越大,但材料的摩擦系数变化趋势、磨损机理没有改变。在热震30次后材料表面出现凹坑,具有疲劳磨损的特征。多物理耦合损伤下,由于热震后材料表面产生氧化物,作用在表面织构起到了固体润滑剂的效果导致减磨,使得材料的磨损量与磨损率降低。并且磨损机理发生改变,单一拉伸损伤的SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料的磨损机理主要是磨粒磨损,经过10次热震后转变为磨粒磨损和粘着磨损,在热震30次后材料表面出现凹坑,具有疲劳磨损的特征。

SiC_f/SiC陶瓷基复合材料在地面燃气轮机上的应用

SiC f/SiC陶瓷基复合材料以连续SiC纤维为增强相,具有优异的高温强度、抗氧化性、抗冲击性和高温蠕变性能,是替代燃气轮机热部件用高温合金的理想材料。介绍了国内外SiC f/SiC复合材料的纤维生产情况,以GE和NASA的SiC f/SiC材料体系为例,介绍了复合材料的制备工艺路线,详细阐述了SiC f/SiC应用于燃气轮机热部件的台架测试和现场测试进展。最后,对国内SiC f/SiC复合材料发展还需要解决的问题进行了总结,提出了国内燃气轮机应用SiC f/SiC复合材料的方向。

基于深度学习的平纹C_(f)/SiC复合材料原位拉伸损伤演化与断裂分析

为揭示平纹C_(f)/SiC复合材料的拉伸损伤演化及失效机理,开展了X射线CT原位拉伸试验,获得材料的三维重构图像,利用深度学习的图像分割方法,准确识别出拉伸裂纹并实现其三维可视化。分析了平纹C_(f)/SiC复合材料损伤演化与失效机理,基于裂纹的三维可视化结果对材料损伤进行了定量表征。结果表明:平纹C_(f)/SiC复合材料的拉伸力学行为呈现非线性,拉伸过程中主要出现基体开裂、界面脱黏、纤维断裂及纤维拔出等损伤;初始缺陷易引起材料损伤,孔隙多的部位裂纹数量也多;纤维束外基体裂纹可扩展至纤维束内部,并发生裂纹偏转。基于深度学习的智能图像分割方法为定量评估陶瓷基复合材料损伤演化与失效机理提供了有效分析手段。

2维C/SiC复合材料的拉伸损伤演变过程和微观结构特征

通过单向拉伸和分段式加载-卸载实验,研究了二维编织C/SiC复合材料的宏观力学特性和损伤的变化过程。用扫描电镜对样品进行微观结构分析,并监测了载荷作用下复合材料的声发射行为。结果表明:在拉伸应力低于50MPa时,复合材料的应力-应变为线弹性;随着应力的增加,材料模量减小,非弹性应变变大,复合材料的应力-应变行为表现为非线性直至断裂。复合材料的平均断裂强度和断裂应变分别为234.26MPa和0.6%。拉伸破坏损伤表现为:基体开裂,横向纤维束开裂,界面层脱粘,纤维断裂,层间剥离和纤维束断裂。损伤累积后最终导致复合材料交叉编织节点处纤维束逐层断裂和拔出,形成斜口断裂和平口断裂。

2D C/SiC复合材料低速冲击损伤研究

通过2D C/SiC复合材料的低速冲击试验和冲击后压缩试验,以及超声C扫描和红外热波两种无损检测方法,研究了冲击能量与冲击损伤的关系及其对压缩性能的影响.结果表明:C/SiC具有较好的损伤容限能力,冲击能量低于1.5J时几乎无目视损伤,高于9J时有被击穿的趋势.冲击后的名义压缩强度和压缩模量随着冲击能量的增加呈下降趋势,最多分别下降了44.7%和16.9%.

(Al_2O_3)_f/Al复合材料在强界面结合下的疲劳损伤模式

在拉-拉载荷下测定了(Al2O3)f/Al复合材料的疲劳寿命(S-N)曲线。通过夭折试验以及SEM疲劳断口和纵截面组织结构分析,研究了复合材料的疲劳损伤模式。研究结果表明,(Al2O3)f/Al复合材料的疲劳极限为750MPa,远高于SCS-6碳化硅纤维增强钛基复合材料。该复合材料兼有钛基和树脂基纤维复合材料疲劳损伤的特点,高应力下由单个裂纹的起源和生长导致复合材料的失效;低应力下,疲劳损伤模式包括纤维劈裂、众多基体裂纹和单个基体裂纹的横向扩展。其中纤维劈裂是主控机制。其更高的疲劳极限可归因于低应力下纤维的纵向劈裂。

强噪声载荷下2D-C/SiC复合材料平板失效机理

2D-C/SiC复合材料壁板结构是高超声速飞行器热防护系统的发展方向,高超声速飞行器面临着严酷的力、热、噪声等复杂环境对结构材料性能、结构动力学特性、自动控制等都产生了严重影响。基于自行研制的热噪声试验系统,选取C/SiC薄壁结构试验件,开展噪声为156~165dB的噪声试验,试验后通过红外热成像检测观察整体形貌,采用SEM对裂纹的起始位置和扩展位置的断面进行分析,揭示出强噪声激励下2D-C/SiC平板的失效机理。

陶瓷基复合材料力学性能计算及涡轮导叶宏观响应分析方法

针对涡轮导叶宏观热力学响应,将化学气相沉积工艺2D编织SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料完成拉伸试验并将该试件进行分割,对分割后的试样进行断面电镜扫描,测量统计细观编织结构参数,建立考虑缺陷位置和形状的代表性体积单元模型。采用细观有限元方法,应用该模型计算得到SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料的宏观弹性常数。结果表明:面内拉伸模量预测值比试验值低4.4%,剪切模量预测值比试验值高7.8%。结合陶瓷基复合材料涡轮导叶的加工工艺,建立了材料分布映射模型,对导叶典型特征结构件在给定热载荷下的宏观响应进行预测。结果表明:涡轮导叶典型结构加热段尾缘第1主应变预测值比试验值低5.5%。

SiC_(f)/SiC复合材料超声辅助磨削试验研究

连续碳化硅纤维增强碳化硅基复合材料(SiC_(f)/SiC)具有密度低、模量高、强度高、耐高温和抗氧化等优点,在航空航天领域具有广阔的应用前景。针对SiC_(f)/SiC复合材料加工过程中易产生纤维断裂、翘曲和拔出等问题,采用电镀金刚石磨头对SiC_(f)/SiC复合材料进行超声辅助磨削试验研究,测量并对比超声辅助磨削与普通磨削在不同磨削参数下磨削力和磨削力比的变化,观察加工表面质量。结果表明:超声辅助磨削能显著降低SiC_(f)/SiC的磨削力比并提升表面质量,但当磨削速度不断增加时,超声辅助加工的效果减弱并趋于普通磨削。

激光涂覆制备原位自生MoSi_2/SiC陶瓷复合涂层的研究

为了在碳钢表面获得耐磨、耐蚀、抗热疲劳等综合性能优良的陶瓷基复合涂层 ,利用 3kW连续波快速轴流CO2 激光器进行了一系列的激光表面涂覆试验 ,光斑直径3～5mm ,扫描速度 3～ 10mm/s。试验结果表明 ,利用激光表面涂覆技术和粉末预置法 ,可以在碳钢表面直接原位合成SiC颗粒增韧的MoSi2 陶瓷基复合涂层 ,涂层与基体呈良好的冶金结合 ,涂层宏观质量完好 ,无裂纹和气孔等缺陷。球状SiC颗粒尺寸为 1～ 5 μm ,均匀分布于MoSi2 基体内。涂层显微硬度达 10 0 0HV0 2 ,是基材显微硬度的 4

C_(f)/C复合材料的ZrB_(2)-SiC基抗氧化涂层研究进展

C_(f)/C复合材料具有低密度、高热导率、优秀的抗侵蚀性能和良好的抗热震性能等优点,在高超声速飞行器、飞机刹车盘和火箭喷管等高端结构材料领域具有广阔的应用前景。然而,由于C_(f)/C复合材料的高氧化敏感性,其易产生严重的化学烧蚀和服役性能退化等问题。在C_(f)/C复合材料表面制备ZrB_(2)-SiC基超高温陶瓷基涂层是上述问题的最有效解决方案。基于此,本文综述了ZrB_(2)-SiC基超高温陶瓷涂层的组成/结构设计和抗氧化性能及强化机理的研究现状,系统地分析了ZrB_(2)-SiC基陶瓷涂层常用制备方法的原理和优缺点,并且对本领域研究的未来发展方向进行了展望。

SiC_(f)/SiC复材表面Sc_(2)O_(3)-Y_(2)O_(3)-ZrO_(2)基梯度可磨耗涂层设计及性能研究

SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料是未来航空发动机重要材料之一,其表面涂层是保护SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料关键技术。针对陶瓷基复材表面的Sc_(2)O_(3)-Y_(2)O_(3)-ZrO_(2)基可磨耗涂层与EBC涂层结合力不够高、应力匹配性差等问题,开展Sc_(2)O_(3)-Y_(2)O_(3)-ZrO_(2)基梯度可磨耗涂层设计、制备与考核技术研究,并且与非梯度可磨耗涂层进行性能对比。研究结果表明:梯度可磨耗涂层比非梯度可磨耗涂层结合强度提高了6.7%;在(1250±50)℃高温冲击1000次后,梯度可磨耗涂层剥落面积仅为非梯度可磨耗涂层剥落面积的1/6。因此,梯度可磨耗涂层具有更好的力学性能,有望在未来航空发动机中得到广泛应用。

碳化硅纤维增强碳化硅抗氧化陶瓷材料研究及应用进展

碳化硅纤维/碳化硅(SiC_(f)/SiC)陶瓷基复合材料兼具SiC_(f)较高的韧性以及SiC陶瓷高熔点、高硬度和高强度的特性,在航空航天、核能和耐磨器件等领域具有广泛的应用前景。SiC_(f)/SiC复合材料的开发与其界面相的研究进展密切相关。其中复合材料的界面相指SiC_(f)/SiC中界面处的微观组织结构,一方面,界面相能够实现基体-纤维间的裂纹偏转以及载荷传递,还能够减少基体-纤维内部的残余应力,保证材料的非脆性断裂;另一方面,合适的界面相材料还能够提高SiC_(f)/SiC复合材料的抗氧化性能,从而进一步提升材料整体的耐高温性能。根据不同的设计理念,从界面相的三种不同形式展开,简述了不同界面相材料种类对SiC_(f)/SiC复合材料的影响、并对未来碳化硅纤维增强碳化硅抗氧化陶瓷材料的发展趋势和应用进行了展望。

碳纤维增强陶瓷基复合材料超声振动辅助铣削加工技术的研究进展

碳纤维增强陶瓷基复合材料(C_(f)/SiC复合材料)具有良好的化学和热稳定性、高比强度、耐高温以及低密度等优点,被广泛应用于航空航天、高速列车以及核能等领域。目前陶瓷基复合材料构件普遍采用近净成形技术制备,但仍需进行二次加工以满足最终装配的尺寸精度和几何公差。然而,由于C_(f)/SiC复合材料具有各向异性和多相非均质的材料特性,其高效低损伤加工需求备受关注。因此,系统地综述了文献报道的C_(f)/SiC复合材料超声振动辅助铣削加工技术相关研究进展。首先概述了陶瓷基复合材料传统机械加工以及特种能场辅助加工技术的研究现状。其次,从陶瓷基复合材料超声振动辅助铣削加工过程中直角切削试验和有限元仿真两方面总结了材料去除机理和超声作用机制;介绍了陶瓷基复合材料超声振动辅助铣削中切削力建模的方法和陶瓷基复合材料加工表面损伤及其剩余强度方面的研究。最后,分析了陶瓷基复合材料超声振动辅助铣削加工的发展趋势以及展望未来研究方向。

不同热震工况下2.5D编织SiC_(f)/SiC陶瓷基复合材料力学性能及损伤

通过单向拉伸和三点弯曲实验,并结合SEM和EDS分析不同热震工况(次数)下对2.5D编织SiCf/SiC(f表示纤维)陶瓷基复合材料(CMCs)力学性能和损伤的影响。结果表明:2.5D编织SiCf/SiC CMCs在室温无热震和1200℃不同热震工况下的拉伸应力-应变曲线呈现非线性变化,随着热震次数的增加,拉伸强度先逐渐降低,然后小幅度增加,材料在热震10次下的拉伸强度降到48.39%,热震30次后增加到54.11%;材料在室温无热震和1200℃不同热震工况下的三点弯曲位移-载荷曲线也呈现非线性变化,随着热震次数的增加,弯曲强度迅速降低,材料在热震10次下的弯曲强度迅速降到26.06%,热震30次后降到10.77%。从宏观断口分析可知,材料在室温无热震下拉伸、弯曲断口表现为伪脆性断裂特性,而在热震工况下拉伸和弯曲断口则表现出韧性断裂特性。从微观断口观察有纤维拔出、纤维脱粘、界面脱粘、裂纹扩展和纤维断裂等损伤行为,且随着热震次数的增多,界面结合力逐渐减弱,上述等损伤行为均显著增加。