SiC-ZrC复相超高温陶瓷改性C/C复合材料的研究进展

SiC-ZrC复相超高温陶瓷改性C/C复合材料的制备工艺原理与单一陶瓷相改性C/C复合材料的工艺原理基本相同,但SiC-ZrC复相陶瓷具有耐高温、温域宽(1600~2500℃)、抗氧化、工艺适应性好等优点,在测试和应用中表现出优异的力学性能和抗烧蚀性能,能够有效填补目前高温段热防护材料的空缺,因此已经成为C/C复合材料基体掺杂改性的重要选择,在航天飞行器防热领域极具应用潜力。本文针对C/C-SiC-ZrC复合材料的发展潜力和应用空间,从制备工艺、结构特征以及性能特点三个方面综述了C/C-SiC-ZrC复合材料当前的研究进展,分析了制备工艺对复合材料微结构和性能的影响规律,提出了基于工程应用C/C-SiC-ZrC防热材料的发展建议。

改性C/SiC-ZrC复合材料热化学烧蚀仿真研究

基于C/SiC复合材料基体改性制备超高温陶瓷基复合材料,是满足高超音速飞行器对热防护系统材料所需更高要求的有效途径。基于热化学平衡理论构建了C/SiC-ZrC复合材料的烧蚀模型,选取文献中相同制备方式下两组不同体积分数的C/SiC-ZrC复合材料,并利用MATLAB计算出两组材料的无量纲烧蚀率,然后在COMSOL多物理场分析软件中建立数值仿真,将仿真结果与文献实验结果进行对比,误差分别为8.7%~16.9%和1.05%~11.07%,验证了模型的有效性。

C/C基体密度对C/C-SiC-ZrC复合材料性能的影响

分别以密度为1.26 g/cm^3和1.46 g/cm^3的C/C复合材料作为基体材料,用有机硅和乙酸锆作为先驱体,采用先驱体浸渍裂解法(precursor infiltration pyrolysis,PIP)制备C/C-SiC-ZrC复合材料,利用X射线衍射仪(XRD)、扫描电镜(SEM)和能谱分析(EDS)等检测手段分析该复合材料的成分和微观结构,研究C/C基体密度对材料抗压强度、线膨胀系数以及抗烧蚀性能的影响。结果表明,C/C基体密度为1.46 g/cm^3时C/C-SiC-ZrC复合材料的抗压强度较高(146.36 MPa)、线膨胀系数较小。C/C基体密度为1.26 g/cm^3的C/C-SiC-ZrC复合材料具有更优的抗烧蚀性能,经过30 s烧蚀后,其质量烧蚀率和线烧蚀率分别为-2.9×10-4g/s和1.7×10-3 mm/s,这主要是因为C/C基体密度较低时,材料中的陶瓷含量更高,当烧蚀发生时,能更快地在材料表面形成SiO_2-ZrO_2氧化物薄膜,从而减缓材料内部基体的进一步烧蚀。

超高温陶瓷改性C/C复合材料抗氧化烧蚀性能研究进展

碳/碳(C/C)复合材料具有高强、轻质和耐温等优势,在航天领域取得广泛应用;但由于其抗氧化性能较差,难以满足高超声速飞行器长时飞行、大气层再入飞行和跨大气层飞行的服役环境。利用超高温陶瓷改性C/C复合材料(C/C-UHTC)可以显著提高C/C复合材料的抗氧化烧蚀性能,有望满足新一代飞行器长时间抗氧化、抗烧蚀及结构强度的要求。本文总结了C/C-UHTC复合材料烧蚀性能的常用测试方法,包括氧-乙炔烧蚀、等离子烧蚀、激光烧蚀和风洞烧蚀,简要介绍了各种烧蚀性能测试方法的特点。此外,对近年来Zr系和Hf系单组元、双组元和三组元C/C-UHTC复合材料的烧蚀性能及烧蚀机理进行详细阐述。

C/C-HfC复合材料的抗烧蚀性能

以无机铪溶液为前驱体,采用化学气相渗透法(CVI)和前驱体浸渍裂解法(PIP)制备密度为2.14 g/cm^(3)的C/C-HfC复合材料,分析其微观结构和组成,测试材料的抗烧蚀性能。结果表明:HfC陶瓷均匀地分散于基体的孔隙中,且与基体结合紧密。引入HfC陶瓷可以显著增强C/C复合材料的抗烧蚀性能。在相同的热流条件下,烧蚀时间为120 s时,C/C-HfC复合材料的线烧蚀率为6.20×10^(-2)mm·s^(-1),质量烧蚀率为2.03×10^(-2)g·s^(-1),分别比C/C复合材料降低了48.33%和40.12%。在烧蚀过程中,HfC会与热流中的氧气反应生成熔融的HfO_(2),均匀地覆盖在基体的表面形成保护层,隔绝热流,防止基体被氧化,同时阻止热量的传递。熔融HfO_(2)的蒸发也会带走表面的部分热量。随着烧蚀时间的增加,HfO_(2)的损耗会逐渐上升,基体表面的保护层会逐渐被破坏,热流对基体产生的烧蚀损伤会更为严重。

C/C复合材料在超声速富氧烧蚀环境下的烧蚀试验方法研究

利用氧/煤油液体火箭发动机设计原理,构建了烧蚀热环境可控的内流场超声速富氧烧蚀试验方法,并采用烧蚀发动机点火试验与CFD数值模拟相结合的方法,对所构建的烧蚀试验方法及数学模型的可靠性进行分析与验证,并进一步分析了烧蚀试验过程中的关键烧蚀热环境特性参数。然后,对三维四向编织C/C复合材料在超声速富氧烧蚀环境下的耐烧蚀性能与烧蚀机理进行分析。研究表明,烧蚀热环境的变化会对材料的耐烧蚀性能及烧蚀机制产生一定程度的影响,在收敛段高温、低速的烧蚀热环境下,C/C复合材料的线烧蚀率相对较低,约6.50×10^(-3) mm/s,材料的烧蚀以热氧化烧蚀为主;在烧蚀试样喉部直段区域,C/C复合材料的线烧蚀率逐渐增加,达到了1.35×10^(-2) mm/s,此时,材料的烧蚀体现为热氧化烧蚀后的机械剥蚀;在烧蚀试样扩张段区域,燃气速度急剧增加后,C/C复合材料的线烧蚀率显著增加,在试样出口达到了2.61×10^(-2) mm/s,材料的烧蚀主要体现为机械剥蚀。

C/C复合材料超声辅助磨削孔加工质量控制研究

为提高C/C复合材料孔加工出口边缘表面质量,以孔出口损伤因子S_(d)值(孔出口端面损伤面积与加工后理想孔面积之比)作为孔出口质量评价指标,利用单因素及正交试验方法优化磨削工艺参数,分析孔出口边缘磨削机理并提出孔出口损伤抑制策略。结果表明,当主轴转速为12000~14000 r/min,进给速度为5~7 mm/min,超声波振幅为8~9μm时,可将S_(d)值控制在4.723×10^(-3)以内。采用孔损伤抑制策略后,S_(d)值可进一步降低61.6%。此外,C/C复合材料在超声辅助磨削加工下的S_(d)值随主轴转速和超声波振幅的增加先减小后增大,随进给速度的增加逐渐增大;在保证进给速度最优时,适当提高主轴转速及超声波振幅有助于改善孔出口表面质量,并可提高加工效率。采用在临近孔出口时降低进给速度、使用刀具侧壁对孔出口进行光磨及在工件下方加设辅助支撑的策略可进一步降低孔出口损伤。

浆料浸渍辅助PIP工艺制备C/HfC-SiC复合材料的微观结构及性能研究

针对高速飞行器对于防热/承载一体化超高温陶瓷基复合材料的迫切需求,以及现有反应型HfC先驱体存在的成本高、效率低和致密效果差等不足,本研究将HfC亚微米粉体配制成稳定的陶瓷浆料,利用浆料加压浸渍辅助先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备了HfC基体均匀分布的C/HfC-SiC复合材料,探讨了HfC含量对于复合材料微观结构、力学与烧蚀性能的影响。结果表明,当HfC实际体积分数为13.1%~20.3%时,复合材料密度为2.20~2.58 g·cm^(-3),开孔率约为5%。通过单层碳布加压浸渍陶瓷浆料,HfC颗粒能够分散到纤维束内部,且在复合材料中分布比较均匀。提高HfC含量会降低复合材料纤维含量,其力学性能也呈现出降低趋势。当HfC体积分数为20.3%时,复合材料的密度、拉伸强度和断裂韧性分别为2.58 g·cm^(-3)、147 MPa和9.3 MPa·m^(1/2);经氧乙炔焰烧蚀60 s后,复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为0.0062 mm/s和0.005 g/s,烧蚀过程中形成的熔融相Hf_(x)Si_(y)O_(z)能覆盖在材料表面,起到良好的保护作用。

超高温陶瓷改性C/C复合材料抗烧蚀性能研究进展

随着航空航天事业的发展,C/C复合材料被广泛应用于该领域,但是高温抗氧化性能较差的缺点限制了它的使用范围。通过基体改性的方法将超高温陶瓷(UHTCs)引入到C/C复合材料中是提高C/C复合材料抗氧化烧蚀性能的主要方法。本文主要介绍了不同超高温陶瓷相对C/C-UHTCs复合材料烧蚀性能的影响,分析了相应的烧蚀机理和烧蚀性能不同测试方法的特点,并针对C/C-UHTCs复合材料的长效热防护、性能优化作出了展望。

C/SiC复合材料数据库及机器学习性能预测平台的设计与开发

以MySQL Workbench 8.0为数据库平台,采用三层浏览器/服务器架构,利用PyCharm 2022开发了一套基于Web界面和机器学习技术的C/SiC复合材料数据库系统,该系统包括材料数据库和机器学习模型2部分,具有对材料组分结构、制备工艺、试验性能等材料研发各阶段的信息查询、添加、修改、删除、搜索以及支持信息管理、设计分析视图、案例推理辅助设计、用户与系统管理等功能。基于神经网络回归算法训练机器学习模型,利用材料微观结构参数预测材料力学性能,对不同微观结构参数的影响权重进行评价,并部署在系统平台中;通过Web用户界面调用机器学习模型,对预留的验证集数据进行拉伸模量和弯曲模量预测。结果表明:机器学习模型预测材料力学性能的精度达到95%左右,训练出来的预测模型具有良好的精度与泛化能力。

不同预制体结构制备C/C-SiC复合材料的微观结构演变及力学性能

采用缝合结构与针刺结构碳纤维预制体,经化学气相渗透法(CVI)和反应熔渗法(RMI)制备出C/C-SiC复合材料,系统研究了两种结构预制体制得的C/C多孔体微观结构、孔隙特征及C/C-SiC复合材料微观结构和弯曲性能。结果表明:缝合结构C/C多孔体孔径呈双峰分布,孔隙多为纤维束间孔,针刺结构C/C多孔体孔径呈单峰分布,由于网胎的加入使得部分纤维束间孔转变为连通的小孔隙网络,经过模拟后者Z向绝对渗透率略大于前者,有利于后者后续RMI致密化过程(高密度,低开孔率,低残余金属);缝合结构C/C-SiC复合材料平均弯曲强度高于针刺结构C/C-SiC复合材料,二者都呈现“假塑性”断裂方式;针刺结构C/C-SiC复合材料密度更高,残余Si含量更低,但其纤维体积含量较低,长直纤维的完整性较差,使得复合材料承载性能较低。

管状C/SiC复合材料高温空气氧化行为与宏细观建模研究

氧化损伤是影响火箭发动机用C/SiC复合材料喷管寿命的主要因素之一。为准确评估C/SiC复合材料喷管的氧化损伤,本研究以近似喷管结构的管状C/SiC复合材料为实验对象,研究了管状C/SiC复合材料在高温(900~1300℃)空气环境下的氧化行为,包括其组成、结构及力学性能的演变规律,发现管状C/SiC复合材料在该高温空气环境下表现出受扩散控制的氧化特征,质量与剩余强度随时间呈幂函数下降趋势,下降速率与温度正相关。在此基础上,从氧化动力学与传质学理论角度出发,建立了管状C/SiC复合材料细观/宏观尺度氧化模型,模拟了管状C/SiC复合材料高温空气氧化过程,并预测了材料的质量与剩余强度。模型预测结果与实验数据拟合程度较高,可为C/SiC复合材料喷管的寿命评估提供参考。

先驱体转化法制备2D C/SiC-ZrC复合材料中ZrC含量对材料结构性能影响研究

针对高超音速飞行器、可重复使用运载器和下一代火箭发动机等超高温使用环境的工况要求,提出在2D C/SiC复合材料中引入耐超高温ZrC填料。采用先驱体转化法制备了不同ZrC含量的2D C/SiC-ZrC新型复合材料,考察了ZrC含量对材料力学性能、抗烧蚀性能和组成结构的影响。结果表明,材料的弯曲强度和弯曲模量随着ZrC含量的增加有一定程度的下降,材料的抗烧蚀性能明显提高,其中ZrC含量最高(33.3vol%)的试样S-50弯曲强度和弯曲模量均最低,分别为192.1MPa和27.5GPa;经氧乙炔焰烧蚀考核60s后,表面温度达到2123℃,试样表现出最低的烧蚀率,线烧蚀率为0.004mm/s,质量烧蚀率为0.006g/s。

3维C/SiC-ZrC复合材料的制备及其性能研究

针对超高温环境应用需求,采用化学气相渗透工艺(CVI)与先驱体浸渍-裂解工艺(PIP)联用制备了3维碳纤维增强SiC-ZrC基复合材料(C/SiC-ZrC),并研究了SiC含量对C/SiC-ZrC复合材料力学性能、抗氧化性能和抗烧蚀性能的影响。结果表明,随着SiC含量的增加,C/SiC-ZrC复合材料的强度逐渐降低,静态抗氧化性能提高,在氧乙炔焰烧蚀环境下的质量烧蚀率和线烧蚀率先降低后增加。复合材料抗氧化性和抗烧蚀性的变化与氧化和烧蚀过程中生成的SiO2熔体有关。

联合添加微量Sc、Zr元素对B4C/7075Al复合材料力学性能和腐蚀行为的影响

限制高强度B4C/Al复合材料工程应用的关键为腐蚀问题,添加微量合金元素是提高其耐蚀性的有效措施。采用压力浸渗法制备了B4C/7075和添加微量Sc、Zr元素的B4C/7075-0.15Sc-0.35Zr复合材料,利用扫描电镜、透射电镜、弯曲性能测试、拉伸性能测试、中性盐雾试验和电化学测试对比研究了联合添加Sc和Zr元素对B4C/7075Al复合材料的显微组织、力学性能和腐蚀行为的影响。结果表明:添加Sc和Zr元素后,复合材料的抗弯曲强度和抗拉强度升高,腐蚀速率降低,腐蚀电流密度(Jcorr)下降,耐蚀性增强,这是因为添加Sc和Zr元素后,复合材料的晶界析出相细小且不连续分布,无析出带(PFZ)消失。

沉积热解炭与树脂炭比例对C/C-SiC复合材料弯曲强度的影响

以针刺整体炭毡为坯体,采用树脂浸渍和化学气相沉积混合的方法制备得到相同密度的C/C多孔体,采用熔硅浸渗(RMI)制得C/C-SiC复合材料。研究了沉积热解炭与树脂炭比例对基体显微结构及弯曲性能的影响。结果表明:随着沉积得到的沉积热解炭含量增加,C/C-SiC复合材料基体内部孔隙率先降后升,而密度、弯曲强度先增后减。当沉积热解炭与树脂炭的比例为1∶1时,C/C-SiC复合材料密度与弯曲强度最高,分别达到2.03 g/cm^(3)和240 MPa。

包埋添加剂对SiC-ZrC涂层C/C复合材料结构和性能的影响

目的 研究不同氧化物添加剂对Si C-Zr C涂层C/C复合材料相组成、微观结构和抗氧化性能的影响。方法 采用包埋法,分别以Al2O3,B2O3和Mg O作为添加剂,制备Si C-Zr C涂层C/C复合材料,分析相组成及微观结构,考察复合材料在1000~1550℃静态空气气氛中的抗氧化性能。结果 以Al2O3作为包埋添加剂制得的涂层致密,而以Mg O为添加剂制得的涂层较疏松。在1000~1550℃的静态空气气氛中,随着氧化温度的升高,以Al2O3为添加剂制得的复合材料失重率逐渐减小,在1550℃氧化1 h后仅为1%;以B2O3和Mg O为添加剂制得的复合材料失重率逐渐增加,在1550℃氧化1 h后分别达到15%和36%。结论 与B2O3添加剂相比,Al2O3和Mg O添加剂更能促进包埋粉料的扩散。以Al2O3作为包埋添加剂制得的Si C-Zr C涂层C/C复合材料具有较好的高温抗氧化性能。

C/C复合材料高熵氧化物涂层抗烧蚀性能

新一代高超声速飞行器热端部件服役温度不断提高,对表面防护涂层的相稳定性和抗烧蚀性能提出了更高的要求。本工作针对传统过渡金属氧化物ZrO_(2)、HfO_(2)涂层开展高熵化设计,采用高温固相反应结合超音速大气等离子喷涂制备(Hf_(0.125)Zr_(0.125)Sm_(0.25)Er_(0.25)Y_(0.25))O_(2-δ)(M1R3O)、(Hf_(0.2)Zr_(0.2)Sm_(0.2)Er_(0.2)Y_(0.2))O_(2-δ)(M2R3O)、(Hf_(0.25)Zr_(0.25)-Sm_(0.167)Er_(0.167)Y_(0.167))O_(2-δ)(M3R3O)三种高熵氧化物涂层,探究稀土组元含量对高熵氧化物涂层的相结构演变规律、相稳定性以及抗烧蚀性能的影响。M2R3O涂层和M3R3O涂层呈现优异的相稳定性和抗烧蚀性能,涂层经热流密度为2.38~2.40 MW/m^(2)的氧–乙炔焰烧蚀后仍保持物相结构稳定,未发生固溶体分解或析出稀土组元。其中M2R3O涂层循环烧蚀180 s后的质量烧蚀率与线烧蚀率分别为0.01 mg/s和–1.16μm/s,相比M1R3O涂层(0.09 mg/s、–1.34μm/s)以及M3R3O涂层(0.02 mg/s、–4.51μm/s),分别降低了88.9%、13.4%以及50.0%、74.3%,表现出最优异的抗烧蚀性能。M2R3O涂层的抗烧蚀性能优异归因于其兼具较高的熔点(>2200℃)和较低的热导率((1.07±0.09)W/(m•K)),使其有效防护内部的SiC过渡层以及C/C复合材料免受氧化损伤,避免了界面SiO_(2)相形成所导致的界面开裂。

C/C三维纺织复合材料细观结构及力学性能研究进展

C/C三维纺织复合材料因其可设计性强、力学性能优异和耐高温等特点而被广泛地应用于航空航天、轨道交通和光伏热场等高温端部件。然而,C/C三维纺织复合材料内部纱线结构复杂且孔隙率高,呈现出高度各向异性和非均匀性,这些因素都会给力学性能及损伤机制揭示带来巨大困难。因此,本工作从实际应用出发,围绕C/C三维纺织复合材料,从细观重构、力学性能表征和数值模拟三个方面阐述近几年的国内外研究现状,并在此基础上重点对C/C三维纺织复合材料结构功能一体化制备、深度学习模型的发掘和高温实验环境下渐进损伤实验平台的搭建做出了展望。

高超飞行器用C/SiC-ZrC复合材料力学及烧蚀性能研究

以PZC为有机锆先驱体原材料,采用A,B,C三种PIP工艺路线制备了不同ZrC含量的C/Si C-ZrC复合材料,并对C/Si C-ZrC复合材料的组成、微观结构、力学性能、烧蚀性能及作用机理进行了测试和分析。结果表明,有机锆先驱体制备的C/Si C-ZrC复合材料烧蚀性能有大幅提高,但其力学性能却存在一定程度的下降,并且随着ZrC含量的增加,C/SiC复合材料的力学性能呈现出逐渐降低的趋势,其质量烧蚀率和线烧蚀率呈现出先减小后增大的趋势。