基于酚醛树脂的碳/碳复合材料在高温分解过程的微结构演变

采用热压成型方法制备碳／酚醛树脂预制体，再经高温碳化得到开气孔率为27％、密度约1．27g／cm^3并具有预期孔隙结构的碳／碳复合材料。研究了200～900℃预制体转化为碳／碳复合材料过程中，材料的密度、开气孔率、失重率、以及内部微观结构随温度的变化。分析了材料在高温分解过程中微观结构演变规律。结果表明，酚醛树脂主要在400～700℃大量分解，其分解速率约为其余温度范围的4倍，该温度范围失重率增加了14％、开气孔率增加了18％。在高于400℃时形成大量裂纹与孔隙，随着温度升高裂纹增多并进一步扩展，900℃碳化后形成一种连通的特征性微观裂缝网格模式。高温分解后碳／碳复合材料中总孔容约0．17cm^3／g，其中81％的孔隙半径在122．190～2．440um范围内。

SiC晶须增韧SiC mini复合材料的制备与性能分析

采用CVI工艺制备了SiC晶须增韧SiC（SiCw／SiC）mini复合材料，研究了其微观结构和力学性能。实验结果表明：SiC晶须的体积分数达到45％～50％，SiCw／SiC mini复合材料的维氏显微硬度平均值为19．04GPa，断裂韧度平均值达到6．51MPa·m^1/2。微观结构观察证实SiC晶须的引入在mini复合材料中产生了晶须桥联、晶须拔出、晶须断裂和裂纹偏转等增韧机制，为后续SiCw／SiC复合材料的制备奠定了基础。

二维叠层C/SiC复合材料低能量冲击损伤实验

C/SiC复合材料是航空航天器中的耐高温材料,其服役环境存在低能量冲击源且关于此类冲击事件的研究相对较少。本文主要采用落锤冲击系统性地揭示2D叠层C/SiC复合材料平板的抗低速低能量冲击性能,通过改变冲击能量考核不同单层厚度和平板厚度的抗冲击性能变化,并利用CT技术进行冲击后无损检测,分析结构内部细观损伤。结果表明:冲击载荷下,C/SiC复合材料按冲击载荷变化可分为线性、屈服和回弹3个阶段;典型冲击损伤形式包含局部压溃、分层、纤维断裂及基体微裂纹;同等结构厚度,单层厚度越大C/SiC复合材料平板冲击变形和冲击损伤越小,冲击阻抗值越高;同等单层厚度下,结构总厚度较大的C/SiC复合材料平板冲击损伤较小,冲击阻抗较大。因此,C/SiC复合材料的预制体层数与结构厚度对低能量冲击源较为敏感,且减小单层厚度及增加结构总厚度可明显提高其抗冲击性能。

航空发动机模拟环境对Hi-Nicalon纤维力学性能及微结构的影响

将Hi-Nicalon纤维在H_2O 14 kPa;O_28 kPa;Ar 78 kPa的模拟气氛环境中,分别加热到1300、1400、1500、1600℃,保温1h。测试各处理温度样品的断裂强度,通过扫描电子显微镜(SEM)观察纤维断口表面随温度的变化情况,并利用透射电子显微镜(TEM)观察随温度升高纤维的微结构变化。结果显示,随热处理温度的升高,纤维强度有所增加,纤维表面的钝化膜厚度增大,内部晶粒长大,层错等缺陷增多。氧化膜的存在和厚度的增加有利于阻止纤维活性氧化,从而保持了强度;而缺陷的增多则有利于松弛因温度升高而带来的各种内应力,协调纤维因受外力而产生的变形,使纤维能够承受更高强度的拉伸和冲击。

化学气相反应法制备Zr-Si-C涂层

为了提高Zr-Si-C涂层与基体的结合强度,基于粉末埋入反应辅助涂覆工艺,采用新型化学气相反应法在SiC陶瓷表面制备Zr-Si-C涂层。SiC陶瓷基片被包埋于Zr-1%(质量分数)I_2混合粉体中,在850～1100℃进行化学气相反应。碘促进Zr原子向SiC陶瓷表面的传输,Zr与SiC之间的扩散反应导致在SiC表面生成连续的Zr-Si-C复合涂层。采用X射线衍射、扫描电镜结合X射线能谱分析以及相图分析确定了涂层微结构及相组成。结果表明:复合涂层内层为ZrC、中间层为Zr_2Si-ZrC_(1-x)复相区、外层为ZrC_(1-x)。通过测量涂层厚度研究了涂层的生长动力学.在850～1100℃范围内,涂层生长符合抛物线规律,活化能为(210±20)kJ/mol。

3D针刺C/SiC断裂韧性缺口敏感性及破坏研究

碳化硅陶瓷基复合材料是高超声速飞行器及高推重比发动机等发展所需的关键材料之一,对冲击断裂韧性、缺陷及裂纹的敏感性有较高要求。采用夏比冲击试验测定3D针刺C/SiC复合材料的断裂韧性,研究其处于U型、V型缺口分别在与针刺平行、垂直的不同分布方向时对冲击断裂韧性的影响,并通过扫描式电子显微镜及光学显微镜等手段详细分析断口形貌。结果表明:U型试样的断裂韧性较V型试样对缺口线与针刺相对位置更为敏感,且缺口线与针刺纤维束平行时断裂韧性最差;针刺纤维束与0°和90°无纬布铺层交叉部位相对薄弱,原材料抗剪能力削弱。