关键词： 针刺陶瓷基复合材料   X射线显微镜   孔隙缺陷表征   多尺度建模   弹性性能  

摘要： 针刺陶瓷基复合材料在航空航天等热端结构上具有广泛应用前景，但在预制、沉积等过程中产生的制造缺陷导致其性能分散性大，难以准确预测其力学行为。本文基于X射线显微镜和三维图像重构技术，结合概率拟合方法，对材料孔隙缺陷的尺寸和结构特征进行参数化表征，发现网胎层孔隙率高于单向层，且网胎层孔隙等效直径大于单向层，但长宽比小于单向层。采用椭球拟合和多尺度建模方法，对材料的弹性性能进行了预测和分析，预测结果与实验结果相差约3.1%，具有较好的准确性。通过对孔隙参数的讨论发现：单向层孔隙在分布方向上具有较好的统一性，对纤维束长度方向弹性性能的削减程度低于其他方向；相较而言网胎层具有较高的孔隙率，通过改善工艺参数，降低网胎层孔隙率有利于进一步提高材料整体的弹性性能。

关键词： 陶瓷基复合材料   纤维损伤   烧结助剂   力学性能   界面反应  

摘要： 在制备Csf/SiC-BN-ZrC-ZrB2多相陶瓷基复合材料时，如何有效促进其烧结致密化过程，同时减少对碳纤维的损伤一直是该复合材料工程应用中面临的一大难题。通过在原料中添加B4C-Cg、Al2O3-Y2O3、酚醛树脂等烧结助剂，采用热压工艺制备了Csf/SiC-BN-ZrC-ZrB2复合材料。采用XRD、SEM、EDS、力学性能测试等方法详细研究了烧结助剂类型及含量对复合材料微观组织、力学性能、碳纤维结构等的影响规律。结果表明，添加B4C-Cg（2 wt.%）能够在一定程度上缓解碳纤维受到的损伤，复合材料的断裂韧度达7.39 MPa·m1/2，且呈现非脆性断裂模式。当B4C-Cg的含量为4 wt.%时，过量的烧结助剂无助于复合材料力学性能的继续提高，也无法更加有效地避免碳纤维受到的侵蚀损伤。添加酚醛树脂加大了碳纤维与陶瓷基体之间分散的难度，纤维出现严重的团聚、架桥等现象，致使复合材料力学性能下降。添加Al2O3-Y2O3能显著提高复合材料的弯曲强度(σbb=147.45 MPa)，但生成的YAG相对碳纤维侵蚀严重，纤维的拔出长度较短且表面粗糙，复合材料的断裂韧度为6.94 MPa·m1/2。添加B4C-Cg可以适当消除陶瓷粉体表面的氧化膜和杂质，促进原子扩散和复合材料致密化，同时能够在一定程度上减轻碳纤维受到的反应侵蚀损伤现象。

关键词： 陶瓷基复合材料   火焰筒   热疲劳性能试验   航空发动机  

摘要： 为了更准确评估陶瓷基复合材料全环火焰筒的热疲劳性能,考核陶瓷基构件与金属件之间的连接件设计能否满足使用要求,开展了燃油流量循环控制时序的火焰筒热疲劳试验。根据试验特点和要求,制定了试验所需的燃油流量控制方案、试验过程风险控制方法、数据录取方式及处理方法等。在陶瓷基复合材料全环火焰筒上开展了2个燃油流量循环控制时序、200次循环的热疲劳试验。结果表明:燃油流量控制方案、试验过程风险控制方法、数据录取方式及处理方法等能够满足火焰筒热疲劳试验的要求;在试验工况下,火焰筒壁温最高为1010℃;经过400 min的热疲劳试验,火焰筒及连接件未损坏,证明陶瓷基复合材料全环火焰筒在试验工况下的可靠性高。

关键词： 国防科技工业   热结构材料   陶瓷基复合材料   航空航天   自主可控   关键材料   研究和应用   装备  

摘要： 陶瓷基复合材料作为先进热结构材料,具有高强度、耐高温、轻质等特点,是影响航空航天重要装备核心性能的关键材料之一。面向国防科技工业需求,推动该材料研究和应用对保障重要装备跨代发展和关键材料自主可控至关重要。

关键词： 飞行器   陶瓷基复合材料   热防护结构   轻量化结构  

摘要： 高马赫数飞行带来的极端服役环境对新一代高速飞行器的材料、结构设计提出了更加严苛的要求,本文从"选、用、评"三方面对陶瓷基复合材料在飞行器结构设计中的应用进行综述,进而提出未来发展方向,为飞行器陶瓷基复合材料结构设计提供参考.全面综述了陶瓷基复合材料在不同应用场景下的选取准则及相应制备方法,系统介绍了陶瓷基复合材料在飞行器结构中的典型应用,分析了近服役工况下材料的评价准则及地面实验方法.为满足未来飞行器需求,提出需要结合计算机辅助优化技术和创新制备方法,提高陶瓷基复合材料的耐温和抗疲劳性能;发展高可靠、长寿命的连接技术和一体成型设计方案,充分发挥材料优势;开发多物理场耦合作用下的原位表征技术,以获得陶瓷基复合材料在实际使用中的性能演化行为,为飞行器轻量化结构设计提供可靠依据.

关键词： 陶瓷基复合材料   熔渗法   涡轮动叶   榫头   分层缺陷  

摘要： 陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)涡轮动叶榫头是动叶装配与承受离心载荷的关键。为了研究熔渗工艺制备CMC榫头在叶片旋转径向拉伸载荷下的力学行为,验证榫头内部质量对其静拉伸强度与破坏模式的影响,设计并制备燕尾形CMC高压涡轮动叶榫头元件试件,对其进行单轴静态拉伸实验,采用X射线CT无损检测对实验前试件内部质量进行扫描,采用DIC与声发射方法对实验过程进行监测。结果表明:燕尾形CMC榫头在单轴静态拉伸下保持完好接触,其静态拉伸强度与破坏模式对其内部质量(尤其是分层缺陷)非常敏感。试件不含分层缺陷时,损伤起始于榫头颈部,并迅速扩展,损伤起始载荷与最大破坏载荷接近,断口呈横向锯齿状;试件内部含分层缺陷时,损伤起始于缺陷,分层逐渐扩展并导致试件断裂,损伤起始载荷下降99.05%,最大破坏载荷下降14.29%,断口位置与分层缺陷一致。

关键词： 陶瓷基复合材料   反应熔渗工艺   孔隙结构   多物理场耦合  

摘要： 陶瓷基复合材料结合了碳材料和陶瓷材料的性能优势，成为航空航天领域重要的热结构材料。反应熔体渗透法是制备陶瓷基复合材料的主要工艺，其过程是高温熔体通过毛细作用进入到多孔碳预制体中，与碳基体发生化学反应生成陶瓷相并嵌入到孔隙中，从而实现高效致密化。但由于熔渗过程伴随着高温高活性和短时剧烈的热物理化学相互作用，这使得实验观察和工艺参数调控充满挑战。本文基于反应熔渗工艺特性，考虑不同孔道之间的窜通特性，区别单孔结构与双孔结构的预制体微结构特征，构建更接近真实预制体孔隙结构的反应熔渗多物理场模型，模型预测温度值与实验值误差在3%以内，同时熔渗深度预测值在反应前期与实验值误差在3%以内，整体预测精度远优于Washburn方程及其修正形式；最后讨论了孔隙结构模式对反应熔渗过程温度分布和反应速率分布的影响，发现双孔结构模式更有利于反应性熔体的渗入。本研究提供了一种多孔碳介质内反应性熔体渗透过程的多物理场耦合方法，为陶瓷基复合材料反应熔渗工艺优化提供了理论依据。

关键词： 陶瓷基复合材料   航空发动机   燃烧室   涡轮   排气系统   适航   符合性验证  

摘要： 陶瓷基复合材料（Ceramic-Matrix Composite， CMC）继承了陶瓷材料耐高温、抗腐蚀等优点，克服了陶瓷材料的脆性，相较于高温合金密度更低、高温持久强度更优、可设计性更强，是新一代航空发动机热结构的理想材料。欧美等发达国家自20世纪80年代，经过上百万小时的测试、考核与验证，已经证明CMC代替高温合金的革命性改变已经到来。本文系统分析了CMC多种制备工艺及物理/力学性能，CMC在航空发动机燃烧室、涡轮、排气系统热端部件的结构设计、部件考核以及工程应用等，建立了CMC制备工艺、材料性能、部件设计与工程应用之间的关联关系。从适航角度出发，给出了CMC部件的适航认证要求、适航性设计及符合性验证方法等，并针对法国SAFRAN公司的CMC混合器和中心体、美国GE公司的CMC涡轮外环等进行了案例分析。

关键词： 增材制造   墨水直写成型   陶瓷基复合材料   航空航天  

摘要： 先进陶瓷及其复合材料凭借优异的性能已被广泛应用于航空航天领域，目前采用三维打印技术实现这类材料的快速低成本制备成为核心问题。与传统工艺相比，现有三维打印陶瓷材料普遍面临着脆性特征明显及损伤容限能低的问题，因此纤维复合陶瓷材料的三维打印技术成为研究热点。综述了近年来国内外基于墨水直写技术制备纤维强韧陶瓷基复合材料的技术路线及特点，围绕这类材料的组成成分、工艺路径与力学性能的关系，综合分析了不同陶瓷墨水的设计、纤维引入的方式、致密化工艺的选择、打印构件关键性能之间的有机联系，指出了当前的主要问题并对未来研究方向进行了展望。

关键词： 陶瓷基复合材料   单胞模型   随机损伤   概率分布   非参数方法  

摘要： 陶瓷基复合材料（CMCs）在使用过程中会产生纤维拔出、基体裂纹等内部损伤，进而对编织CMCs的力学性能造成影响。面向2.5维SiC_f/SiC编织CMCs，分别建立纤维束的微观有限元模型和编织CMCs的细观有限元模型；考虑内部损伤数量及位置的随机性，建立细观模型的力学性能参数的概率分布，研究损伤率对材料强度及杨氏模量的影响规律；通过参数方法和非参数方法同时拟合考虑内部损伤随机性的CMCs力学性能参数的概率分布。结果表明：随着损伤率的增加，编织CMCs强度的下降速率快于刚度；非参数方法获得的经向强度和杨氏模量概率密度函数曲线与样本直方图吻合较好。