关键词： 陶瓷基复合材料   界面层   微区力学行为   界面剪切强度  

摘要： 作为热结构材料,陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)在航空航天领域应用潜力巨大。连续纤维的引入解决了陶瓷脆性大的问题,而纤维与基体间微小区域——界面层的设计是保证CMC具有高韧性的关键。一直以来相关研究主要集中于界面层与CMC宏观力学性能之间的关系,受限于表征难以深入研究界面层微区力学行为的困难。随着微纳力学测试与聚焦离子束(focused ion beam,FIB)技术的发展,近些年来对于CMC界面层结合强度以及其失效行为的表征逐渐增多。在此基础上,本文综述CMC中界面层的作用以及界面剪切强度的影响因素与调控机制,同时汇总当下通过直接或间接手段测试界面剪切强度的方法,重点总结微纳力学手段下纤维push-out/push-in以及微柱压缩等方法的适用条件以及差异,报道这些方法在界面区失效机制研究方面的进展,并指明尚存在的一些问题。其中,纤维pushout/push-in可以反映基体应力作用对界面剪切强度的影响,但测试结果可能受到外部因素的影响;而微柱压缩测试则更多地反映界面层本征特性,无法反映基体应力对界面剪切强度的影响,也无法反映纤维拔出过程。最后展望未来的研究方向:进一步拓展界面微区力学行为的表征方法,同时确定微区力学与宏观力学性能间的影响机制并建立模型,最终实现CMC的界面层优化。

关键词： 热结构材料   陶瓷基复合材料   陶瓷基体   增韧补强   结构单元   连续纤维   高熔点   断裂行为  

摘要： 连续纤维增韧陶瓷基复合材料的出现成功解决了由于陶瓷脆性大,限制其作为热结构材料使用的问题,是目前最有发展前景的热结构材料之一。通过连续纤维、界面和基体等结构单元的合理设计,可有效实现对陶瓷的增韧补强,使陶瓷基复合材料既保持陶瓷基体固有的优异特性(低密度、高熔点、耐腐蚀等),又可以具有类似金属的断裂行为,对裂纹不敏感,不发生灾难性破坏,满足热结构材料的应用需求。

关键词： 陶瓷基复合材料   编织角度   截面尺寸   气膜冷却   各向异性   导热系数  

摘要： 针对陶瓷基复合材料（CMC材料）在航空发动机高温部件中应用时的冷却需求，考虑到CMC材料内部非均质非均匀结构和热物性特征与均质金属材料的巨大差异，探究了CMC材料编织结构几何参数对气膜综合冷却效果的影响，研究中以三维五向编织CMC材料为例，建立了反映材料内部细观编织结构的平板气膜全尺寸计算模型，从细观纱线尺度引入各组分热物性参数，计算分析了不同编织角度和纤维束截面尺寸等几何特征参数对气膜综合冷效的影响规律。研究结果表明，纤维束由于导热系数相对较高成为平板内部的主要热量传输通道，编织角发生变化时纤维束方向也随之改变，进而影响材料内部热量传输通道及整体各向异性等效导热系数。本文计算工况下，在气膜孔下游0-10D（D为气膜孔直径）区域，编织角度为40°时气膜综合冷效相对较高；在远离气膜孔区域，气膜板的冷却效果随着编织角度的增大而减弱。纤维束截面尺寸的改变对气膜综合冷效的影响较小，但是随着纤维束截面尺寸的增加，平板内部温度更加均匀。

关键词： 超声振动加工   陶瓷基复合材料   超声振动系统   超声振动辅助磨削   旋转超声加工  

摘要： 陶瓷基复合材料具有高硬度、高强度、高耐磨性和耐腐蚀性等一系列优点,在航空航天、特种防护等领域具有极大的应用前景,同时陶瓷基复合材料的高精度高效率加工依靠传统机械生产方式难以实现。超声振动辅助加工技术在陶瓷基复合材料的深小孔、薄壁和复杂型面加工等领域应用日益广泛,并形成了特有的行业体系,是精密、超精密制造领域发展的重要方向。针对近年来陶瓷基复合材料的超声振动辅助加工技术的发展状况,概述了陶瓷基复合材料和超声振动系统的研究现状,系统介绍了陶瓷基复合材料加工领域超声振动辅助磨削、钻削以及旋转超声加工和微细超声加工的应用和研究现状,并对超声振动辅助加工技术的应用趋势进行了总结和展望。

关键词： 碳纳米管   陶瓷   复合材料   性能提升  

摘要： 总结了碳纳米管增强陶瓷基复合材料的类型、制备方法、性能和应用前景等.在碳纳米管增强陶瓷基复合材料中,增强材料可分为短碳纳米管、长碳纳米管以及单壁碳纳米管、多壁碳纳米管等;陶瓷基体主要有氧化物陶瓷、碳化物陶瓷、氮化物陶瓷、硼化物陶瓷.碳纳米管引入陶瓷基体的方法主要包括物理混合、碳纳米管表面改性处理、湿式化学合成和化学气相沉积法等;复合材料烧结方法主要包括常压烧结、热压烧结、真空烧结、放电等离子体烧结法等.碳纳米管可以显著改善陶瓷的脆性,增强其强度、韧性、耐磨性、导电和导热性能.该材料可应用于结构材料、电子器件、生物医学等领域.在未来研究中,可从制备方法的优化、碳纳米管的分散、复合界面的控制、可持续发展和循环经济、增强材料的多功能性等方面进一步展开探索.

关键词： 反应熔渗   陶瓷基复合材料   梯度材料   微观结构   烧蚀性能  

摘要： 为了获得高性能的Zr基超高温复合材料，本文利用反应熔渗工艺，通过改变原料的铺制方式得到Zr基超高温梯度复合材料。本文研究了原料的铺制方式对梯度Zr基超高温复合材料的微观结构和烧蚀性能的影响。结果表明，当改变熔渗原料的成分比例时，梯度Zr基超高温复合材料的梯度结构将不同，当Zr/Mo/Si层厚度分别为6/4/12 和8/2/12mm时，样品中SiMoZrC固溶体的含量沿着熔渗方向增加和减少。本文将梯度样品在3000 ℃的氧乙炔火焰下烧蚀40s，当样品的熔渗原料状态为粉末，Zr/Mo/Si层厚度为6/4/12 mm时，材料的抗烧蚀性能最好。

关键词： 陶瓷基复合材料   纺织   损伤断裂   无损检测   原位试验  

摘要： 利用4D X射线CT原位拉伸试验和深度学习技术，表征拉伸作用下准各向同性铺层缎纹C/SiC的损伤失效过程，揭示(0°/90°)铺层拉伸和(±45°)铺层剪切耦合作用的材料损伤演化机理。基于深度学习图像分割方法对载荷作用下基体裂纹、分层等损伤进行智能识别，提取损伤特征开展定量分析，结合断口形貌探究损伤与失效机理。研究发现：基体裂纹中±45°斜裂纹占主要部分，演化过程为初期裂纹不断扩展；横向裂纹虽然少于斜裂纹，但其长度和裂纹张开位移发展快；基体裂纹沿层间界面偏转诱发分层。(0°/90°)缎纹铺层组织点区90°纤维束出现横向开裂，浮长区伴随纤维束弯曲；组织点区0°纤维束发生断裂，浮长区伴随纤维束纵向劈裂。(±45°)缎纹铺层发生-45°(或+45°)纤维束斜向劈裂和相对错动，同层+45°(或-45°)纤维束则发生纤维束断裂，伴随纤维桥连弯曲。

关键词： SiC   /SiC复合材料   原位监测   数字图像相关   声发射   显微计算机断层扫描   综述  

摘要： 连续SiC纤维增强SiC(SiCf/SiC)复合材料具有高比强度、高比模量、耐高温、耐辐照等优点,在先进航空发动机热端部件和核反应堆包壳等领域具有广阔的应用前景。SiCf/SiC复合材料具有纤维、界面、基体等复杂的多尺度结构,其服役环境苛刻、损伤失效过程复杂,深刻理解与准确分析其在近服役环境下损伤失效模式对于材料和构件的可靠服役具有重要意义。传统的“事后分析”方法无法获取材料在复杂服役环境下的损伤失效过程数据,因此迫切需要发展面向高温服役环境的复合材料原位表征测试技术。本文介绍了基于扫描电子显微镜、数字图像相关、显微计算机断层扫描、声发射、电阻等原位监测方法的基本原理、优势与局限性,重点讨论了以上各种原位监测方法及多种原位监测方法联用在SiCf/SiC复合材料高温环境力学表征中的最新研究进展。最后,总结了SiCf/SiC复合材料高温环境原位监测技术存在的挑战,并对多种原位技术联用、太赫兹辐射等新型检测技术、复杂构件的损伤原位监测方法等未来发展方向进行了初步展望。

关键词： SiC   /SiC复合材料   原位监测   数字图像相关   声发射   计算机断层扫描   综述  

摘要： 连续SiC纤维增强SiC(SiCf/SiC)复合材料具有高比强度、高比模量、耐高温、耐辐照等优点，在先进航空发动机热端部件和核反应堆包壳等领域具有广阔应用前景。SiCf/SiC复合材料具有纤维、界面、基体等复杂的多尺度结构，其服役环境苛刻、损伤失效过程复杂，对其在近服役环境下损伤失效模式的深刻理解与准确分析对于材料的精准设计和构件的可靠服役具有重要意义。传统的“事后分析”方法无法获取材料在复杂服役环境下的损伤失效过程数据，因此迫切需要发展面向高温服役环境的复合材料原位表征测试技术。本文介绍了基于扫描电子显微镜、数字图像相关、计算机断层扫描、声发射、电阻等原位监测方法的基本原理、优势与局限性，重点讨论了以上各种原位监测方法及多种原位监测方法联用在SiCf/SiC复合材料高温环境力学表征中的最新研究进展。最后，总结了SiCf/SiC复合材料高温环境原位监测技术存在的挑战，并对多种原位技术联用、太赫兹等新型检测技术、面向复杂构件的损伤原位监测方法等未来发展方向进行了初步展望。

关键词： 航空发动机   涡轮导向叶片   前缘冷却   陶瓷基复合材料   数值仿真  

摘要： 为了加速推进我国高推重比航空发动机研制进程,突破已有高温合金+气膜冷却架构对涡轮叶片承温能力的限制,以及解决陶瓷基复合材料(CMC)涡轮叶片制造难度过大的问题,本文提出了一种在涡轮导向叶片前缘镶嵌CMC铠甲的热防护方案,并通过多工况下的数值仿真,研究了其与典型气膜冷却相比在流动和传热上的差异。相较于后者,在相同的冷气压比1.03下,采用该CMC铠甲结构可以使得冷气质量流量显著降低58%;同时可以利用CMC铠甲与冷气的共同作用,使前缘区的叶片基体冷却效率由0.50显著提升至0.85;通过研究CMC材料导热系数对其自身温度分布影响,探讨了避免铠甲失效的极限燃气温度,相对保守的结果为2017K。有望通过对CMC材料和铠甲结构的进一步性能优化来满足第五代先进航空发动机的需求。