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对固体火箭发动机粘接界面试验件进行了不同湿热条件下的加速老化试验,并测量了不同老化时间粘接界面的扯离强度,描述了湿热老化试验和性能测试中的试验现象,结合复合材料微粘接结构吸湿规律对试验现象和撤离强度随老化时间变化曲线进行了分析.研究结果表明:衬层推进剂粘接界面是固体火箭发动机粘接结构中最薄弱环节,应予以重点考虑;湿热老化促进了环境水分从衬层-推进剂界面向推进剂内部的扩散和渗透,致使弱边界层向推进剂内部扩展,导致了衬层-推进剂界面粘接强度的降低.试验件平均扯离强度随老化时间呈下降趋势,中间有一个强度趋于稳定的平台期. 相似文献
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基于热模拟机GLEEBLE1500,以AZ31为研究对象进行热压缩实验,获得材料的应力-应变曲线。用金相显微镜对不同温度及应变速率下的金相进行观察分析,并对比分析热压缩前后的微观组织。同时分析了不同温度及应变速率下材料的力学行为,其行为属于典型的动态再结晶型。当热压缩温度为350℃和400℃时,材料强度随应变速率增大而增大,且加工硬化也增大。当应变速率为0.01和0.1/s时,随着变形温度的升高,材料的应力逐渐降低。在不同温度下,应变速率为0.01/s时的应力比应变速率为0.1/s时的应力要低。 相似文献
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TA15钛合金高温压缩变形行为与组织研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用圆柱试样在Gleeble3500型热模拟机上对TA15钛合金进行等温热压缩实验研究。通过实验获得了该种材料在不同工艺参数下的真应力-应变曲线以及其变形过程中的微观组织形貌,并采用电子背散射衍射(EBSD)技术对TA15合金的热压缩变形织构进行研究。实验结果表明,TA15钛合金在高温变形时,其他工艺参数相同下,变形温度降低,应变速率升高,流动应力升高。变形过程中,在相变点以下,软化机制以动态再结晶为主,相变点以上软化机制主要以动态回复为主。不同变形条件下分别存在再结晶织构和形变织构。 相似文献
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王继刚%郭全贵%刘朗%翟更太%宋进仁 《宇航材料工艺》2002,32(1):38-41
以酚醛树脂(PF)为基体原料,以含B、Si的陶瓷为改性填料制备高温粘结剂并对石墨材料进行粘接。结果表明,高温粘结剂对石墨材料具有较为理想的粘接性能,陶瓷填料有效改善了高温处理后接头的体积收缩现象,并在粘接界面处形成了较强的化学键合力。 相似文献
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为研究多胞结构胞元间的粘接条件对结构耗能特性的影响,将碳纤维增强环氧树脂复合材料方管采用环氧树脂胶以不同粘接条件粘接在一起形成多胞结构,并进行了准静态压缩试验,分析了不同粘接条件下多胞结构的压缩破坏模式和耗能特性。研究结果表明:胞元间采用侧面粘接或底部粘接的方法可提高多胞结构的耗能特性;粘接底部比侧面粘接对多胞结构的耗能量和压缩载荷的影响更大;完全粘接试件的平均压缩载荷、耗能量和比吸能均最大。对于三胞结构而言,品字型三胞结构的耗能特性比L型三胞结构耗能特性更优。 相似文献
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Ti-45Al-5Nb-0.3Y合金的等温热变形模拟及包套锻造 总被引:2,自引:0,他引:2
采用Gleeble-1500热力模拟机对Ti-45Al-5Nb-0.3Y (at%)合金在不同温度和变形速率下的流变应力进行了实验研究,并对此材料进行了包套锻造,分析了变形组织及压缩性能.结果显示,TiAl合金的真应力-真应变曲线显示典型的动态再结晶软化特征,流变应力随应变速率的升高和变形温度的降低而升高,在1200℃/0.01s-1条件下变形后试样外观质量好;利用Zener-Hollomon参数计算了此合金的热变形激活能,Q=399.5kJmol-1;在α γ双相区一次包套锻造,总变形量达70%,锻坯质量良好,锻后组织由大量弯曲、破碎的层片,细小的再结晶晶粒及少量平直层片组成,动态再结晶主要发生在原层片晶团的界面处,经1150℃/80min热处理后,合金发生广泛的再结晶形成了大量细小均匀的等轴γ晶粒,平均晶粒尺寸约为10μm,但仍有少量残余层片存在;室温压缩实验表明,锻造后合金的强度和塑性提高,这与锻造后显微组织的细化有关. 相似文献
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对基于真空气压浸渗法制备的三维五向、三维正交、叠层穿刺和2.5D浅交直联4种不同编织结构Cf/Al复合材料,分别在350℃和400℃下进行压缩试验,分析其高温压缩性能以及温度对复合材料压缩性能的影响,并进一步利用SEM观察叠层穿刺结构的断口形貌,探讨其压缩失效机理。结果表明,不同编织结构的复合材料在高温环境下压缩性能差异较大,三维正交结构的压缩强度最高,在350℃和400℃下分别为351.4 MPa和288.6 MPa;2.5D浅交直联结构的压缩强度最低,分别为87.3 MPa和52.2 MPa。同时不同编织结构的Cf/Al复合材料高温稳定性也存在较大差异,当温度由350℃升高到400℃时,2.5D浅交直联结构的压缩强度下降幅度较大,约为40.2%,其高温压缩稳定性较差;叠层穿刺结构的压缩强度下降幅度较小,约为4.0%,其高温压缩稳定性较好。叠层穿刺结构复合材料的高温压缩失效过程根据切线模量特征可分为两个阶段:第一阶段基体合金承受主要载荷,第二阶段基体与增强纤维共同承受载荷。 相似文献
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划痕法表征TD处理制备的VC涂层界面结合强度 总被引:2,自引:0,他引:2
为了测定碳化钒(VC)涂层与基体之间的结合强度,分析涂层与基体的结合机制,采用热扩散(TD)处理在冷作模具钢Cr12MoV表面制备了VC涂层,通过扫描电镜(SEM)观察了其表面与界面形貌,利用能谱议(EDS)分析了结合界面的V、C元素的分布,用划痕法测定了涂层与基体的界面结合强度,并对涂层失效机理进行了分析.结果表明,经TD处理制备的VC涂层与基体结合界面为成分梯度界面,二者结合面为成分含量呈梯度变化的过渡层,V元素含量从表面到基体逐渐下降,而C元素含量逐渐上升;其结合界面处化学元素相互结合,形成冶金结合,测得涂层与基体的结合强度平均值为45.7 N;涂层失效形式为界面层的压裂,其结合强度主要与VC涂层残余压应力有关. 相似文献
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利用分离式霍普金森压杆(split Hopkinson pressure bar,SHPB)实验系统和高速摄像技术对三维五向碳/环氧编织复合材料的动态压缩特性进行研究。通过对编织角为22.3°的试样分别进行沿纵向和横向方向的冲击压缩实验,得到材料在200~1200 s-1应变率范围内的应力应变曲线,并结合高速摄像记录的动态压缩过程,对不同应变率下材料在高速变形下的渐进破坏规律进行分析。同时,综合试样的宏观破坏特征和微观断口形貌特征,进一步分析材料的破坏模式及破坏机理。结果表明:随着应变率的增加,材料在纵向和横向均具有一定的应变率强化效应,在横向方向的应变率强化效应更为显著;不同加载方向下材料的渐进破坏过程、应力应变曲线特征以及破坏方式均具有明显差异,且随着应变率的增加而发生改变。 相似文献
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常见高性能热防护材料的力学性能较为薄弱,这成为了飞行器热防护系统发展的瓶颈。因此,如何设计热防护材料,使其具有良好隔热效果同时兼具足够的承载能力,成为当前的研究热点。本文针对碳/碳多孔防热复合材料进行了单轴压缩实验,获得了其压缩应力—应变曲线,研究了其压缩变形特征及相应的失效模式,并通过SEM观测变形前后的材料细观结构,分析了材料内部的细观变形机制,也为进一步建立表征材料内部细观结构特征的有限元模型和进行数值模拟研究奠定了实验基础。实验结果表明:材料内部纤维主要沿面内随机分布,呈现出明显的分层现象。受其结构的影响,该材料面内方向力学性能比厚度方向优越。 相似文献
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为表征微球含量对碳泡沫复合材料的影响,以自制热固性酚醛树脂与不同体积分数的酚醛空心微球配比混合,采用模压成型法,制备酚醛泡沫材料;再将其在Ar气保护下高温碳化处理,得到微球型碳泡沫复合材料;研究碳泡沫复合材料的微观结构及空心微球的体积分数对碳泡沫的压缩性能、断裂韧性的影响。结果表明:随着空心微球含量的增加,复合材料的压缩断裂特征由梯度式脆性断裂模式向假塑性断裂模式转变,其断裂韧性也得到了明显改善;空心微球含量为80v01.%的碳泡沫韧性最佳;适当提高空心微球含量,可改善碳泡沫的比压缩强度,空心微球含量为70v01.%的碳泡沫的比压缩强度可达43.32MPa·cm3·g-1。 相似文献