C/SiC复合材料喷嘴冲蚀磨损性能及其机理研究

为验证C/SiC复合材料喷嘴在液-固两相流实际环境中的应用可行性,采用化学气相沉积工艺和先驱体浸渍-裂解工艺制备了C/SiC复合材料喷嘴的,并充分结合工程化应用背景需求,对C/SiC复合材料喷嘴在实际应用环境中进行长寿命考核。基于C/SiC复合材料喷嘴在实际应用考核过程中表现出的冲蚀磨损特征,采用SEM手段分析了C/SiC复合材料喷嘴不同位置在液-固两相流中微观结构演变特点,并对其冲蚀磨损机理进行探讨。结果表明:C/Si C复合材料喷嘴从试验件入口段到出口段表现出逐渐加剧的冲蚀磨损程度,冲蚀磨损方式主要由冲蚀凹坑和热应力"崩块"组成,而"偏磨"现象产生的主要原因为C/SiC复合材料各向异性和液-固两相流的不均匀性所致。     

200N Cf/SiC复合材料推力器研制

为了研制Cf/SiC复合材料推力器,对Cf/SiC复合材料物理性能进行了试验研究,测试了Cf/SiC复合材料在空间复杂环境下的适应性及力学性能;采用化学气象沉积法制备抗氧化涂层;采用自动缠绕成型工艺制备Cf/SiC复合材料喷管;采用Ti-Ni复合钎料进行了高温钎焊试验,获得了最优的钎焊工艺参数,完成了Cf/SiC复合材料与金属铌的钎焊连接;制备了试验样机并进行了热试车考核.结果表明,Cf/SiC复合材料在经历各种空间环境后,仍可保持良好的力学性能,涂层具有较好的抗氧化能力.热试车过程中,稳态试车室压平稳,脉冲工作时,推力器响应迅速,脉冲一致性好;燃烧效率达到设计要求,钎焊缝结构完好,Cf/SiC复合材料喷管无明显烧蚀,热试车圆满成功.     

腐蚀对sic/Al(L2)和sic/Al-Ni复合丝力学性能的影响~①

本文对SiC/Al(L2)和SiC/A1-Ni复合丝在蒸馏水和在3.5％NaCl溶液中的耐腐蚀性能进行了研究。通过测试腐蚀前后复合丝的抗拉强度,利用气相色谱、发射光谱、X射线衍射等手段分析腐蚀气体和腐蚀产物,观察金相和扫描电镜下形貌的变化,发现SiC/A1复合丝在室温蒸馏水中36天、50℃和75℃蒸馏水中各15天浸泡后,其抗拉强度基本保持不变,说明该类复合材料对潮湿环境具有良好的耐腐蚀性能;SiC/A1-Ni复合丝在3.5％NaC1溶液中浸泡后,其抗拉强度随溶液温度升高和时闻延长而逐渐下降;其腐蚀主要是选择性腐蚀,其次是孔蚀和缝隙蚀。     

C/SiC复合材料热辐射性能研究

利用稳态量热计法和傅里叶红外光谱仪分别测定了C/SiC复合材料在90℃时的半球向总发射率和室温法向光谱反射率.研究了纤维预制体编织方式、涂层厚度及表面形貌对C/SiC复合材料热辐射性能的影响.结果表明,3D C/SiC复合材料的热辐射性能优于2D C/SiC.2D C/SiC的总发射率为0.78,3D C/SiC达到0.82;SiC涂层厚度对C/SiC复合材料的热辐射性能影响很大,随着SiC涂层厚度的增加,C/SiC总发射率先降低后上升,最高值可达0.85;表面抛光后C/SiC复合材料热辐射性能有所下降,2D和3D C/SiC总发射率分别为0.74和0.75.     

薄界面3DC/SiC复合材料的热震损伤机制

为了研究薄界面3D C/SiC复合材料的热震行为,利用高频加热器在氩气保护环境中进行了700～1200℃的热震试验,然后基于热震试验后复合材料微结构变化和剩余强度变化,结合热应力的计算,确定了薄界面3D C/SiC复合材料的热震损伤机制.研究发现,在700～1200 ℃之间热震时,薄界面3D C/SiC复合材料会发生基体开裂和界面脱粘.基体开裂与裂纹扩展导致复合材料强度降低,界面脱粘导致复合材料强度提高.薄界面3D C/SiC复合材料的基体裂纹在热震50次左右达到饱和,裂纹饱和前,强度逐渐降低;裂纹饱和后,强度逐渐提高.     

SiC对C/C-ZrC-SiC复合材料的微观形貌、烧蚀及热物理性能的影响

为了研究SiC及其前驱体聚碳硅烷对聚合物浸渍裂解法(PIP)制备的C/C-ZrC-SiC复合材料的影响,本文以聚碳硅烷和有机锆分别为SiC和ZrC的前驱体,利用PIP法制备了C/C-ZrC和C/C-ZrC-SiC两组复合材料,采用扫描电子显微镜(SEM)和X射线衍射仪(XRD)对材料的微观结构进行分析,在氧乙炔环境下考核了复合材料的抗烧蚀性能,并选用热分析仪对两组材料的热物理性能进行对比分析。结果表明,聚碳硅烷因其较高的SiC产率可以提高C/C-ZrC-SiC复合材料中陶瓷基体的致密程度,其产物SiC改善了陶瓷基体与碳基体的界面结合状态。氧乙炔烧蚀120 s后,与C/C-ZrC相比,SiC的加入使C/C-ZrC-SiC表现出更优异的抗烧蚀性能,主要归功于烧蚀中心表面熔融ZrO_2保护层和烧蚀边缘致密SiO_2层的形成。此外,SiC有利于提高材料的导热性能,同时降低其热膨胀系数。     

C/SiC复合材料在高能HAN发动机上应用研究

针对高能硝酸羟胺(HAN)发动机特点,联合国防科技大学与贵研铂业股份有限公司研发了新型C/SiC复合材料身部,并进行地面试验。试验结果表明,C/SiC复合材料身部结构完好,表面HfO_2基环障涂层较完整,未出现显著开裂、剥落,涂层效果明显,保证了HAN单元发动机工作寿命。本研究为C/SiC身部在HAN单元发动机上工程化应用提供参考。     

界面改性对混杂基C/SiC复合材料性能的影响

通过界面设计与实验研究,对C/SiC材料进行C/SiC/C多层涂层界面处理,实现了保护纤维和提高复合材料韧性及调节机械性能的多重目的.同时还研究了界面涂层前后纤维表面处理对复合材料性能的影响,结果表明,对增强体进行界面涂层处理和"酸处理",适当强化弱界面,起到了提高复合材料高温强度保留率和增韧的目的,酸处理+CVD-C/SiC/C界面涂层的C/SiC 复合材料的高温强度保留率达到90%;进行了C/SiC/C界面涂层的C/SiC 复合材料的断裂韧性高达20.72 MPa·m1/2,较未进行界面涂层的C/SiC 复合材料的断裂韧性提高了31.8%.     

C/C复合材料SiC/mullite-Si-Al_2O_3复合涂层微观结构及防氧化性能研究

采用原位生成法在C/C复合材料SiC内涂层表面制备了mullite(莫来石)-Si-Al2 O3抗氧化涂层.采用XRD、SEM分析了涂层的物相组成和微观结构,并测试了SiC/mullite-Si-Al2 O3复合涂层的抗氧化性能.结果表明,外涂层主要由mullite、Si和Al2O3三相组成;涂层致密无裂纹;SiC/mullite-Si-Al2 O3复合涂层在1500℃静态空气中等温氧化75 h后,试样失重仅为4.6%,防氧化性能明显优于单一的SiC内涂层.     

C/SiC材料主被动氧化烧蚀机理及计算方法研究

基于热化学平衡方法建立了任意比例C/SiC材料的主被动氧化烧蚀模型，开展了C/SiC材料氧化烧蚀机理的计算研究，并基于典型材料烧蚀试验结果进行了充分验证。计算结果表明，C/SiC材料的氧化烧蚀特性取决于表面温度、氧分压以及组分等因素，可能会出现主动氧化和被动氧化两种破坏机制，目前的烧蚀模型能够预测出任意比例C/SiC材料两种氧化烧蚀机制的转换过程；SiC含量对C/SiC材料的氧化烧蚀特性有明显的影响，随着SiC含量的提升，主/被动氧化转换临界分压会减小，材料的抗氧化性能越好；但当材料均处于主动氧化阶段时，SiC含量越高材料的无量纲烧蚀速率越大，材料的抗烧蚀性能减弱。     

C/SiC材料在模拟空天往返条件下的可重复使用性能评估

针对飞行器空天往返、多次使用的发展需求,以2D C/SiC材料为对象,选择开放大气模拟环境、800 ℃温度条件开展了常/高温拉伸试验、以及常温→高温→降温循环变化历程下拉-拉疲劳的耦合试验,得到不同的力学性能规律,分析了影响材料表面涂层完整性的控制因素及转化点。表明C/SiC材料具有优良的高温静态持续强度性能,但在常-高温循环变化历程下的疲劳性能明显衰减。采用剩余刚度衰减模型,提出了力-热-氧耦合时考虑常-高温循环历程影响因素、以及氧化尺寸效应影响的疲劳剩余性能评估方法。     

改性先驱体制备C/SiC复合材料性能研究

采用交联剂对聚碳硅烷(PCS)先驱体进行改性,以改性先驱体配置溶液制备了C/SiC复合材料。在制备过程中,由于改性先驱体较高的陶瓷产率,缩短了复合材料基体致密化周期,气孔率降低到7.2%,密度提升到2.01 g/m~3。在改善试样显微结构的同时,改性先驱体能够明显提升C/SiC复合材料力学性能,弯曲强度提高到459.4 MPa,断裂韧性提升到13.6MPa·m~(1/2),相比单组分PCS先驱体分别提高了51.9%和32.0%。烧蚀性能考核表明,试样的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为8.3×10~(-3) mm/s和4.3×10~(-3) g/s,相比单组分PCS制备的试样分别降低了85.7%和73.1%。通过对试样内部显微结构和考核后形貌进行分析,结果表明试样力学和烧蚀性能的提升主要得益于致密化的基体以及基体对纤维很好的保护作用。     

固体火箭发动机用C/SiC导流管烧蚀性能研究

采用地面试车试验考核了固体火箭发动机用C/SiC导流管的烧蚀性能,并对C/SiC导流管的烧蚀机理进行了探讨。结果表明:导流管轴向线烧蚀率变化较大,沿气流方向呈上升趋势。材料的线烧蚀率从进口处的0.018mm/s增至出口处的0.032mm/s,且导流管中间段烧蚀稳定性明显优于进口段和出口段。同时,C/SiC导流管的烧蚀机制主要是粒子冲刷和机械剥蚀共同作用的结果。     

高温高声强行波管的传热动态建模方法

文章针对热声疲劳测试中的传热问题提出了一种基于控制框图的新型建模分析方法,并用此方法分析了高温行波管内的多物理场耦合问题,同时针对模型的可靠性进行了试验和高精度数值仿真计算验证。研究表明,该方法可以针对多种工况快速有效地分析和仿真行波管内测试段的动态传热过程,满足工程设计快速预测的需求。     

C/C复合材料ZrC/SiC抗烧蚀涂层性能研究

综合利用固相浸渗法和涂刷法,在C/C复合材料表面制备了一种ZrC/SiC抗烧蚀涂层.通过氧-乙炔实验测试了所制备ZrC/SiC涂层的抗烧蚀性能,并用XRD、SEM分析了涂层烧蚀前后的物相组成及微观形貌,研究了涂层的抗烧蚀机理.结果表明,此ZrC/SiC涂层与基体的结合性能及热稳定性能良好;涂层烧蚀机理是热化学烧蚀、热物...     

基于磁路法与等效热网络法的航天 永磁同步电机设计与仿真

针对航天永磁同步电机方案初步设计耗时长、过度依赖商业软件的问题，基于磁路法和热网络法，提出了一套方案设计阶段航天永磁同步电机磁热性能快速预估与仿真方法。给出了定子内径、定子外径、铁芯长度、匝数等关键参数的取值准则，建立了包含36个节点集总参数热网络模型，并以端部绕组为例给出了热平衡方程的详细推导过程。通过与成熟商业软件对比，其电磁计算最大误差出现在电流有效值上，偏差值为607%；与样机实测值对比，绕组温升最大误差为73%，满足方案设计阶段预示精度要求，为方案设计阶段航天永磁同步电机快速性能预估提供有力支撑。     

碳化硅铝基复合材料的应用与加工

文中就近年来国内外对碳化硅铝基复合材料的研究、应用和加工进行综述,并就碳化硅铝基复合材料在中国航天仪器产品上的应用、测试状况进行了分析。主要内容包括:碳化硅铝基复合材料的制备、材料性能的对比分析、力学试验内容和结果、热平衡试验分析。并详细地介绍了这种材料的机械加工和热处理方法。此外还结合国外对碳化硅铝基复合材料的研究应用现状,提出了这种材料在中国航空航天高科技领域应用发展前景的看法。     

高超声速飞行器材料与结构气动热环境模拟方法及试验研究

文章介绍了自行研制的石英灯红外辐射式气动加热试验模拟系统以及使用该系统对高超声速飞行器材料与结构进行的高温热评价试验。本热试验系统可实现升温速率高至200 ℃/s的非线性热冲击过程的动态模拟;能够生成1.8 MW/m2热流密度的瞬态非线性热试验模拟环境;能将试验环境温度提高到1 500 ℃。在该热试验系统上完成了如下试验研究: 1）金属蜂窝板结构在高温950 ℃非线性热环境下的隔热性能评价试验和数值模拟;2）对SiC/SiC复合材料试件在1 300～1 500 ℃下的隔热性能评价试验;3）采用轴向非分段加热试验方式对圆柱型壳体结构（长2.1 m）内壁进行高温热环境试验。本试验系统在可控的非线性温升速率、高温高热流密度变化过程的动态模拟、热试验环境模拟的准确性以及非接触式全场高温变形测量等方面的研究成果达到了国际先进水平。