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张中伟%王俊山%许正辉%李承新 《宇航材料工艺》2004,34(2):1-7
结合国内外近年的研究报道,分别对抗氧化涂层技术以及基体改性技术进行了介绍。重点阐述抗氧化涂层的基本要求、各涂层体系及制备方法。提出了对于C/C复合材料高温氧化保护研究方向的一些看法,阐明了其发展趋势及前景。 相似文献
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通过PIP工艺制备了C/C-PAA、C/C-FA复合材料,对PAA、FA裂解碳的XRD、浸渍效果以及C/C-PAA和C/C-FA的弯曲强度进行了分析.结果表明:PAA裂解碳的炭质量、浸渍效果较好,C/C-PAA弯曲强度比C/C-FA弯曲强度高34.9%,弯曲模量对比不明显. 相似文献
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利用V形开口梁(Iosipescu)实验对一种新型针刺准三维C/C复合材料面内剪切性能及层间剪切性能进行了测试分析;获得了离散性较小的剪切强度与剪切模量值,以及有效地破坏模式;同时用有限元方法分析了层间剪切试样中的应力分布状态。结果表明,试样缺口根部处应力集中引起试样过早破坏,人为引入缺陷后,可以得到较均匀的剪应力场。 相似文献
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蔡康健 《航空精密制造技术》2003,39(4):19-20
采用短乱纤维压制成形,应用树脂法与CVD法复合工艺提高碳盘密度是国外最先进的生产工艺之一,而压制成形是该工艺的关键工装,本文介绍了压制成形模具的设计原理。 相似文献
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C/C复合材料预制体的研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
C/C复合材料是航空航天领域重要的热结构材料,碳纤维预制体是其最主要的基础技术之一,决定着C/C复合材料的各项性能。本文主要介绍了针刺毡、细编穿刺预制体和轴棒编织预制体等C/C预制体,对比了不同预制体的工艺方法、性能和应用特点。针刺毡预制体由于成本低、烧蚀均匀等特点,广泛应用在固体火箭发动机喷管和飞机刹车盘领域;细编穿刺预制体具有纤维体积含量高、致密化周期短和烧蚀率低等特点,应用在固体火箭发动机喉衬;轴棒编织预制体由于织物中70%以上纤维垂直于燃气流方向,提高了材料的抗烧蚀性能,适于制造大型固体火箭发动机。针对国内预制体的研究状况,提出了要加强预制体的孔隙结构、纤维排布等对C/C复合材料的力学、热物理学以及后续致密化工艺影响的研究,更好地促进预制体的发展,进一步提升我国C/C复合材料的性能。 相似文献
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C/C复合材料光谱发射率测量研究 总被引:1,自引:0,他引:1
使用石英灯辐射加热器对C/C复合材料进行加热试验,分别用NiCr-NiSi热电偶及红外测温仪测量材料的背面温度,通过加热过程中的背面温度曲线,得到了材料的ελ-T图.结果表明:在1 123~1 273K情况下,ελ(λ=1.6μm)在0.93~0.87,随温度升高,C/C复合材料的光谱发射率ελ呈下降趋势. 相似文献
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飞机C/C复合材料刹车盘的发展 总被引:7,自引:0,他引:7
C/C复合刹车材料在发达国家已被广泛应用于军用飞机和民用飞机。我国从70年代开始研究C/C刹车材料,90年代后期进入工程转化和应用时期。本文综述了C/C复合材料的特性、研制历程、制备工艺及应用前景。 相似文献
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介绍了韩国国防开发署与大宇重工合作开发的飞机C/C刹车盘的制造工艺和动力矩试验结果。韩国使用专门设计的预形体通过沥青浸渍和化学气相沉积工艺制备了具有要求的摩擦磨损性能、密度、热性能及机械性能的C/C刹车盘,在无损检测、机械加工、金属夹组装和防氧化处理等工序之后进行鉴定试验。包括动力矩试验和服役寿命试验的全部鉴定试验根据MIL—W—5013规范和洛克希德公司的GD16ZL001B规范在惯性动力仪上进行。全部鉴定试验结果显示新的刹车装置与已鉴定过的现役C/C刹车盘相比具有良好的刹车性能,达到了全部要求。 相似文献
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根据激光全息术的基本原理,利用CCD分别记录C/C复合材料试样弯曲状态变化前后的全息图,分析材料弯曲应力状态下表面的干涉条纹图样,通过测量干涉条纹图样中相同相位条纹的渐近线之间的夹角,求出C/C复合材料的泊松比.试验证明该方法简单易行,数据可靠,是一种有效测量C/C材料泊松比的方法,激光全息术测得轴棒法C/C材料、针刺C/C材料、毡基C/C材料泊松比分别为0.196、0.183、0.040. 相似文献
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张晓虎%马伯信%霍肖旭 《宇航材料工艺》2002,32(3):22-26
简要分析了化学液相热梯度致密C/C的沉积过程及机理,该工艺用一种液态碳源作基体前驱体,采用梯度加热法,可实现快速致密。结果表明,与传统化学气相致密法相比,该技术能在很短时间(2.5h)内能迅速提高基质材料的密度。 相似文献
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C/C刹车材料用抗氧化涂层性能 总被引:1,自引:0,他引:1
研制了一种以磷酸、磷酸盐、硼化物等为原材料的磷酸盐涂料,在不同温度下烧结处理后,对其抗氧化性能及表面微观形貌进行研究.结果表明:650℃烧结的涂层氧化防护性能明显优于900℃烧结的;在700℃氧化30 h后,最小氧化失重率仅为1.76%,氧化后涂层仍然保持完整致密;经过900℃、3 min<=>室温、2min循环30次和l 100℃、3 min<=>室温、2 min循环10次的连续热震后,失重率为1.97%,涂层与C/C基体结合良好,涂层的热性能稳定. 相似文献
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C/ C 复合材料在高温有氧环境中易氧化的缺点一定程度上影响了它在航空航天领域的应用与推
广,抗氧化涂层技术是提高其高温长时间抗氧化性能最直接有效的方法。本文综述了近年来国内外C/ C 复合
材料高温抗氧化涂层在玻璃、贵金属、陶瓷等涂层体系方面的最新研究成果;在分析介绍C/ C 高温抗氧化涂层
传统制备工艺优缺点及应用情况的基础上,进一步总结了高温抗氧化涂层制备技术最新研究进展;并对已开发
的抗氧化涂层体系适用环境及应用现状进行了深入的评述。最后针对C/ C 复合材料1 800℃以上的超高温抗
氧化防护问题,指出了目前研究中存在的问题及未来应重点努力发展的方向。 相似文献
广,抗氧化涂层技术是提高其高温长时间抗氧化性能最直接有效的方法。本文综述了近年来国内外C/ C 复合
材料高温抗氧化涂层在玻璃、贵金属、陶瓷等涂层体系方面的最新研究成果;在分析介绍C/ C 高温抗氧化涂层
传统制备工艺优缺点及应用情况的基础上,进一步总结了高温抗氧化涂层制备技术最新研究进展;并对已开发
的抗氧化涂层体系适用环境及应用现状进行了深入的评述。最后针对C/ C 复合材料1 800℃以上的超高温抗
氧化防护问题,指出了目前研究中存在的问题及未来应重点努力发展的方向。 相似文献
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高导热C/ C 复合材料具有高热导率、低密度、低热胀系数和高温下高强度等性能,成为近年来最
具发展前景的散热材料之一。本文综述了国内外高导热C/ C 复合材料的发展现状,分析了C/ C 复合材料的热
物理性能及影响其热导率的因素,介绍了C/ C 复合材料的导热机理、碳纤维、基体炭的导热性能,以及高导热
C/ C 复合材料的制备和改性等。 相似文献
具发展前景的散热材料之一。本文综述了国内外高导热C/ C 复合材料的发展现状,分析了C/ C 复合材料的热
物理性能及影响其热导率的因素,介绍了C/ C 复合材料的导热机理、碳纤维、基体炭的导热性能,以及高导热
C/ C 复合材料的制备和改性等。 相似文献
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夏鸿雁%侯卫权%张晓虎%吴书峰 《宇航材料工艺》2008,38(3):37-39
以T300无纬布与PAN碳纤维网胎叠层针刺预制体,高温煤沥青为浸渍剂,采用和高压浸渍炭化相结合的液相浸溃方式制备C/C复合材料.通过对材料力学、热物理性能测试及扫描电镜下显微结构的观察分析.可以得出,引入z向网胎纤维,使材料的z向剪切及压缩、x-y向拉伸及弯曲强度较整体毡C/C材料提高.同时,材料的线胀系数表现为各向异性,而热导率各向异性程度低于整体毡C/C材料,材料的制备周期缩短. 相似文献