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为了研究轴棒法编织、高压浸渍-碳化致密工艺(HPIC)及高温处理工艺制成的高密度的碳/碳(C/C)复合材料在火箭发动机中的烧蚀性能,使用气氧和煤油超声速(HVO)火焰对复合材料进行含铝工况烧蚀/侵蚀实验,烧蚀时间为30s;对比研究了复合材料在有、无含铝粒子侵蚀时烧蚀性能的差别;分别用扫描电镜、微CT和表面能谱分析了不同工况烧蚀表面的形貌和成分。结果表明,在不同的烧蚀工况下,材料的表面粗糙度不同,微观形貌和烧蚀率也有很大差异;复合材料在无粒子侵蚀工况下的线烧蚀率和质量烧蚀率的平均值分别是0.0318mm/s和0.0319g/s,烧蚀表面呈竹笋状和毛絮状,热化学烧蚀起主导作用;有粒子侵蚀时的线烧蚀率和质量烧蚀率的平均值分别是0.0516mm/s和0.0353g/s,烧蚀表面呈钝竹笋状,纤维从根部断裂,热化学烧蚀和机械剥蚀同时起作用;在纤维和基体表面有Al2O3粒子沉积;含铝烧蚀/侵蚀的线烧蚀率是不含铝烧蚀的1.6倍,质量烧蚀率的1.1倍。在烧蚀区的内部,基体碳受热后开裂,而碳纤维与基体碳间的界面相受热后无明显变化。 相似文献
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以PAN预氧化纤维整体毡为增强体,经碳化、等温CVI致密化后制备多孔的C/C复合材料预制体,利用气体压力浸渗法将Cu引入C/C预制体中制备C/C-Cu复合材料。采用氢氧(H2-O2)焰考核C/C-Cu复合材料的烧蚀性能,经扫描电镜和电子能谱对不同烧蚀区域的微观结构和成分进行分析,结果表明:预制体密度为0.96 g/cm3的C/C-Cu复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为4.75μm/s、0.223 mg/s,烧蚀性能优良;其烧蚀表面具有不同的宏观形貌,在烧蚀中心区产生了明显的凹坑,主要烧蚀机制为C/C预制体的氧化和铜基体的机械冲刷;烧蚀过渡区聚集了大量的铜基体,其烧蚀机制为Cu的热氧化和机械冲刷;烧蚀边缘区材料表面变黑,主要因为C/C的氧化。为了提高C/C-Cu的烧蚀性能,需要发挥C/C预制体的"钉扎"作用,阻止Cu在高温下被气流冲刷而发生流动。 相似文献
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基于自主研发的氧-煤油烧蚀试验系统,发展了一种用于固体火箭冲压发动机补燃室热结构及材料烧蚀研究的试验方法。采用该方法开展了某型室温硫化硅橡胶基绝热材料的烧蚀试验,试验分别在含氧化铝粒子侵蚀和无粒子侵蚀条件下进行,并根据SEM图对比分析了粒子对材料表面微观形貌的侵蚀效应。结果表明:无粒子侵蚀条件下的试样经烧蚀后膨胀并分层,其平均线烧蚀率为-0.025mm/s;而粒子侵蚀条件下的试样平均线烧蚀率为1.901mm/s,试样中心区域的陶瓷层被粒子完全破坏,只留下极薄的热解层和裸露的碳纤维端部,碳纤维周围的基体主胶、颗粒填料及芳纶纤维均被高速焰流氧化剥离,充分说明粒子对绝热层材料的强剥蚀破坏效应;同时也验证了该方法能较好地模拟固冲发动机补燃室内的烧蚀热环境,可用于材料配方的筛选和耐烧蚀性能测试。 相似文献
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为了研究轴棒法编织的高密度碳/碳(C/C复合材料在再入飞行时的烧蚀性能,采用热等离子体地面模拟再入烧蚀系统对C/C复合材料进行烧蚀试验。试验中分别采用氮气(N、氧气(O和空气作为工作气体,对比研究C/C复合材料在不同环境中的烧蚀率和烧蚀性能。结果表明,三种情况下试样的烧蚀率和微观形貌有很大差异;纯氧气时氧化反应的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为0.0423mm/s和0.0451g/s大于纯氮气时氮化反应的0.0314mm/s和0.0338g/s也大于空气成分时复合反应的0.0215mm/s和0.0208g/s在试样烧蚀的热影响区发生轻微开裂;三种工况下的烧蚀机理不同,分别是碳的升华、碳的氧化和碳氮反应的某种组合。 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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固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷,对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此,从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面,论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点,对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点;提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验;提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面,组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究,提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面,发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点,提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题,进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。 相似文献
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本文首先将粒子云侵蚀条件下的驻点表面后退分解为无粒子烧蚀部分、粒子云引起的烧蚀增量部分和粒子撞击物面引起的直接侵蚀部分。然后研究了表面能量平衡关系,给出了粒子云引起的烧蚀增量表达式。最后分三类讨论粒子与飞行器的碰撞:(1)完全弹性碰撞(不符合实际);(2)完全非弹性碰撞;(3)部分弹性碰撞。对于后两种碰撞,本文分析了动能通量模拟适用的条件。 相似文献
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采用CVD法,1 050℃在三维针刺C/C-SiC复合材料表面制备SiC涂层,研究稀释气体与载气流量比分别为4∶1和2∶1制备条件下涂层的晶体结构、表面和断面的微观形貌,对比了涂层前后C/C-SiC复合材料的抗烧蚀性能.结果表明:稀释气体流量降低其制备的SiC涂层更加平整致密,与基体结合程度更好,沉积产物均为单一的β-SiC结晶相.在600 s的氧化烧蚀下,两种流量比条件下制备CVD-SiC涂层的C/C-SiC复合材料的线烧蚀率比未涂层的分别降低34%和50%,质量烧蚀率分别降低70%和75%,抗氧化烧蚀性能明显提高. 相似文献
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碳化硼对碳/碳复合材料的催化石墨化作用 总被引:3,自引:0,他引:3
本文研究了用B4C作催化剂,以降低C/C复合材料的石墨化温度,并比较分析了添加B4C后,对C/C复合材料力学、热物理性能的影响。结果表明,添加B4C后,在比通常石墨化温度低400℃的情况下,石墨化度反而增加了14%,达到了85%。C/C复合材料的抗热震性能也有提高。同时应用X射线衍射(XRD)、X射线光电子能谱(XPS)等分析手段,分析了B4C对C/C复合材料的催化石墨化机理。 相似文献
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国外C/C复合材料致密化工艺的最新进展 总被引:9,自引:0,他引:9
介绍了C/C复合材料的致密化工艺,包括液相浸渍工艺,气相沉积工艺,气相渗透工艺,以及最新研制的低成本化学气相复合工艺和快速致密化工艺。 相似文献
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金虎%杨宝刚%任华友%吴东流 《宇航材料工艺》2004,34(2):66-68
介绍了C/C复合材料常见的内部缺陷,以及利用CT技术对C/C复合材料的内部缺陷进行无损检测的方法。结果表明,CT检测技术的空间分辨率和密度分辨率完全可以满足C/C复合材料内部缺陷的检出要求;但应注意伪像与产品自身缺陷的区别,以避免产生误检。 相似文献
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李长虹%张中伟%许正辉%王俊山 《宇航材料工艺》2008,38(5)
通过在C/C复合材料内部引入难熔金属化合物,制备出一种超高温抗氧化C/C复合材料。采用高频等离子体风洞对材料进行了超高温氧化试验。结果表明超高温抗氧化C/C复合材料的抗氧化性能较纯C/C复合材料有明显提高,通过其表面形貌及断口面扫描电镜分析,难熔金属化合物起到氧化阻挡层和内部涂层作用。 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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采用适宜于测试复合材料的残余应力测试方法——钻孔法,通过二次通用旋转组合设计实验,采用电镀金刚石刀具铣磨加工碳/碳复合材料,选取切削深度、切削宽度、切削速率、进给量四个因素进行实验.实验结果分析表明,回归得到基于二次多项式的数学模型,进一步分析了残余应力随各加工参数的变化规律,整体寻优得到了残余应力的极值.研究表明,铣磨加工碳/碳复合材料,残余应力皆为压应力.伴随着切削速率的增长,残余应力存在渐进值.本次实验中,残余应力趋于-16 MPa稳定.伴随着切削宽度、切削深度、进给量的增大,机械加工残余应力表现为先增大后减小(压应力即残余应力的绝对值先减小后增大).本次实验中,各加工参数的变化分界点分别为:切削宽度aw=6mm;切削深度ap=0.5 mm;进给量f=200 mm/min . 相似文献