日本火箭发动机喷管用C/ C 复合材料

介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬.2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Ф1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向.     

不同针刺预制体结构对C/ C 复合材料力学性能的影响

在斜纹碳布/碳纤维网胎、无纬布正交/碳纤维网胎针刺圆筒预制体的基础上,通过在其结构中增加角度缠绕连续纤维,设计和研制了新型结构针刺预制体,并对比研究了不同针刺预制体结构对圆筒C/C复合材料力学性能的影响.结果表明,无纬布正交铺层针刺C/C复合材料的层剪、轴向拉伸强度都高于斜纹碳布增强针刺C/C材料,其中轴向拉伸强度达到157.0 MPa,提高了83.0％;其层剪、轴向拉伸强度均有所提高,其最大分别可达到11.68和179.0 MPa,分别提高了22.6％和14％.     

针刺C/C复合材料拉伸强度及渐进失效数值预测

基于金相显微镜观测的针刺C/C复合材料细观结构,考虑材料内部纤维的真实分布,建立了针刺C/C复合材料单胞模型。采用Linde失效准则,考虑纤维渐进损伤对材料进行了刚度折减,通过引入周期性位移边界条件,对针刺C/C复合材料的拉伸破坏进行了有限元法（FEM）数值模拟,分析了单胞模型的渐进失效过程,并预测了材料的拉伸强度。开展了针刺C/C复合材料拉伸试验,采用扫描电子显微镜（SEM）观察了材料的断口形貌,数值预测结果与试验吻合良好。针刺C/C复合材料受拉伸载荷后发生准脆性断裂,拉伸应力-应变曲线呈双线性,0°无纬碳布发生纤维断裂和基体开裂破坏,90°无纬碳布出现横向基体劈裂,最终断裂发生在针刺纤维与面内无纬碳布交叉区域。     

模态法辨识针刺C/ C 复合材料弹性模量

针对传统方法测量C/ C 复合材料弹性模量精度差问题,提出了一种利用模态试验辨识材料弹性 模量的新方法。数值仿真结果表明板件材料振动频率与弹性模量之间存在模糊对应关系,利用此关系采用二 分法及二阶响应面近似模型对材料弹性模量进行辨识,并分别利用各向同性薄壁板件及正交各向异性薄壁板 件对此方法进行验证,计算结果误差最大为16. 67%,最小仅为0. 5%,表明该方法准确有效。最后将其应用于 针刺C/ C 复合材料,获得了其弹性模量。仿真及试验结果均表明该方法无损、高效且准确度高。     

针刺C/C复合材料高温力学性能

文摘采用材料超高温力学性能设备及高温应变测试系统,对针刺C/C复合材料拉伸、压缩性能进行了研究。结果表明:针刺C/C复合材料具有明显的拉、压双模量特性,拉、压模量均随着温度的升高而线性下降,且拉伸模量下降更快;针刺C/C复合材料拉伸、压缩强度均随温度升高而先升高后降低,1 600℃时拉伸强度达到最大值,1 200℃时压缩强度达到最大值;其拉伸破坏为脆性断裂,断口呈现45°豁口;其压缩破坏为典型剪应力引起的压缩失效,破坏面倾角为40°~50°。     

纤维单向缠绕制备C/C扩张段成型技术

在"锥形体纤维单向缠绕技术"的基础上进行了碳纤维单向缠绕制备C/C扩张段成型工艺的探索,制备出了Φ180 mm C/C扩张段试验件,并对其进行了性能测试及整体探伤.测试结果为:超声探伤分贝差为15 dB的缺陷面积小于5%;沿母线方向层间剪切强度大于10 MPa,大端环向层间剪切强度偏小;内压爆破压强为0.6 MPa,破裂模式较好.试验结果表明,采用碳纤维单向缠绕技术制备C/C扩张段工艺可行.     

冲压发动机C/SiC喷管沉积特性研究

为了探索冲压发动机C/SiC复合材料喷管的沉积特性,从C/SiC喷管不同的型面结构、不同试验状态以及不同的燃烧室状态等方面进行了研究。研究表明:C/SiC复合材料喷管的型面结构对喷管固体颗粒的沉积影响较小,可以忽略;试验状态和燃烧室状态对C/SiC复合材料喷管固体颗粒的沉积影响较大,喷管不容易产生沉积;在高空状态、复合材料燃烧室状态下,喷管扩张段容易产生沉积,且当扩张段欠膨胀时,加剧沉积。      

C/C复合材料在高超声速导弹上的应用研究

结合C/C复合材料构件在高超声速导弹上的热防护要求,通过采用该基体材料在高能量密度光照射下的防热性能试验.总结了C/C复合材料在高超声速导弹热防护技术中的应用特点,并就C/C复合材料在高超声速导弹上的应用做出了展望.     

C/C-ZrC复合材料的制备及结构性能研究

采用针刺及细编穿刺结构分别引入热解碳和沥青碳的多孔C/C坯体,通过反应熔渗工艺(RMI)与熔融金属Zr反应制备了C/C-ZrC复合材料.研究了预制体结构和基体碳类型对C/C-ZrC复合材料微观结构及力学性能的影响.结果 表明:材料熔渗后只由C,ZrC两相组成,孔隙率5％～10％,ZrC质量分数53％～63％.针刺结构的...     

激光全息术测量C/ C 复合材料泊松比

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.     

碳/碳多孔防热复合材料压缩性能研究

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。     

C/C复合材料喉衬缺陷修复用胶黏剂的研究

针对C／C复合材料喉衬在制造过程中出现的工艺缺陷，如掉渣、表观裂纹等，拟用胶黏剂进行修补。本文采用的修复胶体系配方组成为“酚醛树脂＋纳米SiO2粉＋石墨粉＋ZrO2粉＋短切碳纤维”，按正交设计法做配方实验。以胶黏剂对石墨材料的粘接强度和胶黏剂本体的线烧蚀率为依据，经配方优化和验证实验确定最佳组分配比。其对石墨材料的粘接强度达到11．6MPa，胶黏剂本体线烧蚀率0．058mm／s，质量烧蚀率0．0732g／s。对人工模拟缺陷的C／C复合材料试样做粘接修复实验，结果表明，采用该修复胶体系粘接修复，并进行适当的致密化处理，能起到较好的修复作用，可满足真实构件的指标要求。     

自紧工艺对CFRP气瓶应力水平的影响

文摘利用ABAQUS有限元软件,对铝内胆结构的CFRP气瓶进行了分析,根据其结构建立了模型,采用二维Hashin失效准则对纤维缠绕层进行了渐进失效分析,包含了4种失效模式,纤维及基体的拉伸和压缩失效。研究了不同失效模式的萌生和分布规律。对自紧原理对气瓶的影响进行了研究。分析得出只有当气瓶承载压力大于自紧工艺压力时,内衬PEEQ值才会在自紧工艺后继续发生累积,气瓶自紧力开始失效。     

环形编织层板冲击包容数值模拟

为分析航空发动机复合材料机匣对破断叶片的包容,采用有限元仿真方法开展了计算研究。通过旋转体与机匣冲击破坏过程的计算,确定机匣的包容能力。基于具备显式求解功能的商用有限元软件Abaqus/Explicit,采用3维实体单元网格,将2维3轴编织的碳纤维层合材料简化成连续的正交各向异性材料,通过软件提供的Vumat用户子程序接口编写Fortran代码定义材料模型,计算与转轴分离后的模拟断裂叶片对机匣的冲击过程。通过冲击后的临界转速和能量吸收数据,比较了模拟计算与实物旋转冲击模拟试验的结果,二者具有较大的可比性。虽然计算中还缺乏材料基本性能表征的理想数据,但在多种工况下仿真计算表明模拟结果稳定,有望成为复合材料包容分析实用有效的方法。     

Prediction of cutting forces in ball-end milling of 2.5D C/C composites

Machining of carbon/carbon (C/C) composite materials is difficult to carry out due to its high specific stiffness, brittleness, anisotropic, non-homogeneous and low thermal conductivity, which can result in tear, burr, poor surface quality and rapid wear of cutters. Accurate and fast pre-diction of cutting forces is important for milling C/C composite materials with high quality. This paper presents an alternative cutting force model involving the influences of the directions of fiber. Based on the calculated and experimental results, the cutting forces’ coefficients of 2.5D C/C com-posites are evaluated using multiple linear regression method. Verification experiment has been car-ried out through a group of orthogonal tests. Results indicate that the proposed model is reliable and can be used to predict the cutting forces in ball-end milling of 2.5D C/C composites.     

多向C/C复合材料烧蚀表面粗糙度初步研究

对C／C复合材料的烧蚀表面粗糙度进行了测量，并对不同编织结构和不同基体组元的C／C复合材料的烧蚀表面粗糙度进行了比较分析。研究发现：基体组元相同时采用多向结构的C／C复合材料烧蚀表面粗糙度明显降低；编织结构相同时，舍有沉积碳组元的碳／碳复合材料烧蚀表面粗糙度明显降低。     

C/C复合材料与高温合金GH600之间高温接触热阻的试验研究

 在高超声速飞行器翼前缘的热防护技术方面,采用内置高温热管是一种新型高效的热防护方法,其中C/C复合材料结构与内置高温热管之间的界面接触热阻对传热效率及热力耦合起着至关重要的作用。本文自主搭建了一套高温接触热阻试验平台,并针对三维编织C/C复合材料与高温合金GH600在不同界面应力、界面粗糙度及界面温度下的接触热阻进行了试验研究。研究结果表明本平台在进行高温接触热阻试验研究上是切实可行的,利用该试验平台得到了三维编织C/C复合材料与高温合金GH600之间接触热阻的变化规律,有关结果可以为中国新型内置高温热管热防护结构的设计及安全评估提供参考。     

复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析

新一代航空结构广泛采用复合材料，对复合材料机翼的气动弹性工程化建模和分析是飞机设计的重要任务。应用气动弹性分析理论和方法，对复合材料大展弦比机翼进行了结构有限元建模、模型修正、固有振动特性计算、部件发散与颤振工程分析。本文使用MSC／NASTRAN软件，在复合材料大展弦比机翼的初步静力分析模型基础上，依据结构图纸、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型，固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度，采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力，并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。     

C/C复合材料烧蚀形貌测量及烧蚀机理分析

对C／C复合材料试件的表面细观烧蚀进行了常压下的亚、超声速和高压下的亚音速烧蚀形貌的测量；根据测量结果，分析了C／C复合材料在上述情况下的质量损失规律。结果表明：C／C复合材料在亚音速流场的条件下，z向纤维束首先发生剥蚀，当压力升高时，碳布会发生层间剥蚀的现象；而在超音速条件下，碳布更容易发生剥蚀的现象。