界面相对3D-C/SiC复合材料热膨胀性能的影响

利用减压化学气相浸渗（LPCVI）技术制备了3D C/SiC复合材料,从热解碳（PyC）界面相厚度对界面结合强度和热应力的影响出发,研究了界面相对复合材料热膨胀性能的影响。结果表明:①界面相厚度对3D C/SiC复合材料热膨胀性能的影响主要归因于其对界面结合强度和脱黏面上的滑移阻力的影响。在一定厚度范围（约70～220nm）内,材料的热膨胀系数随热解碳厚度的增加而逐渐降低;②热处理可提高材料的热稳定性,并通过改变材料内部结构,使热应力重新分布,对复合材料的高温热膨胀产生显著影响,但是,并没有改变基体裂纹的愈合温度（900℃）。     

SiC含量对Ti3SiC2/SiC复合材料性能的影响

采用反应热压烧结法制备了Ti3SiC2/SiC复合材料,针对SiC含量对该复合材料致密化程度、力学性能以及应力.应变行为的影响进行了研究.结果表明:(1)随着SiC含最的增加,试样难于致密,试样需要在更高的温度才能达到较高的致密度;(2)随SiC含量的增加,Ti3SiC2/SiC复合材料弯曲强度和断裂韧性提高,但SiC含量达到50%时,由于复合材料含有较多的孔洞,使强度和断裂韧性降低;(3)Ti3SiC2/SiC复合材料在常温下表现为非脆性断裂.     

2D-C/SiC复合材料的拉伸损伤研究

通过单调拉伸和循环加卸载试验,研究了2D-C/SiC复合材料的力学性能及损伤演化过程。结果表明,残余应变、卸载模量和应力的关系曲线与拉伸应力应变曲线具有类似的形状。基于细观力学建立了材料的损伤本构关系和强度模型,分析计算表明,残余应变主要由裂纹张开位移和裂纹间距决定,而卸载模量主要由界面脱粘率决定;材料的单轴拉伸行为主要由纵向纤维束决定,横向纤维束对材料的整体模量和强度贡献较小。理论模拟结果与试验值吻合较好。     

2D-C/SiC复合材料在空气中的高温压缩强度研究

研究了二维碳纤维增强碳化硅基复合材料(2 D-C/SiC)在空气介质中的高温压缩强度.材料采用1K T300碳纤维平纹布经叠层和缝合制成预制体为增强体,经等温化学气相浸渗制备而成.试样表面用化学气相沉积工艺沉积SiC涂层.测试方向为垂直于炭布叠层方向,测试温度为室温,700℃,1100℃和1300℃.使用扫描电子显微镜观察了材料的断口.结果表明:室温～700℃,2D-C/SiC的压缩强度随温度升高逐渐增大,温度高于700℃后,材料的压缩强度缓慢降低.导致2D-C/SiC的压缩强度随温度变化的主要原因为纤维和基体热膨胀系数不同引起的残余应力随温度升高逐渐变小和高温下材料的氧化损伤.     

2D-C/SiC复合材料开孔试件拉伸特性和失效分析

通过对2D-C/SiC复合材料4mm和6mm开孔试件进行拉伸试验,研究了开孔试件的拉伸特性和失效模式,与标准试件拉伸试验结果比较获得了开孔尺寸对试件强度的影响。相比于标准拉伸试件,4mm和6mm开孔试件的拉伸强度分别减小了1.0%和6.6%。通过在开孔试件不同位置粘贴应变片,获得了试件在拉伸过程中最小净截面上的应变变化规律,直观地体现了试件拉伸过程中的应变集中现象,并通过有限元对开孔试件的应变分布进行模拟,模拟结果与试验值吻合较好;通过在试件表面粘贴声发射探头,获得了拉伸过程中试件材料的损伤参量变化规律,反映了试件的宏观损伤演化规律,并结合试件断口照片分析了开孔试件的失效行为。     

疲劳损伤对3DC／SiC复合材料裂纹分布的影响

采用x2拟合优度检验方法对疲劳试验前后3D C/SiC复合材料基体和涂层裂纹分布规律进行研究.结果表明,原始试样中3D C/SiC复合材料基体和涂层裂纹间距分别服从分布函数为N(143.75,56.782)和N(562.59,100.092)的正态分布,疲劳后基体和涂层裂纹间距分别服从分布函数为N(105.48,29.162)和N(227.89,25.232)的正态分布.疲劳可以促使新裂纹的产生,但不能改变基体和涂层裂纹间距分布的基本特征,这是由3DC/SiC复合材料的编织结构所决定的.     

碳纤维/双马来酰亚胺复合材料的拉-拉疲劳性能

 <正> 复合材料的疲劳性能数据比一般金属材料都要更加分散,通常采用威布尔分布进行统计处理。金属材料的疲劳研究也已提出了许多有用的研究方法,得到许多广为采用的疲劳性能表达式。但这些方法和公式是否能用于任何复合材料的研究是引人注意的问题。     

二维 C/SiC复合材料的室温疲劳行为及寿命预测

为了研究二维C/SiC复合材料的疲劳行为并对其进行寿命预测,进行室温下二维C/SiC复合材料的拉伸试验和疲劳试验,并使用扫描电镜(SEM)观察其断口形貌。结果表明:C/SiC复合材料表现出类似金属的韧性断裂行为,疲劳极限约为极限拉伸强度(UTS)的85%,在室温下具有较为优良的抗疲劳性能;由于复合材料的缺口钝化效应,缺口试样的S-N曲线要高于光滑试样,但两者趋势一致,据此提出基于名义应力的疲劳寿命预测方法。     

C/SiC复合材料在典型模拟环境下高温拉伸性能研究

以先驱体浸渍裂解（PIP）工艺制备的C/SiC复合材料为对象,研究了C/SiC复合材料在典型模拟环境下的高温拉伸性能,首次获得了约3 000 s时间不同变状态条件下材料的高温拉伸性能数据,探讨了不同条件下C/SiC复合材料高温承载行为及其变化规律。研究结果表明,C/SiC复合材料经历约3 000 s复杂阶梯热环境后拉伸强度仍保持60%左右;经历大温度梯度热震后,C/SiC复合材料的高温拉伸性能保持率反而提高,最高保持率超过80%;热震温差越大,热震后保温时间越长,对材料的高温拉伸性能保持和提高越有利。     

3D-C/SiC复合材料拉-拉疲劳模量和电阻的变化

在室温最大应力为250MPa，应力比R＝0．1和频率为60Hz条件下，对3D－C／SiC复合材料进行了拉－拉疲劳试验。用共振法和电阻增量仪分别测试了杨氏模量及电阻的变化。结果表明：随循环次数增加，杨氏模量呈显著下降，缓慢下降和突然下降的变化规律。杨氏模量的下降大部分发生在疲劳循环的前600次。缓慢降低阶段约占疲劳寿命的94％以上，此阶段杨氏模量变化率与循环次数的对数近似呈线性关系，电阻变化率除首次循环降低外，随着循环次数增加一直在增加。增加规律大致可分为缓慢增加，台阶式增加和急剧增加三个阶段。材料的电阻变化率基本反映了纤维的损伤程度和破坏形式，可作为表征复合材料纤维损伤的有效参量。     

C/SiC复合材料紧固件拉-拉疲劳行为研究

为了研究C/SiC复合材料紧固件的拉-拉疲劳行为,在疲劳应力比为0. 1、加载频率为10 Hz的条件下对不同应力水平的疲劳寿命进行统计。采用断口分析和金相分析方法对C/SiC复合材料螺钉疲劳破坏的细观机制进行了研究。结果表明:C/SiC复合材料螺钉拉-拉疲劳包含拉断疲劳及拉脱疲劳两种失效形式;基于双参数幂指数形式的寿命模型,两种失效形式的疲劳寿命经验公式相似;C/SiC复合材料螺钉的疲劳极限约为拉伸强度的65%～70%,若最大疲劳应力大于0. 7σmax,其材料损伤随循环次数增多而明显增大。     

超高温陶瓷改性C/SiC复合材料的制备及其性能

以碳纤维为增强体,聚碳硅烷和聚烷基铪为前驱体,采用前驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备C/Si C-HfC复合材料,将其与同种工艺所得C/SiC复合材料进行对比评价分析。发现C/SiC-HfC复合材料具有较低密度和较好的高温力学性能,且在1 650℃静态氧化实验中,含有HfC的基体对纤维具有更佳保护效果。C/SiC-HfC密度约为1.92 g/cm~3,常温弯曲强度为345 MPa,1 800℃高温无氧环境弯曲强度可达424 MPa。C/SiC-HfC复合材料表现出更加优异高温力学性能是由于HfC组分的添加抑制了SiC晶粒的生长,降低了基体内部较大裂纹产生的概率。在1 650℃空气环境下,含有HfC的基体对纤维具有更佳保护作用,主要是由于HfC组分的添加使材料表面的SiC及时氧化成SiO_2,SiO_2在纤维和基体表面形成包覆层,防止了材料内部的进一步氧化。     

2D-C/SiC缺口试样的拉伸行为

研究了具有双边对称圆弧缺口（试样厚3 mm宽4 mm,缺口半径2 mm,缺口深0.6 mm）的二维正交编织C/SiC试样在室温空气中与高温真空下拉伸行;测量了拉伸过程中的应力、应变、初始模量和电阻;并用SEM观察断口.结果表明,2D-C/SiC材料除室温下缺口试样的拉伸强度低于光滑试样外,高温下两者基本相当,两者都随温度的升高变化也基本一致.高温下缺口试样拉伸强度与光滑试样相当说明,该材料对应力集中不敏感;室温时对应力集中敏感.缺口试样的断裂应变要远小于光滑试样的断裂应变.2D-C/SiC材料缺口试样基体裂纹开裂应力随着试验温度的上升逐渐增加.缺口试样的相当模量高于同一温度下光滑试样的弹性模量,两者都随着试验温度上升而增加,在1 100℃达最大值,然后开始下降.电阻表征的损伤大体上随载荷增加而增加,1 300℃和1 500℃条件下,较小载荷范围内有下降现象.从室温到1 500℃,所有断口中与载荷方向垂直的纤维束断裂面平整,平行于载荷方向的纤维束断面参差不齐.2D-C/SiC复合材料总体上仍属于脆性断裂,局部上有纤维或纤维束内小的纤维集团拔出,吸收了较多的能量,存在增韧机制.     

耐高温SiC纤维的研究动态

本文阐述了影响ＳｉＣ纤维高温力学性能和热化学稳定性的主要因素及目前国外提高ＳｉＣ纤维高温力学性能的主要方法。     

MDYB-3有机玻璃疲劳性能温度效应研究

 对MDYB-3有机玻璃进行了不同温度下等幅载荷拉-拉疲劳试验,对实验结果按照疲劳寿命的幂函数公式进行拟合,得到了几个典型温度下的S-N曲线。结果表明随着温度的升高,疲劳强度有大幅度的降低。在对实验数据线性回归分析结果的基础上进行多项式拟合,建立了考虑温度效应的疲劳寿命估算方程,并用疲劳包络线粗略地表示了不同温度下达到指定疲劳寿命时的应力水平。分析了疲劳总应变与循环次数比之间的关系,给出了不同温度下第二阶段总应变增长率与疲劳寿命之间的关系式。研究结果为飞机风挡和舱盖的设计和寿命评估提供了参考和依据。