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选取两种国产T300级PAN基碳纤维,轴棒法制备4D预制体,以高温煤沥青为前驱体,采用液相浸渍-炭化以及石墨化相结合的技术制备C/C复合材料(密度≥1.95 g/cm<'3>),研究了C/C复合材料从室温(RT)到800℃的热导率及其影响因素.研究表明,在实验温度范围内C/C复合材料的热导率随温度升高而降低,由于原材料自身特性和预制体编织结构具有方向性,使C/C复合材料的导热性能表现出各向异性,径向热导率明显高于轴向;密度高、开孔率小、石墨化程度高的C/C复合材料由于晶粒间连通状态好,微晶结构趋于完整,材料的热导率增大;以低压热处理为最终处理工艺的C/C复合材料热导率略有提高;采用国产T300级与东丽,1300碳纤维制备的C/C复合材料的热导率相当. 相似文献
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解惠贞%崔红%郝志彪%李瑞珍%段建军 《宇航材料工艺》2006,36(5):34-39
通过预制体、复合工艺路线及参数的选择,进行了高压补燃液氧/煤油发动机涡轮泵用高性能C/C密封材料的研制,分析了预制体、复合工艺对材料性能的影响.结果表明,以针刺无纬布为预制体,进行CVD碳、树脂碳和沥青碳致密,最高热处理温度为2 500℃,最终进行封孔处理所制备的C/C复合材料综合性能良好,其密度为1.92g/cm^3,开孔率0.06%,轴向压缩强度232 MPa,轴向弯曲强度158 MPa,肖氏硬度为77.该密封材料构件成功通过液氧/煤油发动机热试车考核,显示出了在该领域的应用前景. 相似文献
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研究以天然气为主要碳源气体、渗透深度为60 mm、密度分别为0.20、0.56 g/cm3的整体毡和针刺无纬布预制体的致密化;144 h后,针刺无纬布试样的密度达到1.39 g/cm3;504 h后,整体毡试样密度为1.50 g/cm3,针刺无纬布试样密度为1.71 g/cm3,与丙烯沉积速率相比,至少高出1倍。利用工业CT对试样密度分布进行定性分析。结果表明,随着致密化周期的增加,整体毡试样和针刺无纬布试样的内外密度梯度减小;针刺无纬布的密度梯度比整体毡小,其最终密度接近均匀分布。偏光显微镜观察测试表明,两试样的热解炭结构均为粗糙层,随着高温石墨化(HTT)处理温度的升高,热解炭层变得平直,且炭层之间更加致密。 相似文献
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为了提高炭/酚醛树脂复合材料的烧蚀性能,采用蒙脱土(MMT)对炭/酚醛树脂复合材料进行了政性研究.结果表明,有机化处理可使MMT片层的间距明显增大;处理后的MMT在酚醛树脂中的分散状念与MMT的含量有关.当酚醛树脂中MMT含量较低时,MMT主要以剥离的片层形式分散于酚醛树脂中,当酚醉树脂中MMT含量较高时,插层的MMT结构的含量增大;炭/酚醛树脂复合材料的层间剪切强度随MMT含量的增人而增人,在MMT含量达到8%后,趋于稳定.炭/酚醛树脂复合材料的烧蚀率随MMT含量的增大先降低,在MMT含量约为8%时达到最小值.随后随MMT含量的增大而升高.MMT对炭/酚醛树脂复合材料质量烧蚀率的影响小于线烧蚀率. 相似文献
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研究了2种适合针刺炭预制体纤维——预氧丝纤维和炭纤维的性能,并对比了2种纤维成网性能和针刺性能的差异。预氧丝纤维炭化后拉伸强度为2 000 MPa,低于炭纤维(≥3 000 MPa)。预氧丝纤维单丝断裂延伸率是炭纤维的4倍,针刺Z向纤维平均长度8~15 mm,是炭纤维的3~4倍;3K炭布/预氧丝网胎针刺预制体Z向剥离强度达到0.594MPa,而3K炭布/炭纤维网胎针刺预制体剥离强度为0.128 MPa。炭纤维网胎针刺预制体热处理过程尺寸稳定,可满足高强度薄壁C/C复合材料构件的使用要求。预氧丝网胎针刺预制体层间连接紧密,适合制备厚壁C/C复合材料部件,整体性能优越。 相似文献
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针刺预制体分层对燃烧室C/C-SiC热防护结构的影响 总被引:8,自引:5,他引:8
开展了针刺预制体分层对吸气式发动机燃烧室C/C-SiC热防护性能影响的实验研究。分析了针刺预制体制作过程中出现预制体分层的原因,指出缠绕张力大小是导致制体分层的因素。通过比较有分层和无分层两种情况的实验结果,发现预制体局部存在的分层,造成了C/C-SiC热防护结构在热防护实验中出现结构破坏,说明由于预制体分层会引起C/C-SiC热防护结构存在局部层间结合力弱以及局部区域存在SiC基体聚集区,从而严重影响C/C-SiC热防护的结构完整性。为了避免出现针刺预制体分层,提出了在预制体制作过程中控制环向纤维缠绕张力的大小和均匀性,并在其完成初步致密化后进行CT检测,发现可能存在的分层,并指出预制体密度大小与预制体是否存在分层有一定的关联性,应通过实验结果和检测结果的统计分析,确定合理的预制体密度大小范围。提出从宏观上预制体密度指标作为评定预制体是否存在分层的判据。 相似文献
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能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。 相似文献
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固体发动机用隔热涂料增强改性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高固体发动机用隔热涂料的强度,在对隔热涂料特性分析的基础上,分别采用3,3-二氯-4,4-二胺基二苯基甲烷(MOCA)与端异氰酸酯基聚丁二烯(ITPB)预聚和环氧树脂与ITPB预聚2种方法对原有涂料进行了增强改性,并分析了溶剂对涂料强度的影响。结果表明,隔热涂料的固化反应主要是ITPB的异氰酸酯基与MOCA的氨基发生一级反应形成线性高分子,高分子中的硬段和软段在固化过程发生相分离现象使涂料具有良好的韧性和一定的强度。采用2种预聚方法均能提高隔热涂料的强度,同时,适当增加二甲苯含量也有利于提高隔热涂料的强度。 相似文献
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高温处理对PCS裂解SiC基体的微晶形态及C/C-SiC材料性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
采用聚碳硅烷(PCS)作为先驱体,通过浸渍裂解法制备C/C-SiC材料,分别经过1 400、1 500、1 600℃高温处理,研究了不同处理温度对SiC基体的微晶形态及C/C-SiC材料力学性能和抗氧化性能的影响。结果表明,3种处理温度下,SiC的晶型主要为β-SiC。温度升高,晶粒尺寸增大,1 500℃以后生长速度减缓;SiC微晶优先沿着(111)晶面生长,(220)和(311)晶面的生长取向逐渐增加。处理温度升高,C/C-SiC材料的弯曲强度和剪切强度不断下降。1 400℃处理后,C/C-SiC材料的断裂方式呈现出非常明显的韧性断裂。C/C-SiC材料在1 500℃静态空气中的氧化失重率随高温处理温度的升高而逐渐增大,氧化程度越来越严重,断面典型区域的氧化形貌由"尖笋状"成为"梭形"。 相似文献