C/C复合材料的纳米压痕实验及其性能分析

采用纳米压痕技术研究了不同石墨化温度和混合基体碳的C/C复合材料的性能。结果表明：石墨化温度为2 500 ℃的C/C复合材料的模量比石墨化温度为2 300 ℃的纳米压痕模量降低了10%;纳米压痕法测得热解碳、树脂碳和沥青碳混合基体的C/C复合材料中的树脂碳模量最高,热解碳的次之,沥青碳的最低;通过对纳米压痕载荷位移曲线进行非线性拟合,经过有限元计算最终得到C/C复合材料微观组元的表面断裂韧度为0.492 MPa?m^1/2。     

M40石墨纤维／环氧648复合材料弹性常数计算公式

Ｍ４０石墨纤维／环氧６４８复合材料是目前应用于卫星结构的主要材料。根据实验数据与已有的多种计算公式作了比较,提出适用于该材料的弹性常数计算公式。     

国产石墨纤维及其复合材料层板工艺试验研究

本文主要叙述了国产石墨纤维及其复合材料层板工艺试验情况,且与日本M40石墨纤维及其复合材料层板性能进行了比较,指出差异的主要原因,同时对国产石墨纤维研制单位提出一些建议和要求。     

碳/陶复合密封材料的研究

采用粉末热压烧结一次成型工艺压制出石墨／BN复合材料基体，对基体材料进行浸渍、固化和炭化处理，制备出石墨／BN复合密封材料，并对该材料进行性能考察。结果表明，石墨／BN复合材料是一种高温抗氧化、自润滑性能优异的机械密封材料。     

石墨喉衬热化学烧蚀计算

本文讨论了石墨喉衬材料烧蚀机理,认为在固体火箭发动机燃气流条件下,石墨碳与燃气中的水和二氧化碳的化学反应,是最主要的热化学烧蚀反应,其过程是动力学控制的;有关的动力学参数与石墨材料的结构与工艺有关,应由地面试验结果确定。据此假设,本文提出工程计算方法,其计算结果与例举的发动机地面试车后喉衬扩大量实测数据基本接近、与实际过程颇为吻合,有一定的精度。     

螺纹联接结构密封材料应用研究

提出了一种适用于固体火箭发动机（SRM）的新型密封结构，并对应用于特定尺寸的螺纹联接结构方式、胶种选择进行了研究。通过压力、高低温循环等大量的试验和理论分析表明：采用填充密封胶的螺纹联接密封结构具有优异的密封性，适宜在固体火箭发动机环境中应用。     

固化工艺对碳-环氧复合材料性能的影响

树脂基复合材料的固化成型,通过树脂的固化反应完成。固化工艺诸参数主要根据树脂特性确定,并受固化过程中其它工艺因素的影响。本文对国产碳纤维增强648环氧树脂复合材料的固化工艺进行了研究。     

C/Al2O3型多功能炭/陶复合材料研究

为满足喷管内型面耐烧蚀及背壁绝热的要求,以整体炭毡、炭纤维多维编织件等为预制体,先进行炭素沉积与石墨化,再用Al2O3型高温无机胶进行真空-压力浸渍、烧结,制得C/Al2O3功能型复合材料.对增强相炭纤维与陶瓷相Al2O3的界面结合强度、无机胶液配方改进、提高烧结温度以及用沥青浸渍HIP等方面进行了研究.所获得的复合材料外表面导热系数λ＝0.902W/(m.K)(800℃),内表面线烧蚀率为0.018mm/s,电镜照片显示C/Al2O3的界面结合良好.     

M40石墨纤维/环氧F46复合材料弹性常数计算公式分析

M40石墨纤维/环氧F46复合材料是目前应用于卫星结构的主要材料。根据实验数据与已有多种计算公式作了比较,提出了适用于该材料的弹性常数计算公式。     

低成本炭/炭复合材料的研究进展——化学液相沉积工艺

简述了制备炭/炭复合材料的新工艺——化学液相沉积(CLD)的沉积原理。利用工业燃油作为裂解炭前驱体,炭纤维毡作为增强体,通过工艺参数控制得到低成本炭/炭复合材料。CLD工艺所得材料沉积密度1.6 g/cm3,轴向压缩强度92 MPa,等离子烧蚀率0.06 mm/s,与CVD工艺所得材料相近。与常规CVD工艺相比,CLD工艺制备的C/C复合材料在制备时间上缩短了4/5,致密速率快5倍多。所得基体裂解炭为粗糙层与光滑层结构(大部分为粗糙层结构)。基体炭与炭纤维接合界面适中,且呈洋葱状分布,从而材料具有一定韧性。