C/SiC陶瓷基复合材料研究与应用现状

碳纤维增强碳化硅(C/SiC)陶瓷基复合材料具有低密度、高强度、耐高温、耐磨等综合性能，已成为重要的热结构材料体系之一，目前已成功应用于航空发动机热结构部件、飞行器热防护系统、制动系统以及核结构部件等。本文主要综述了C/SiC陶瓷基复合材料在制备方法和应用领域的研究进展，介绍了一系列具有代表性的C/SiC复合材料的制备方法，重点关注多种制备方法相结合的混合工艺，概述了C/SiC复合材料在航空航天热结构和热防护、刹车材料、空间相机结构等领域的应用，展望了更优异的混合制备工艺以及针对不同应用要求的复合材料新体系，以便为今后C/SiC陶瓷基复合材料的进一步研究提供参考。     

C/SiC复合材料结构件热模态模型建模和修正方法

C/SiC材料是一种热的不良导体，在防热隔热领域具有重要的潜在应用前景。本文开展了C/SiC结构件的有限元模型修正方法研究。在热弹性理论的基础上推导了各向异性材料的应力-应变关系，建立了C/SiC复合材料层板在高热流密度条件下的系统泛函。建立了考虑温度效应的C/SiC复合材料结构的动力学有限元模型。提出了基于多层级思想的C/SiC复合材料结构模型修正方法。以模态频率差值最小为修正目标，复合材料力学、热学参数为修正变量，开展模型修正。模型修正结果表明，本文提出的方法具有良好的修正效果，能够准确修正结构热环境下的复合材料参数及边界条件。     

高性能 C/ SiC刹车材料及其优化设计

对比分析了 C/ C和 C/ SiC刹车材料的力学性能和摩擦磨损性能。结果表明 , C/ SiC刹车材料的力学性能比 C/ C的高 , 而且 C/ SiC刹车材料克服了 C/ C静态摩擦系数低和湿态摩擦性能严重衰减的不足 , 说明 C/ SiC刹车材料是一种新型高性能刹车材料。以 C/ C复合材料为基础 , 在深入分析机轮刹车盘服役环境特点的基础上探讨了 C/ SiC刹车材料的力学性能、 热物理性能、 摩擦磨损性能、 复合材料结构和制造工艺等方面的优化设计途径和方法 , 为实现材料微结构2力学性能2摩擦磨损性能的协同设计与制造奠定基础。      

SiCf/SiC陶瓷基复合材料制备技术与性能研究进展

连续SiC纤维增强SiC陶瓷基复合材料(SiCf/SiC)具有良好的高温力学性能、抗氧化性及放射耐受性等,是继Cf/C和Cf/SiC复合材料之后航空航天和原子能等领域最理想的新一代高温结构材料.从原材料、制备技术、微观结构与性能及应用等方面对SiCf/SiC复合材料的最新研究进展进行了综述,并对其发展趋势进行了展望.开发新型制备技术和优化现有技术及采用其联合工艺减低成本,进一步优化材料微观结构提高其使用性能是今后SiCf/SiC复合材料的研究重点.     

碳/碳化硅陶瓷基复合材料的研究及应用进展

碳/碳化硅(C/SiC)陶瓷基复合材料是重要的热结构材料体系之一.综述了近年来发展的有关制备C/SiC陶瓷基复合材料的各种技术及其在航空航天、光学系统、空间技术、交通工具(刹车片、阀)、能源技术等领域的应用,展望了可应用于玻璃工业中的纳米碳颗粒与亚微米碳化硅复合的陶瓷基复合材料制备工艺,可拓宽该陶瓷基复合材料的应用领域.     

新型基片材料——C/SiC复合材料

阐述了目前常用的3大类基片材料,即塑料基、金属基和陶瓷基材料,比较了3类材料的性能,得出了陶瓷基材料是综合性能较好的基片材料的结论,并比较了目前陶瓷基片材料中的Al2O3、AlN、BeO、SiC的性能,认为SiC作为基片材料具有良好的发展前景;针对单相SiC陶瓷固有脆性导致难以大尺寸成型的问题,提出了使用C/SiC复合材料制备基片材料的可能性,并综述了C/SiC复合材料的制备工艺,比较了3种工艺(PIP、CVI、LSI)所制备的材料的性能,认为液相渗硅(LSI)C/SiC复合材料制备大尺寸封装基片材料是未来最具前景的发展方向。     

C/SiC复合材料在空间环境中的性能研究进展

介绍了空间氧化环境和低温环境对C/SiC复合材料性能的影响。研究表明:空间原子氧环境对C/C-SiC材料中的C相剥蚀严重;原子氧氧化对C/SiC复合材料的力学性能影响较小。原子氧与分子氧的叠加氧化对C/SiC复合材料的性能影响较大。在空间低温条件下,C/SiC复合材料的拉伸强度会先降低,然后又逐渐恢复;该材料破坏模式与其高温条件下的破坏模式相同。同时提出了当前研究中存在的问题,并展望了未来的研究方向。     

聚变堆结构材料SiC/SiC的研究进展

SiC/SiC复合材料具有优异的高温强度、抗蠕变性能、耐腐蚀和热冲击性能、假塑性断裂行为以及在聚变环境下固有的低诱导放射性和放射余热,被公认为是聚变堆结构的候选材料,在国际上很多反应堆概念设计中颇受瞩目.综述了几十年来世界范围内对聚变堆包层结构应用背景下的SiC纤维、SiC单体、纤维一基体界面以及SiC/SiC复合材料的研究进展,阐述了对该复合材料辐照效应的研究现状,并在此基础之上指出了目前SiC/SiC复合材料应用于聚变堆包层结构材料的限制因素.     

具有气凝胶结构特征的C/SiO2和C/SiC复合材料研究进展

具有气凝胶结构特征的C/SiO₂和C/SiC复合材料因其多样的结构存在形式和多孔、轻质、耐高温等特性, 在高温隔热、吸附、催化、储氢、光电等多种领域具有广泛的应用前景和研究价值。依据硅源与碳源的不同引入方式, 本文综述了采用共聚法、浸入法和聚合物先驱体热解法制备的具有气凝胶结构特征的C/SiO₂和C/SiC复合材料的研究现状。借助碳材料与SiO₂两者间的相对存在形式, 探讨了这三种工艺方法制备C/SiO₂和C/SiC复合材料的工艺特点, 分析了材料所呈现的组织结构特征、合成机理和性能特点, 并对其潜在的应用前景进行了展望。硅与碳之间多样的复合方式使C/SiO₂和C/SiC复合材料呈现出多样的材料特征和特性, 为相关研究开辟了新的方向。     

3D-C_f/SiC陶瓷基复合材料研究进展

三维碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(3D-Cf/SiC)因其各种优异性能已在各领域广泛应用。针对国内外研究现状,总结了三维编织复合材料特性、3D-Cf/SiC的最新制备工艺与界面问题以及Cf/SiC作为高温热结构材料和支撑结构材料的应用现状。最后展望了3D-Cf/SiC的发展趋势并指出对3D-Cf/SiC的研究将一直是碳化硅陶瓷基复合材料界研究的重点和难点。     

面向一体化热防护的陶瓷基复合材料轻量化结构研究进展与挑战EI北大核心CSCD

高超声速飞行器技术是航空航天领域发展的重要方向,对国防安全起着重要作用。高超声速飞行器能在极端环境中安全服役的关键在于飞行器的热防护材料与结构。一方面,热防护材料与结构必须能够经受恶劣的气动热环境;另一方面,热防护材料与结构还要在承载的同时尽可能降低质量以提高飞行器有效载荷。因此,需要研发兼具耐高温、轻量化、承载特性的热防护结构。本文首先综述了C/SiC陶瓷基复合材料轻量化点阵结构及其制造方法,对其在室温、高温环境下的力学行为与传热行为的研究现状进行了总结,并具体讨论了基于C/SiC陶瓷基复合材料轻量化点阵结构的耐高温、轻量化、承载、一体化热防护结构研究进展情况。最后,在新设计理论与方法、新制造技术、服役特性、多功能一体化设计与实现四个方面对面向一体化热防护的陶瓷基复合材料轻量化结构的研究挑战进行了展望。本文为高超声速飞行器新型热防护结构的发展提供一定借鉴与思考。     

超高温陶瓷改性C/SiC复合材料的研究进展

超高温复合材料的制备技术是制约新一代航天器发展的一项重要技术,为此近年来国内外积极研制耐超高温、抗烧蚀甚至零烧蚀的复合材料。概述了应用于航天领域的高温热结构复合材料C/SiC和超高温陶瓷材料的研究进展,综述了超高温陶瓷改性C/SiC复合材料的改性机理及制备方法,最后提出了今后研究的重点。     

C/C热防护结构弹性波仿真分析方法及损伤对弹性波的影响

热防护结构（Thermal protection structures,TPS）作为可重复使用航天飞行器的关键结构,其安全性和可维护性至关重要。已有的针对可重复使用航天飞行器TPS的结构健康监测的研究不多,特别是C/C、C/SiC等复合材料制造的TPS。针对可重复使用航天飞行器C/C TPS,研究其基于主动弹性波的结构健康监测方法。提出了一种TPS弹性波数值仿真方法,在验证方法有效性的基础上,开展了面向C/C TPS损伤监测的弹性波传播特性研究,从信号时域特征、弹性波传播波场、损伤散射信号、损伤散射信号波场及损伤因子5个方面全面分析了弹性波在C/C TPS中的传播特性及损伤带来的影响。结果表明,当分层损伤边长大于25 mm后,损伤因子剧烈变化,因此采用基于弹性波的结构健康监测方法可以很好地监测C/C TPS内部分层损伤及损伤的扩展情况。      

Cryogenic optical measurements of 12-segment-bonded carbon-fiber-reinforced silicon carbide composite mirror with support mechanism

A 720 mm diameter 12-segment-bonded carbon-fiber-reinforced silicon carbide (C/SiC) composite mirror has been fabricated and tested at cryogenic temperatures. Interferometric measurements show significant cryogenic deformation of the C/SiC composite mirror, which is well reproduced by a model analysis with measured properties of the bonded segments. It is concluded that the deformation is due mostly to variation in coefficients of thermal expansion among segments. In parallel, a 4-degree-of-freedom ball-bearing support mechanism has been developed for cryogenic applications. The C/SiC composite mirror was mounted on an aluminum base plate with the support mechanism and tested again. Cryogenic deformation of the mirror attributed to thermal contraction of the aluminum base plate via the support mechanism is highly reduced by the support, confirming that the newly developed support mechanism is promising for its future application to large-aperture cooled space telescopes.     

纤维涂层对复合材料力学性能的影响

对于ＳｉＣ纤维／ＭＡＳ微晶玻璃复合系统，发现在烧结温度下，纤维和基体之间有较严重的化学反应发生，界面结合强，力学性能较差．通过对ＮｉｃａｌｏｎＳｉＣ纤维加涂层，发现Ｎｂ２Ｏ５和ｃ涂层对复合材料的界面结合改善不大，而ＬＣＡＳ晶玻璃涂层能使纤维和基体间的界面结合明显减弱，力学性能大幅度提高，室温抗折强度和断裂韧性分别达３２７ＭＰａ和１３．９ＭＰａ·ｍ１／２．     

The fabrication and wear properties of C/Al and (C + SiC)/Al composites based on wood template

Wood with its rational and magical inner structures was used as a template to fabricate C/Al and (C + SiC)/Al composites in this research. The carbon frame was first pyrolyzed from the wood template. The final composites were then obtained by infiltrating Al alloy and silicone resin into the carbon frame. The microstructures and the wear properties of these products were analyzed. The results show that the structures of the C/Al and (C + SiC)/Al composites are controlled by the natural structures of the wood. Moreover, the carbon in the composites reduced the wear rate of the Al alloy as an efficient lubricant. Compared with the C/Al composite, the (C + SiC)/Al composite shows better wear resistance because of silicon carbide.     

Microscopic surface structure of C/SiC composite mirrors for space cryogenic telescopes

We report on the microscopic surface structure of carbon-fiber-reinforced silicon carbide (C/SiC) composite mirrors that have been improved for the Space Infrared Telescope for Cosmology and Astrophysics (SPICA) and other cooled telescopes. The C/SiC composite consists of carbon fiber, silicon carbide, and residual silicon. Specific microscopic structures are found on the surface of the bare C/SiC mirrors after polishing. These structures are considered to be caused by the different hardness of those materials. The roughness obtained for the bare mirrors is 20 nm rms for flat surfaces and 100 nm rms for curved surfaces. It was confirmed that a SiSiC slurry coating is effective in reducing the roughness to 2 nm rms. The scattering properties of the mirrors were measured at room temperature and also at 95 K. No significant change was found in the scattering properties through cooling, which suggests that the microscopic surface structure is stable with changes in temperature down to cryogenic values. The C/SiC mirror with the SiSiC slurry coating is a promising candidate for the SPICA telescope.     

Anisogrid composite lattice structures - Development and aerospace applications

The paper is an overview of the recent Russian experience in development and applications of Anisogrid (Anisotropic Grid) composite lattice structures. Anisogrid structures have the form of cylindrical (in general, not circular) or conical shells and consist of a dense system of unidirectional composite helical, circumferential and axial ribs made by continuous filament winding [1] and [2].High weight and cost efficiency of Anisogrid structures is provided by high specific (with respect to density) strength and stiffness of unidirectional ribs used as the basic load-carrying elements of the structure and by automatic winding process resulting in low-cost integral structures. Anisogrid structures proposed about 30 years ago are under serial production in Central Research Institute of Special Machinery (CRISM) which develops lattice interstages, payload attach fittings (adapters) and spacecraft structures for Russian space programs. By now, about 40 successful launches have been undertaken with Anisogrid composite lattice structures.The paper provides the information about fabrication processes, design and analysis methods, mechanical properties of the basic structural elements and application of Anisogrid composite design concept to aerospace structures.     

1500℃高温氧化环境下C/SiC复合材料结构的热/力联合试验

针对高超声速飞行器新型超高温结构力/热/氧化关键性能参量试验测试的迫切需求,自行设计并建立了可实现在高达1 500℃极端高温氧化环境下进行结构断裂性能测试的辐射式热/力联合试验系统,并对耐高温C/SiC复合材料结构在1 500℃等高温氧化环境下的断裂强度以及出现断裂时的时间点等关键性能参数进行了试验测试,当试验温度从1 000℃上升至1 500℃,C/SiC复合材料试验件的断裂强度下降了47.5%,断裂时间缩短50.1%。本极端高温载荷试验系统为高超声速飞行器结构热强度研究提供了重要的氧化环境下的热/力联合试验测试手段。研究结果表明:通过高温预加载可以明显提高C/SiC复合材料结构的断裂强度,增幅为38%,承载时间提高61.1%。试验结果为高超声速飞行器复合材料部件在极端热环境下的安全可靠性设计以及强度性能的改进提供了重要依据。