内置高温热管C/C复合材料热防护结构热力耦合机制

采用内置高温热管的热防护结构是一种新型高效的热防护方式。建立了内置高温热管的C/C 复合材料热防护结构模型, 并通过罚函数的方法引入C/C 复合材料与高温热管间装配关系, 推导了一种顺序耦合的热力耦合有限元格式, 在此基础上对热防护结构进行了热力耦合计算分析, 最后对影响结构温度场与应力场的若干参数进行了参数影响分析。计算结果表明, 在典型飞行状态下, 采用内置高温热管的C/C 复合材料热防护结构能确保结构驻点温度在材料许用温度范围内; 同时, 采用预留装配间隙的方法可有效降低结构界面的接触应力。该方法也可进一步用于研究由接触热阻引起的热力耦合问题。      

抗事故包装箱热防护结构的设计及其性能分析

对抗事故包装箱的火灾环境条件进行了研究 ,初步确定了抗事故包装箱的设计模型 ,提出了一种可用于分析评价抗事故包装箱防火 (或高温 )性能的理论模型 ,并对影响结构热响应的几个关键因素进行了有限元数值模拟     

Lamb波结构损伤检测温度补偿方法仿真与实验研究

基于主动Lamb波的结构健康监测和损伤检测是目前研究的热点之一。由于环境温度的改变使得结构的材料性能发生变化,从而导致导波在结构中的传播也发生变化。因此对于需要利用完整结构的基准状态信号对比当前信号来判定结构损伤存在与否的Lamb波线性损伤检测方法来说,波动传播温度影响的补偿就显得尤为重要。本文基于压电激励Lamb波传播过程分析研究了信号扩展时域温度补偿方法,分别进行了不同温度下Lamb波传播与损伤检测的有限元数值仿真和实验,利用基准信号选择和基准信号扩展的温度补偿方法处理波动响应信号。仿真和实验结果表明了温度补偿方法的有效性,得到了基准信号集中最大温度间隔要求,能够有效识别环境温度变化下的结构损伤。     

冲击损伤对C/C复合材料烧蚀性能的影响

利用Split Hopkinson Pressure Bar(SHPB)装置, 对炭化铪含量为2wt％的C/C复合材料进行了载荷峰值为137MPa的动态冲击损伤, 采用氧乙炔烧蚀装置研究了冲击损伤对C/C复合材料烧蚀性能的影响, 并结合扫描电镜讨论了冲击损伤对样品烧蚀机理的影响. 研究结果表明: 与未受冲击的C/C复合材料相比, 冲击损伤后, 复合材料的质量烧蚀率增加了40％, 线烧蚀率增加了118％.     

静力试验中C/SiC构件集成式热结构的声发射特性及与材料测试的对比静力试验中C/SiC构件集成式热结构的声发射特性及与材料测试的对比

在对C/SiC复合材料常温拉伸试验的损伤表征和声发射演化特性进行简要分析的基础上,针对构件集成式设计带来的复杂性特点,对某C/SiC热结构在常温静力试验中的声发射特性进行了分析。给出了试验中声发射特征参数的分类特点。根据试验加载中声发射信号规律,给出了结构的损伤演化模式。通过与材料级声发射信号的对比,判断了试验加载与热结构极限破坏载荷之间的裕度。由此将声发射测试从材料级别的研究延伸到大型C/SiC热结构。      

2D C/SiC复合材料氧化损伤的红外热波成像检测

采用红外热波成像技术分别对二维叠层C/SiC(2D C/SiC)复合材料的无SiC涂层盲孔试样和有SiC涂层的三点弯曲强度试样的氧化损伤进行无损检测。分析了材料氧化损伤与热辐射强度信号之间的关系, 以及热扩散系数与材料密度、抗弯强度之间的关系, 探索了采用红外热波成像检测和评价2D C/SiC氧化损伤的可行性。检测结果表明: 红外热波成像可以直观地反映2D C/SiC复合材料的氧化损伤。2D C/SiC氧化后的密度随热扩散系数的减小呈对数降低, 其抗弯强度随热扩散系数的减小呈抛物线降低。由此得出, 热扩散系数可以作为衡量陶瓷基复合材料的氧化损伤程度的依据, 红外热波成像是一种无损检测陶瓷基复合材料氧化损伤的有效方法。      

Si/C/N纳米粉体的吸波特性研究

采用ＸＲＤ研究了氮原子百分含量为１１．６１%的Ｓｉ/Ｃ/Ｎ纳米粉体的相组成,并测定了粉体介电常数根据介电常数,分别优化设计了单层和双层的吸波徐层,设计的吸波涂层对８~１８ＧＨｚ范围的电磁波有较好的吸收作用．设计厚度为２．７ｍｍ的单层吸波涂层,在８~１５ＧＨｚ范围内反射率＜－５ｄＢ设计厚度为２．８ｍｍ的双层吸波涂层,在８~１８ＧＨｚ频率范围内电磁波的反射率均＜－５ｄＢ,反射率＜－８ｄＢ的频带为６ＧＨｚ．针对纳米粉体的吸波特性,提出了Ｓｉ/Ｃ/Ｎ纳米粉体的吸波机理．     

C/C 复合材料增强体结构对性能影响的研究

研究了四种C/C 复合材料增强体(1K 碳布、3K 碳布、1K 碳布+ 碳纸、1K 碳布+ 特殊碳毡) 结构对弯曲性能的影响。结果表明: 用这四种增强体制备的C/C 复合材料表现出明显的假塑性, 弯曲断口的宏观形貌呈“之”字形, 其总体力学性能良好, 但也具有较大差异。本文作者结合材料的微观形貌对这些特点的成因进行了分析。      

反应熔渗制备ZrC-SiC/(C/C)复合材料组织结构及耐烧蚀性能

采用反应熔渗法（RMI）制备出密度为3.288 g/cm3的ZrC-SiC/（C/C）复合材料,采用SEM-EDS、XRD和TEM等分析手段研究了ZrC-SiC/（C/C）复合材料的微观组织结构。结果表明:陶瓷相填充充分且均匀分布在C/C复合材料基体中,其内部组织主要由ZrC、SiC、热解炭（PyC）和碳纤维（CF）组成。熔渗剂反应充分,复合材料内部未检测到残余未反应金属Zr、Si。采用氧乙炔烧蚀设备检测ZrC-SiC/（C/C）复合材料在2 500℃下,烧蚀时间分别为30 s、60 s和90 s的烧蚀性能,其质量烧蚀率分别为5.667 mg/s、2.907 mg/s和3.030 mg/s,线烧蚀率分别为1.001 μm/s、4.662 μm/s和4.450 μm/s。试验结果表明,在高温烧蚀过程中,ZrC-SiC/（C/C）复合材料烧蚀中心区陶瓷相逐渐氧化生成ZrO₂和SiO₂;生成的ZrO₂和SiO₂混合物保护并填充复合材料烧蚀孔隙,阻止氧化反应向材料内部进行,有效提高了材料的烧蚀性能。      

溶剂热浸渍时间对C/C复合材料抗氧化性能的影响

采用溶胶-凝胶结合溶剂热浸渍法,利用硼溶胶和B2O3微粉对炭/炭(C/C)复合材料进行基体和表面改性。通过X射线衍射仪(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)等测试手段对改性后C/C复合材料的物相组成和显微结构进行表征。重点研究了溶剂热处理时间对改性后C/C复合材料的物相组成、显微结构及抗氧化性能的影响。结果表明经过溶剂热改性处理后,C/C复合材料的表面缺陷被B2O3保护层所覆盖,同时基体内部缺陷也被B2O3所填充。延长溶剂热改性时间,B2O3覆盖层的平滑度和致密度不断上升,C/C复合材料的抗氧化性能不断提高。经48h溶剂热改性后的C/C复合材料在静态空气中600℃恒温氧化17h后的质量损失仅为2.13%。     

基于数值模拟的热梯度CVI制备C/C 复合材料致密化行为

根据热梯度化学气相渗透(CVI)工艺制备C/C复合材料的特点, 建立了均相与非均相反应的多场耦合数学模型。以2D炭毡为预制体, 天然气为前驱体, 炉压为100 kPa的工艺条件下, 通过计算获得了预制体致密化过程中密度的演变规律; 分析了沉积温度及气体流量对致密化的影响, 获得了合理的沉积温度和气体流量范围。致密化100 h后, 预制体整体密度的计算值与实验值基本一致, 径向密度分布的模拟值与实验值呈相同的变化规律, 验证了模型的可靠性和模拟的预测能力。      

碳/酚醛防热复合材料烧蚀行为的数值模拟

碳/酚醛复合材料被广泛地应用于钝头体表面,是飞行器优秀的热防护材料。为了准确地预测其烧蚀性能,本文从复合材料的组成物纤维和基体的角度出发,基于能量、质量守恒和热分解方程,考虑了烧蚀过程中材料热属性的非线性变化和烧蚀面的退缩,分别计算了纤维和基体的烧蚀性能,预测了烧蚀过程中防热复合材料的温度分布、密度变化、质量损失规律及热属性和线烧蚀率等。结果表明：碳/酚醛复合材料的烧蚀是各种因素相互作用、相互影响的高度非线性过程;烧蚀过程中材料结构具有不均匀的温度分布,烧蚀面区域材料密度衰减最大并且材料的质量损失和损失率几乎呈线性增加;纤维和基体的烧蚀行为存在明显差异,分别预测两者的烧蚀性能,可以为热防护材料的设计提供更加准确的参考和依据。     

Application of contact element method in the numerical simulation of thermal stress

The interaction relationship between casting and mold (core) decides the stress level of casting and mold (core). In this article, the stress field during the casting process of stress frame casting was simulated by contact element method provided of the professional casting simulation software, ProCAST, compared its results with the simulation results of sand mold with full rigidity. Meanwhile, the influence of shake-out temperature on residual stress was also in study. It showed that the stress result of full rigidity mechanical model is bigger than that of the contact element method. The casting residual stress first increases and then decreases along with the elevation of the shake-out temperature, and the residual stress reaches the maximum when the shake-out temperature is 600°C. The lower is the shake-out temperature, the smaller is the casting deformation.     

强噪声下碳纤维增强树脂复合材料结构Lamb波层析损伤成像方法

Lamb波因其检测范围广、对缺陷敏感性高等特点在复合材料无损检测中广泛应用。但强噪声环境给有效信号的提取带来难度,影响损伤位置判定精度。针对该问题,提出了一种在强噪声背景下基于计盒维数和Lamb波层析成像技术的损伤定位成像方法。首先通过仿真分析了Lamb波在碳纤维增强树脂(CFRP)复合材料板损伤前后传播的特性。在选定的复合材料板上均匀布置圆形传感器阵列,以粘结质量块改变结构局部刚度的形式模拟真实损伤;其次每个传感器依次作为激励器产生Lamb波,其他传感器采集有无损伤下的响应信号,采用小波变换进行信号去噪。将去噪后的信号添加不同等级的白噪声实现噪声干扰;最后采用计盒维数计算有无损伤的信号差异确定损伤因子,并通过概率成像算法实现损伤的定位成像。实验结果表明,在强噪声环境中单损伤与多损伤成像定位最大和平均误差分别为11.18 mm和6.88 mm,该方法无需信号降噪技术,且避免了多损伤时复杂反射信号的提取过程,在强噪声下复合材料损伤定位识别方面具有较大的潜力。     

Bird strike damage analysis in aircraft structures using Abaqus/Explicit and coupled Eulerian Lagrangian approach

The subject of this paper is numerical prediction of bird strike induced damage in real aeronautical structures using highly detailed finite element models and modern numerical approaches. Due to the complexity of today’s aeronautical structures, numerical damage prediction methods have to be able to take into account various failure and degradation models of different materials. A continuum damage mechanics approach has been employed to simulate failure initiation and damage evolution in unidirectional composite laminates. Hashin’s failure initiation criteria have been employed in order to be able to distinct between four ply failure modes. The problem of soft body impacts has been tackled by applying the Coupled Eulerian Lagrangian technique, thereby avoiding numerical difficulties associated with extensive mesh distortion. This improvement in impactor deformation modelling resulted in a more realistic behaviour of bird material during impact. Numerical geometrical and material nonlinear transient dynamic analyses have been performed using Abaqus/Explicit. The main focus of the work presented in this paper is the application of the damage prediction procedure in damage assessment of bird impact on a typical large airliner inboard flap structure. Due to the high cost of gas-gun testing of aircraft components, experimental testing on the real flap structure could not have been performed. In order to evaluate the accuracy of the presented method, the bird and composite damage model have been validated against experimental data available in the literature.     

GF/PCBT复合材料熔融连接接头失效分析的实验研究与数值模拟

为了解决高黏度热塑性树脂难以制备高强度、大尺寸纤维增强热塑性复合材料构件的问题,采用真空辅助树脂传递模塑(VARTM)工艺与热压工艺相结合的方法,以环状对苯二甲酸丁二醇酯(CBT)在催化剂作用下聚合成的聚环状对苯二甲酸丁二醇酯(PCBT)为基体,制备了纤维体积分数达70%的连续玻璃纤维(GF)/PCBT复合材料层合板及熔融连接件,并测得其力学参数。采用数值模拟方法对连接界面层数分别为1、2、3层的A、B、C型3种不同方案的GF/PCBT复合材料熔融连接接头的承载能力和失效模式进行了预测。结果表明:不同的结构设计方案对GF/PCBT复合材料接头性能的影响较大,当连接长度在一定范围内时,接头区域主要发生界面分层失效,接头处复合材料的翘曲为界面裂纹加速扩展的主要因素,C型连接方式的接头结构承载能力相比于A型连接方式有明显提高;增加C型接头连接长度,试件承载能力提高,直至接头处界面分层失效和纤维、基体失效同时发生;继续增加连接长度,纤维与基体失效将成为接头区域的主要失效模式,此时承载能力无明显提升。     

Normal impact behaviour of C/SiC rigid‐felt titanium alloy three‐layered plate

In this paper, impact damage behaviours of C/SiC rigid‐felt titanium alloy three‐layered plate under normal impact are investigated. First, low velocity impact experiment of the three‐layered plate is performed by means of a drop weight impact apparatus. Second, the finite element model of the three‐layered plate is established using a damage constitutive model; also, the influences of the initial kinetic energy (the initial velocity and the mass of the impactor) on stress distributions and damage patterns of the three‐layered plate are analysed. Finally, the energy dissipation mechanisms and failure characterizations of the three‐layered plate are discussed; also, the agreements of physical variables and damage morphologies between experimental and numerical results validate the reliability of numerical simulation. The results will play an important role in designing and evaluating advanced thermal protection structure.     

圆板状SiC/C功能梯度材料残余热应力特征有限元分析

功能梯度材料残余热应力的大小及分布对其性能有效发挥及长期稳定使用有着较大的负面影响,为了尽可能充分发挥材料性能,增加材料的使用寿命,需尽可能减小残余应力以及使其合理分布.本文采用ANSYS有限元分析软件对不同叠层工艺参数的等离子体第一壁候选材料--SiC/C功能梯度材料(FGM)的残余热应力进行了数值模拟,获得了使热应力有效缓和的较适宜的工艺参数,对实际研发制备目标材料也可提供一些理论参照.相关结果表明,适量增加梯度叠层数及中间梯度层厚度可逐步有效缓和残余热应力,同时,针对本文今后应用的仍以炭材料为主体的炭基陶瓷保护层复合SiC/C FGM而言,纯SiC层厚度应取较小值,而叠层成分分布指数应取0.8～1.0为宜.     

含PyC-TaC-PyC复合界面C/C材料的氧乙炔焰烧蚀行为

用化学气相渗透方法,在准三维针刺炭毡中预沉积热解炭(PyC)和TaC涂层,再利用热解炭和树脂炭对该预制体进行后续致密化,制得含PyC-TaC-PyC复合界面的C/C复合材料(TaC-C/C),并对其进行氧乙炔焰烧蚀。与C/C相比,3 vol%TaC-C/C材料耐烧蚀性能无明显提高,且无法承受长时间的氧炔焰烧蚀;而14 vol%TaC-C/C材料表现出较好的长时间耐烧蚀性能。氧炔焰烧蚀后,复合材料表面由C、TaC、(Ta,O)及Ta₂O₅相组成。3 vol%TaC-C/C材料表面主要形成细小弥散的烧蚀斑点(5～20s)和烧蚀凹坑(120s);而14 vol%TaC-C/C材料表面则主要形成烧蚀斑点(5s)、较完整的氧化钽层(20s)以及烧蚀凹坑(120s)。14 vol%TaC-C/C材料在烧蚀20s后,复合材料可分为表面氧化物区、过渡区和基体区;复合材料表面完整连续的氧化钽层能有效保护复合材料。     

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。