摘要：低密度碳纤维复合材料具有轻量化、耐高温、低热导等优异特性,在航空航天热防护领域有较大的应用潜力。为了提高低密度碳纤维复合材料高温抗氧化性能,本研究设计并研制了耐高温低密度抗氧化碳纤维复合材料。首先,采用气相沉积工艺对传统低密度碳纤维复合材料进行了强韧化处理,沉积210 h时后材料抗拉强度和抗压缩强度分别提高275%和341%。其次,采用刷涂浸渍和高温原位烧结方法设计并制备了双层超高温抗氧化涂层,采用高温马弗炉对材料在空气环境、不同温度下的高温抗氧化性能进行了测试。结果表明,在1700~1750℃考核条件下材料表现出优异的抗氧化性能,增重率为1.1×10^-5~1.5×10^-5 g/(cm^2·s),表面形成的致密氧化硅氧化膜和氧化铪镶嵌氧化硅氧化膜为材料提供了优异的抗氧化性能。

摘要：为获得高性能针刺碳/碳复合材料,拓展其应用领域,通过优化针刺工艺参数,设计并研制了不同结构参数的针刺预制体。采用沥青高压致密化工艺将针刺预制体制备成一系列针刺碳/碳复合材料,研究了针刺碳/碳复合材料的微观结构、力学性能和热物理性能。结果表明,针刺预制体的针刺深度、针刺密度以及短/长纤维配比等对碳/碳复合材料的力学性能和热物理性能影响显著。当针刺深度为12 mm、针刺密度为22针/cm^2、短/长纤维比例为1.0:4.8时,针刺碳/碳复合材料表现出优良的综合性能,拉伸、压缩、弯曲、面内剪切和层间剪切强度分别达到207、228、285、54和28 MPa。

摘要：综合原料的热物理性能分析和配比设计,实现了C/C复合材料载体孔隙体积的精细控制,采用热压-熔渗两步法在低温条件下制备了具有高致密、低残余Si含量特征的短碳纤维增强C/C-SiC复合材料。系统解析了C/C-SiC复合材料成型过程中的结构演变行为,研究了短纤维增强C/C-SiC复合材料的力学性能和失效机制。结果表明:多孔C/C复合材料载体孔隙的孔径呈双极分布特征,添加芳纶纤维可提高网络孔隙结构的连通性,具有显著的孔隙结构调控作用。SiC基体以网络骨架形态分布于C/C-SiC复合材料内部,与纤维束形成了强界面结合钉扎结构,高含量纤维协同作用下使C/C-SiC复合材料具有优异的综合力学性能,添加芳纶纤维可明显增加复合材料内部裂纹扩展路径,提高C/C-SiC复合材料的断裂韧性。碳纤维的面内各向同性分布及陶瓷相层间均匀分布对C/C-SiC复合材料承载、摩擦稳定性提升均具有积极作用。

摘要：高导热C/C复合材料具有高热导率、低密度、低热胀系数和高温下高强度等性能,成为近年来最具发展前景的散热材料之一。本文综述了国内外高导热C/C复合材料的发展现状,分析了C/C复合材料的热物理性能及影响其热导率的因素,介绍了C/C复合材料的导热机理、碳纤维、基体炭的导热性能,以及高导热C/C复合材料的制备和改性等。

摘要：采用适宜于测试复合材料的残余应力测试方法钻孔法,通过二次通用旋转组合设计实验,采用电镀金刚石刀具铣磨加工碳/碳复合材料,选取切削深度、切削宽度、切削速率、进给量四个因素进行实验。实验结果分析表明,回归得到基于二次多项式的数学模型,进一步分析了残余应力随各加工参数的变化规律,整体寻优得到了残余应力的极值。研究表明,铣磨加工碳/碳复合材料,残余应力皆为压应力。伴随着切削速率的增长,残余应力存在渐进值。本次实验中,残余应力趋于-16 MPa稳定。伴随着切削宽度、切削深度、进给量的增大,机械加工残余应力表现为先增大后减小(压应力即残余应力的绝对值先减小后增大)。本次实验中,各加工参数的变化分界点分别为:切削宽度aw=6 mm;切削深度ap=0.5 mm;进给量f=200 mm/min。

摘要：采用改进设计的像框试验对Nomex蜂窝夹层结构的面内剪切性能进行了表征测试与研究。试验结果表明,在像框的持续性剪切载荷作用下,夹层结构首先发生了板-芯界面脱粘,继而蒙皮在竖直方向上形成了巨大的鼓包和皱褶。随着剪切载荷的增加,夹层结构最终发生了横向的断裂。多次试验结果所得的低于3%的离散率也预示出面内剪切像框试验的有效性和准确性。此外,试样和夹具之间的固定程度是影响面内剪切像框试验的关键因素。仅采用螺钉进行固定的试样测试时,螺钉受拉力的移动直接导致了夹层结构边缘破坏,然而样件本身所受像框的面内剪切载荷有限,试验无效。

摘要：为获得好的强韧化效果,提出了适合碳纳米管强韧化陶瓷基复合材料的嵌入型显微结构模型,应用杂凝聚法,分别采用单壁、多壁及定向碳纳米管复合,制备了具有该种结构特征的复合材料。对比研究了上述三种CNTs/Al2O3复合材料显微结构的差异及对复合材料性能的影响。结果表明,碳纳米管种类、形态及分散性对嵌入型显微结构的形成有影响,细且直的单壁碳纳米管有利于形成嵌入型显微结构。

摘要：远程高超声速飞行器处于极为恶劣的气动加热与振动耦合环境中,长时间的高温与振动载荷相互叠加会导致飞行器热防护材料出现裂纹、错位、剥离或脱落,甚至会引发致命的安全事故。因此热防护材料在极端高温环境下的地面热/振联合试验测试,对于高超声速飞行器的安全可靠性设计极为重要。建立高温与振动复合试验环境,设法解决轻质多孔隔热材料在强振动下,表面温度难于准确测量与控制的难题,制作水冷式隔热装置保护价格昂贵的振动激励设备等,实现了1 500℃高温环境下高超声速飞行器轻质隔热材料的热/振联合试验。得到非金属隔热材料陶瓷纤维板内部的断裂形貌及裂纹断面特征。根据试验前、后材料的表观及微观变化以及内部结合剂的变化等试验结果,对材料进行改进。经过试验测试后,达到了使用要求。本文建立的1 500℃极端高温环境下的热/振联合试验系统及试验结果为远程高超声速飞行器热防护材料的抗振动能力评估、隔热效果确定以及材料性能的改进提供了重要支撑。

摘要：为了提高树脂基复合材料烧蚀中的热阻塞效应,同时避免因为加入过量树脂引起的复合材料脆性较大的问题,本文提出了引入可分解纤维改性的方法来解决这一矛盾。通过比较,筛选出了分解性质与酚醛树脂相似的可分解纤维,制备了改性纤维/酚醛复合材料。电弧风洞烧蚀试验结果显示2,0 mm厚的改性纤维/酚醛在最高热面温度1 300℃、总加热时间600 s的条件下背面温升比相同条件下高硅氧/酚醛低约40℃,表现出很好的烧蚀防热性能,与材料设计的初衷相符。因此,引入可分解纤维的方法是一种有效改善复合材料性能的方法。

摘要：高导热碳/碳复合材料具有轻质、高导热、高模量、低热胀以及传统碳/碳复合材料的高温高强度等优异性能,已成为当前复合材料研究的热点,在航天航空、电子科技、核工业等领域具有广阔的应用前景。本文依据构建的典型结构碳/碳复合材料热导率模型,定量分析了重点结构参数对碳/碳复合材料热导率的影响,并据此开展了高导热碳/碳复合材料结构设计、调控、制备与表征研究,制备出室温导热方向热导率分别达到700,400和350 W/m·K以上单向、二维和三维高导热碳/碳复合材料。