摘要：连续氧化铝纤维增强氧化铝复合材料(Al_(2)O_(3f)/Al_(2)O_(3))是发展高性能航空发动机热端部件的理想材料。本工作研究了国产Al_(2)O_(3f)/Al_(2)O_(3)复合材料的室温和1000℃拉伸力学性能,使用SEM观察拉伸试样的微观形貌和断口形貌,使用TEM观察纤维的微观结构,采用Weibull分布统计分析抗拉强度,利用纤维推入法得到纤维/基体界面剪切强度。结果表明,国产Al_(2)O_(3f)/Al_(2)O_(3)复合材料室温抗拉强度为(257±31)MPa,1000℃的抗拉强度为室温的78%,已达到国际Nextel610/Al_(2)O_(3)水平。研究发现,界面结合强度是影响抗拉强度的主要因素。界面结合强度较低,纤维拔出长且分散,抗拉强度高;界面结合强度较高,发生纤维束断裂,且纤维拔出变短,抗拉强度低。

摘要：对聚硅硼氮烷(PSNB)、三甲胺环硼氮烷(PBN)及混合先驱体陶瓷化过程分别进行了研究,掌握了热处理温度对先驱体转化陶瓷微结构及性能的影响规律。经NH_(3)裂解后,聚合物转化陶瓷(PDC)-SiBN中形成了B-Si-O-N多元网络,具有良好的抗析晶能力,经过不超过1500℃的热处理后,陶瓷抗吸潮能力提升,介电常数在3.0~3.6之间,损耗约0.003。经NH_(3)裂解的PDC-BN中形成了B-N-O结构,随温度升高逐渐分解,转变为BN。将先驱体按照一定比例混合,可以实现对聚合物转化陶瓷元素组分的调控。混合先驱体转化陶瓷中由于异质界面的存在及多元网络减少,陶瓷热稳定性及介电性能均介于单种先驱体转化陶瓷之间,具有一定的性能可设计性。

摘要：通过建立有限元模型研究C/SiC铆接接头剪切应力分布及接头剪切破坏形式,并采用实验的方法对模型的准确性进行验证。计算结果表明:按本研究方案尺寸设计的C/SiC铆接接头受剪切载荷时,应力分布合理,以铆钉被剪断的方式破坏。实验验证中所有接头以铆钉被剪断的形式破坏,断口出现在连接板内侧,与计算结果一致,说明本研究所建立的计算分析C/SiC铆接接头的破坏形式的模型是合理的。

摘要：作为热结构材料,陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC)在航空航天领域应用潜力巨大。连续纤维的引入解决了陶瓷脆性大的问题,而纤维与基体间微小区域——界面层的设计是保证CMC具有高韧性的关键。一直以来相关研究主要集中于界面层与CMC宏观力学性能之间的关系,受限于表征难以深入研究界面层微区力学行为的困难。随着微纳力学测试与聚焦离子束(focused ion beam,FIB)技术的发展,近些年来对于CMC界面层结合强度以及其失效行为的表征逐渐增多。在此基础上,本文综述CMC中界面层的作用以及界面剪切强度的影响因素与调控机制,同时汇总当下通过直接或间接手段测试界面剪切强度的方法,重点总结微纳力学手段下纤维push-out/push-in以及微柱压缩等方法的适用条件以及差异,报道这些方法在界面区失效机制研究方面的进展,并指明尚存在的一些问题。其中,纤维pushout/push-in可以反映基体应力作用对界面剪切强度的影响,但测试结果可能受到外部因素的影响;而微柱压缩测试则更多地反映界面层本征特性,无法反映基体应力对界面剪切强度的影响,也无法反映纤维拔出过程。最后展望未来的研究方向:进一步拓展界面微区力学行为的表征方法,同时确定微区力学与宏观力学性能间的影响机制并建立模型,最终实现CMC的界面层优化。

摘要：碳/碳化硅是近年来发展起来的一种新型高性能陶瓷基摩阻材料,具有密度低,抗氧化性好,摩擦性能高且性能稳定等一系列优点,在高速列车、飞机和重型汽车等高能载制动领域具有广泛的应用前景。反应性熔体浸渗法是制备碳/碳化硅摩阻复合材料的有效途径。从碳/碳化硅摩阻复合材料的设计出发,深入分析了反应性熔体渗透过程的热力学条件,Si-C反应体系的基本特征以及动力学规律。针对短纤维模压和三维针刺等两种典型C/SiC复合材料的制备过程,对材料的微结构特征和摩擦磨损性能进行了系统论述。同时,对红外热成像、X射线透射和工业CT等先进工程检测方法在碳/碳化硅摩阻复合材料构件上的应用进行了分析。

摘要：利用在三维针刺C/SiC复合材料板上设计不同直径和深度的盲孔作为试样,模拟材料表面下的孔洞缺陷。采用红外热成像技术对试样盲孔缺陷进行检测,获得盲孔缺陷信息,通过最大温差法和lnT-lnt曲线二阶导数最大值法两种分析方法测量盲孔的深度并分析所产生的误差。结果表明:两种方法都可以实现对盲孔缺陷深度的定量测量,但产生的测量误差存在差异;当径深比为1～4.4时,采用最大温差法的误差明显小于lnT-lnt曲线二阶导数最大值法,而lnT-lnt曲线二阶导数最大值法的测量精度虽然稍低,但该方法所适用的径深比范围较宽,并且测量误差随着盲孔径深比的增大而减小。

摘要：新一代高超声速飞行器热端部件服役温度不断提高,对表面防护涂层的相稳定性和抗烧蚀性能提出了更高的要求。本工作针对传统过渡金属氧化物ZrO_(2)、HfO_(2)涂层开展高熵化设计,采用高温固相反应结合超音速大气等离子喷涂制备(Hf_(0.125)Zr_(0.125)Sm_(0.25)Er_(0.25)Y_(0.25))O_(2-δ)(M1R3O)、(Hf_(0.2)Zr_(0.2)Sm_(0.2)Er_(0.2)Y_(0.2))O_(2-δ)(M2R3O)、(Hf_(0.25)Zr_(0.25)-Sm_(0.167)Er_(0.167)Y_(0.167))O_(2-δ)(M3R3O)三种高熵氧化物涂层,探究稀土组元含量对高熵氧化物涂层的相结构演变规律、相稳定性以及抗烧蚀性能的影响。M2R3O涂层和M3R3O涂层呈现优异的相稳定性和抗烧蚀性能,涂层经热流密度为2.38~2.40 MW/m^(2)的氧–乙炔焰烧蚀后仍保持物相结构稳定,未发生固溶体分解或析出稀土组元。其中M2R3O涂层循环烧蚀180 s后的质量烧蚀率与线烧蚀率分别为0.01 mg/s和–1.16μm/s,相比M1R3O涂层(0.09 mg/s、–1.34μm/s)以及M3R3O涂层(0.02 mg/s、–4.51μm/s),分别降低了88.9%、13.4%以及50.0%、74.3%,表现出最优异的抗烧蚀性能。M2R3O涂层的抗烧蚀性能优异归因于其兼具较高的熔点(>2200℃)和较低的热导率((1.07±0.09)W/(m•K)),使其有效防护内部的SiC过渡层以及C/C复合材料免受氧化损伤,避免了界面SiO_(2)相形成所导致的界面开裂。

摘要：为满足高推重比航空发动机在长时热力氧化环境下的使用需求和航空发动机关键热结构部件的隐身需求,碳化硅陶瓷基复合材料正朝着自愈合抗氧化、兼具承载和吸波性能的结构吸波一体化发展。本文分别介绍了碳化硅陶瓷基复合材料在强韧化、自愈合抗氧化、电磁波吸收三方面的设计原则,综述了在这三方面的研究现状。一种材料同时具有高强度高韧性、自愈合抗氧化和吸收电磁波三方面的性质将是结构功能一体化CMC-SiC未来发展的大趋势。

摘要：聚合物转化陶瓷(polymer derived ceramics,PDCs)制备技术简单,烧结温度低,可设计性强,40年来得到了极大的发展。本文综述了多孔PDCs的研究进展,包括模板法、发泡法、冷冻铸造技术、增材制造技术等制备方法;此外,还对陶瓷前驱体如聚碳硅烷、聚硅氧烷、聚硅氮烷等分子侧链设计以调整陶瓷产物的组成、微结构、力学性能等的研究现状进行了综述;提出未来发展的方向是增材制造技术制备多孔 PDCs及陶瓷前驱体分子层面的设计。

摘要：2D-SiCf/SiC复合材料是航空航天领域热端构件的关键材料。材料抗拉强度的统计分布规律在构件的设计与分析中发挥着重要作用。本文测试了化学气相渗透方法制备的2D-SiCf/SiC的室温和1 200℃的抗拉强度,并使用扫描电子显微镜进行了断口形貌分析。采用Weibull分布、正态分布和对数正态分布等三种模型分析了测试结果,并根据Anderson-Darling检验方法进行了检验。结果表明,Weibull分布对2D-SiCf/SiC抗拉强度拟合优于正态分布和对数正态分布。根据Weibull模数大小,1 200℃抗拉强度的分散性大于室温抗拉强度的分散性。利用二参数Weibull分布精确预测了2D-SiCf/SiC室温和1 200℃抗拉强度。分析表明2D-SiCf/SiC抗拉强度的分散性主要来源于纤维/基体界面结合强度和纤维强度的分散性。