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：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：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：文章在空间相机次镜三杆和筒体复合支撑结构设计中,引入了拓扑优化设计方法,通过仿真确立了传力路线,在规定的设计空间内实现了结构的轻量化;结合材料成型工艺,完成了次镜支撑结构的设计和仿真分析,并根据设计方案制备了质量约7.62kg的实际结构产品;对该产品进行了测试,测得频率为176.03Hz,满足产品设计的轻量化指标要求以及频率性能要求。文章提出的设计方法对于同轴光学系统中次镜支撑结构的轻量化设计具有一定的参考价值。

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：SiC纤维织物是耐高温陶瓷基复合材料的一种重要增韧材料。本文以平纹SiC纤维织物为研究对象,开展了单轴拉伸试验和±45°偏轴拉伸试验,得到了其拉伸和剪切性能;进行了纱线抽出试验,得到其经纬纱线间的摩擦系数;通过X射线CT检测,得到其细观结构;利用最小二乘法拟合出经纬纱线的横截面和卷曲形状曲线;通过建立纱线的简支梁模型,计算出剪切变形中经纬纱线摩擦力矩,预测了平纹SiC纤维织物的剪切应力-应变曲线。剪切变形过程分为纯剪和纱线挤压阶段,两个阶段的交界点为织物的锁紧角。研究结果对设计和制备平纹SiC纤维织物预制体具有参考价值。

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：连续纤维增韧碳化硅复合材料(CMC-SiC)热结构部件已广泛应用于航天、航空、航发领域,该部件通常采用组合装配集成制造技术研制,发展新型高性能CMC-SiC紧固件制备技术是推动部件制造技术的关键之一。本文从组装集成制造技术需求特点出发,阐述了CMC-SiC紧固件的类别、制备技术和微结构特点,分析了CMC-SiC复合材料对CMC-SiC紧固件力学性能的制约关系,总结了CMC-SiC机械连接剪切行为、钉载分配和拉伸行为的研究现状,揭示了CMC-SiC紧固件静态力学性能及其失效机制。进一步分析了CMCSiC紧固件振动松弛机制及其防松措施,探讨了氧化损伤对CMC-SiC紧固件性能的影响。据此,从预制体结构设计、制备工艺和紧固件结构角度,提出了CMC-SiC紧固件性能优化途径,最后展望了CMC紧固件制备技术及其连接性能的发展。

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：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。