径棒法编织C/C复合材料高温拉伸性能研究
发布时间：2021-02-22 11:07
采用化学气相沉积、沥青浸渍-高压碳化混合致密工艺向径棒法编织的预制体内引入基体碳,实现高密度（≥1.94g/cm3）炭/炭复合材料制备。利用快速通电加热测试技术,模拟C/C复合材料的高温工作环境,研究不同温度下材料的环向拉伸性能。结果表明:在2 300℃时,材料拉伸强度最大（80.3 MPa）,断裂应变随着温度的升高而增加。采用扫描电镜对试样及断口形貌进行观察,发现测试温度、机加损伤及试样过渡区应力集中影响材料断裂特征。温度为1 800℃、2 300℃时材料在过渡区断裂;温度为2 800℃时,材料在标距区发生破坏,纤维与基体界面结合强度低,纤维拔出多,表现出假塑性断裂特征。
【文章来源】：材料导报. 2017,31(S1)北大核心
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
图１径棒法编织Ｃ／Ｃ预制体结构示意图Ｆｉｇ．１Ｔｈｅｓｃｈｅｍｅｓｏｆｔｈｅｒａｄｉａｌｒｏｄｍｕｌｔｉ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ
１）。１．２致密化对预制体高温预处理后，采用化学气相沉积、沥青浸渍－高压碳化混合致密工艺引入炭基体进行致密化，期间进行石墨化处理（２５００℃），高压碳化后密度达到１．９４ｇ／ｃｍ３即完成致密，最后机加为测试试样。１．３高温拉伸性能实验西安航天复合材料研究所引进ＩＮＳＴＲＯＮ５９８２万能试验机，利用Ｃ／Ｃ复合材料的导电特性，采用试样通电加热的方式，使试样快速达到测试温度［８－９］。试验机配有西安交通大学开发的数字散斑测试系统，利用试样（见图２）发亮的台阶与灰暗背景对比作为特征标记，测试两台阶间应变，用以表征试样应变［１０］。图２高温测试标准试样Ｆｉｇ．２Ｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｔｅｓｔｓｔａｎｄａｒｄｓａｍｐｌｅ根据Ｃ／Ｃ复合材料的实际应用情况，选取１８００℃、２３００℃、２８００℃作为测试温度点，加热到温度点后，保温３０ｓ，使试样标距段温度基本均匀。测试数据由试验机和散斑测试系统同时获取，生成载荷－位移曲线以及应力－点点距离曲线等，根据测试数据计算强度、应变、模量。１．４微观结构的表征利用ＪＳＭ－６４６０ＬＶ型扫描电子显微镜（Ｓｃａｎｎｉｎｇｅｌｅｃ－ｔｒｏｎｍｉｃｒｏｓｃｏｐｅ，ＳＥＭ）观察机加后试样表面形貌以及试样破坏后的断口形貌。２结果与讨论２．１试样结构特征图３为材料机加后试样形貌，径向纤维棒清晰可见，横截面近似为圆形。斜向纤维与轴向纤维相互交叉，穿过纤维棒通道，形成较为疏松的骨架结构，纤维棒与纤维束之间填充了大量沥青炭基体，具有较多的孔洞及裂纹，界面结合性能差；纤维束内部纤维被热解
应用情况，选取１８００℃、２３００℃、２８００℃作为测试温度点，加热到温度点后，保温３０ｓ，使试样标距段温度基本均匀。测试数据由试验机和散斑测试系统同时获取，生成载荷－位移曲线以及应力－点点距离曲线等，根据测试数据计算强度、应变、模量。１．４微观结构的表征利用ＪＳＭ－６４６０ＬＶ型扫描电子显微镜（Ｓｃａｎｎｉｎｇｅｌｅｃ－ｔｒｏｎｍｉｃｒｏｓｃｏｐｅ，ＳＥＭ）观察机加后试样表面形貌以及试样破坏后的断口形貌。２结果与讨论２．１试样结构特征图３为材料机加后试样形貌，径向纤维棒清晰可见，横截面近似为圆形。斜向纤维与轴向纤维相互交叉，穿过纤维棒通道，形成较为疏松的骨架结构，纤维棒与纤维束之间填充了大量沥青炭基体，具有较多的孔洞及裂纹，界面结合性能差；纤维束内部纤维被热解炭基体包裹，结合紧密。从图３中还可看到，机加后试样台阶状过渡区的纤维棒，轴向、斜向图３机加后试样结构形貌Ｆｉｇ．３Ｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｆｓａｍｐｌｅｂｙｍａｃｈｉｎｅｄ纤维束被切断，部分沥青炭基体脱落。２．２高温拉伸性能及损伤２．２．１高温拉伸性能Ｃ／Ｃ复合材料拉伸性能受测试温度影响，具体结果如表１所示。表１不同测试温度下Ｃ／Ｃ复合材料的拉伸性能Ｔａｂｌｅ１ＴｈｅｔｅｎｓｉｌｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆＣ／ＣｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｅｓｔｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅＴｅｓｔｔｅｍ－ｐｅｒａｔｕｒｅ／℃ＳａｍｐｌｅｎｕｍｂｅｒＴｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈ／ＭＰａＴｅｎｓｉｌｅｓｔｒａｉｎ／％Ｍｏｄｕｌｕ
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于数字散斑技术的炭/炭复合材料高温应变测量[J]. 赵丽娜,贺平照,邢树根,嵇阿琳,周绍建,程文,梁晋. 固体火箭技术. 2014(05)
[2]多向轴编C/C复合材料微结构Micro-CT原位扫描与拉伸破坏机理[J]. 许承海,徐德昇,宋乐颖,徐凯. 固体火箭技术. 2013(06)
[3]预制体结构对C/C喷管出口锥材料力学性能的影响[J]. 张晓虎,李贺军,郝志彪,崔红,嵇阿琳. 固体火箭技术. 2006(05)
[4]轴棒法混编4D炭/炭复合材料喉衬研究[J]. 苏君明,崔红,苏哲安,郭晨,李瑞珍,李雅娣,周绍建. 炭素. 2004(01)
[5]三维编织碳/碳复合材料（C/C）的拉伸性能及损伤[J]. 韩红梅,李贺军,张守阳,李克智. 机械科学与技术. 2002(03)
[6]碳/碳复合材料超高温力学性能测试研究[J]. 武保华,刘春立,张涛,李德禄,刘树信. 宇航材料工艺. 2001(06)
[7]碳/碳复合材料在航空领域的应用研究现状[J]. 李贺军,罗瑞盈,杨峥. 材料工程. 1997(08)
[8]过渡区应力集中对复合材料强度试验准确度的影响[J]. 赵稼祥,胡云涛,张瑞珠. 复合材料学报. 1991(02)
本文编号：3045897
【文章来源】：材料导报. 2017,31(S1)北大核心
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
图１径棒法编织Ｃ／Ｃ预制体结构示意图Ｆｉｇ．１Ｔｈｅｓｃｈｅｍｅｓｏｆｔｈｅｒａｄｉａｌｒｏｄｍｕｌｔｉ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ
１）。１．２致密化对预制体高温预处理后，采用化学气相沉积、沥青浸渍－高压碳化混合致密工艺引入炭基体进行致密化，期间进行石墨化处理（２５００℃），高压碳化后密度达到１．９４ｇ／ｃｍ３即完成致密，最后机加为测试试样。１．３高温拉伸性能实验西安航天复合材料研究所引进ＩＮＳＴＲＯＮ５９８２万能试验机，利用Ｃ／Ｃ复合材料的导电特性，采用试样通电加热的方式，使试样快速达到测试温度［８－９］。试验机配有西安交通大学开发的数字散斑测试系统，利用试样（见图２）发亮的台阶与灰暗背景对比作为特征标记，测试两台阶间应变，用以表征试样应变［１０］。图２高温测试标准试样Ｆｉｇ．２Ｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｔｅｓｔｓｔａｎｄａｒｄｓａｍｐｌｅ根据Ｃ／Ｃ复合材料的实际应用情况，选取１８００℃、２３００℃、２８００℃作为测试温度点，加热到温度点后，保温３０ｓ，使试样标距段温度基本均匀。测试数据由试验机和散斑测试系统同时获取，生成载荷－位移曲线以及应力－点点距离曲线等，根据测试数据计算强度、应变、模量。１．４微观结构的表征利用ＪＳＭ－６４６０ＬＶ型扫描电子显微镜（Ｓｃａｎｎｉｎｇｅｌｅｃ－ｔｒｏｎｍｉｃｒｏｓｃｏｐｅ，ＳＥＭ）观察机加后试样表面形貌以及试样破坏后的断口形貌。２结果与讨论２．１试样结构特征图３为材料机加后试样形貌，径向纤维棒清晰可见，横截面近似为圆形。斜向纤维与轴向纤维相互交叉，穿过纤维棒通道，形成较为疏松的骨架结构，纤维棒与纤维束之间填充了大量沥青炭基体，具有较多的孔洞及裂纹，界面结合性能差；纤维束内部纤维被热解
应用情况，选取１８００℃、２３００℃、２８００℃作为测试温度点，加热到温度点后，保温３０ｓ，使试样标距段温度基本均匀。测试数据由试验机和散斑测试系统同时获取，生成载荷－位移曲线以及应力－点点距离曲线等，根据测试数据计算强度、应变、模量。１．４微观结构的表征利用ＪＳＭ－６４６０ＬＶ型扫描电子显微镜（Ｓｃａｎｎｉｎｇｅｌｅｃ－ｔｒｏｎｍｉｃｒｏｓｃｏｐｅ，ＳＥＭ）观察机加后试样表面形貌以及试样破坏后的断口形貌。２结果与讨论２．１试样结构特征图３为材料机加后试样形貌，径向纤维棒清晰可见，横截面近似为圆形。斜向纤维与轴向纤维相互交叉，穿过纤维棒通道，形成较为疏松的骨架结构，纤维棒与纤维束之间填充了大量沥青炭基体，具有较多的孔洞及裂纹，界面结合性能差；纤维束内部纤维被热解炭基体包裹，结合紧密。从图３中还可看到，机加后试样台阶状过渡区的纤维棒，轴向、斜向图３机加后试样结构形貌Ｆｉｇ．３Ｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｏｆｓａｍｐｌｅｂｙｍａｃｈｉｎｅｄ纤维束被切断，部分沥青炭基体脱落。２．２高温拉伸性能及损伤２．２．１高温拉伸性能Ｃ／Ｃ复合材料拉伸性能受测试温度影响，具体结果如表１所示。表１不同测试温度下Ｃ／Ｃ复合材料的拉伸性能Ｔａｂｌｅ１ＴｈｅｔｅｎｓｉｌｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆＣ／ＣｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｅｓｔｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅＴｅｓｔｔｅｍ－ｐｅｒａｔｕｒｅ／℃ＳａｍｐｌｅｎｕｍｂｅｒＴｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈ／ＭＰａＴｅｎｓｉｌｅｓｔｒａｉｎ／％Ｍｏｄｕｌｕ
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于数字散斑技术的炭/炭复合材料高温应变测量[J]. 赵丽娜,贺平照,邢树根,嵇阿琳,周绍建,程文,梁晋. 固体火箭技术. 2014(05)
[2]多向轴编C/C复合材料微结构Micro-CT原位扫描与拉伸破坏机理[J]. 许承海,徐德昇,宋乐颖,徐凯. 固体火箭技术. 2013(06)
[3]预制体结构对C/C喷管出口锥材料力学性能的影响[J]. 张晓虎,李贺军,郝志彪,崔红,嵇阿琳. 固体火箭技术. 2006(05)
[4]轴棒法混编4D炭/炭复合材料喉衬研究[J]. 苏君明,崔红,苏哲安,郭晨,李瑞珍,李雅娣,周绍建. 炭素. 2004(01)
[5]三维编织碳/碳复合材料（C/C）的拉伸性能及损伤[J]. 韩红梅,李贺军,张守阳,李克智. 机械科学与技术. 2002(03)
[6]碳/碳复合材料超高温力学性能测试研究[J]. 武保华,刘春立,张涛,李德禄,刘树信. 宇航材料工艺. 2001(06)
[7]碳/碳复合材料在航空领域的应用研究现状[J]. 李贺军,罗瑞盈,杨峥. 材料工程. 1997(08)
[8]过渡区应力集中对复合材料强度试验准确度的影响[J]. 赵稼祥,胡云涛,张瑞珠. 复合材料学报. 1991(02)
本文编号：3045897
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