【摘要】：陶瓷基復合材料(Ceramic Matrix Composites,CMCs)具有比強度高,耐高溫性能好,密度僅為高溫合金的1/3等優(yōu)點,是未來先進航空發(fā)動機重要的熱端部件材料,已經(jīng)在國外軍民用航空發(fā)動機上得到了初步成功的應用,我國也在積極展開相應的研究工作。在工程應用中,編織陶瓷基復合材料(如2.5維C/Si C陶瓷基復合材料和三維四向C/Si C陶瓷基復合材料等)的應用范圍更廣。在編織陶瓷基復合材料中,纖維束部分可視為單向陶瓷基復合材料,由于纖維束軸向與加載方向之間存在夾角,使纖維束通常處于偏軸拉伸的載荷狀態(tài)下;同時,纖維束之間相互交織擠壓導致纖維束在相交處還承擔橫向壓縮載荷的作用使纖維束處于更加復雜的應力狀態(tài)下。為準確揭示編織陶瓷基復合材料的變形與失效行為,需要對單向陶瓷基復合材料在偏軸拉伸載荷以及復雜應力狀態(tài)下的變形與失效行為展開研究。提出了單向陶瓷基復合材料偏軸拉伸試驗件優(yōu)化設計方法,獲得了在不同偏軸角度下的最優(yōu)試驗件尺寸。開展了三種不同材料體系的單向陶瓷基復合材料偏軸拉伸試驗,獲得了在不同偏軸角度下拉伸應力-應變曲線,并對比分析了其在不同偏軸角度下的失效模式的異同,提出了臨界偏軸角的概念。提出了一種測試纖維特征強度和Weibull模量新方法,并測量了T300和T700纖維的特征強度和Weibull模量,開展了纖維剪切試驗,測量了T300纖維和T700纖維的剪切強度。開展了2.5維C/Si C陶瓷基復合材料和三維四向C/Si C陶瓷基復合材料拉伸試驗,并對斷口進行了顯微觀測分析。建立了陶瓷基復合材料各組分在復雜應力狀態(tài)下的失效分析方法。在Benjamin Richard提出的脆性材料損傷力學模型的基礎上,進一步考慮了脆性材料中裂紋萌生引起的各向異性損傷,并將其與概率失效分析方法相結合,發(fā)展了可分析脆性材料在復雜應力狀態(tài)下變形失效行為的數(shù)值計算模型。在界面內聚力模型的基礎上發(fā)展了用于分析陶瓷基復合材料界面在復雜應力狀態(tài)下變形失效的數(shù)值計算方法,并與ABAQUS自帶的內聚力模型進行了對比。結合纖維概率失效模型和斷裂力學理論,推導出了纖維初始裂紋隨機分布,并進一步推導出纖維軸向拉伸強度在纖維不同位置上的分布,最后,將纖維強度隨機分布模型代入Tsai-Wu強度準則,分析纖維在復雜應力狀態(tài)下的失效行為。建立了纖維隨機分布的單向陶瓷基復合材料代表性體積單元(Representive Volume Element,RVE),并將基體、界面和纖維在復雜應力狀態(tài)下的失效模型帶入,模擬單向陶瓷基復合材料在偏軸載荷下的應力-應變曲線,預測結果和試驗結果吻合較好。分析了基體開裂應力隨偏軸角度的變化規(guī)律,討論了臨界偏軸角度的影響因素。建立2.5維C/Si C陶瓷基復合材料和三維四向C/Si C陶瓷基復合材料RVE模型,并進一步建立單向陶瓷基復合材料在復雜應力狀態(tài)下失效行為的數(shù)據(jù)庫,建立考慮纖維束受力狀態(tài)的編織陶瓷基復合材料變形失效分析方法,分別用考慮纖維束復雜應力狀態(tài)下失效和不考慮纖維束復雜應力狀態(tài)下失效的模型預測了編織陶瓷基復合材料拉伸的應力-應變曲線,經(jīng)對比發(fā)現(xiàn),當主承力纖維束彎曲程度較大時,考慮纖維束復雜應力狀態(tài)下失效的模型的預測結果試驗結果吻合更好。
【圖文】：

預制體上沉積陶瓷基體而制成的非脆性耐高溫材料。相對于傳統(tǒng)結構材料（如各種鋼材、合金、鈦合金和高溫合金等），陶瓷基復合材料因微觀結構復雜，纖維/界面/基體之間相作用，，編織結構形式等因素的影響，對其變形和失效行為的研究尚不充分，尚處于發(fā)展階段發(fā)動機設計單位為提高發(fā)動機推重比采取了多種措施，主要包括提高發(fā)動機渦輪進口度、減輕結構重量以及提高轉速[1]等措施。目前推重比 10 一級的第四代航空發(fā)動機的發(fā)機渦輪進口溫度達到了 1800~2000K，而推重比為 15~20 的更先進的航空發(fā)動機渦輪進口度將達到 2100-2400K[1]，高溫合金和金屬間化合物難以滿足這樣高的溫度要求，目前的藝成熟的發(fā)動機熱端部件材料只能滿足推重比 10 一級的第四代航空發(fā)動機設計要求，要展更高推重比的先進航空發(fā)動機必須開展新型高溫材料的設計技術的研究[2]。而陶瓷基復材料具有比強度高、比剛度大、耐高溫性能良好，密度僅為高溫合金的 1/3~1/4 等優(yōu)點，此在提高航空發(fā)動機的渦輪進口溫度、減輕其結構重量和提高其轉速等方面具有更加顯著優(yōu)勢[3-5]。目前，在國外先進軍民用航空發(fā)動機領域以及航天領域，陶瓷基復合材料已經(jīng)到了初步成功的應用，并且展現(xiàn)出良好的應用前景，我國也正在積極開展陶瓷基復合材料航空航天領域應用的探索。圖 1. 1 為國外利用陶瓷基復合材料制備的發(fā)動機尾噴管調節(jié)片渦輪靜子導向葉片。圖 1. 2 為利用陶瓷基復合材料制備的發(fā)動機整體渦輪葉盤。

圖 1. 2 陶瓷基復合材料整體渦輪葉盤[6]早期的陶瓷基復合材料多為單向陶瓷基復合材料或按照一定角度鋪放的層合板，這種材料是以單向復合材料為基礎，采用不同角度鋪設而成的層合結構，其最大缺陷在于：厚度方向強度和剛度較低、面內剪切和層間剪切強度低、易分層、沖擊韌性和損傷容限水平低[7]。鑒于單向陶瓷基復合材料及其層合板的以上缺點，在工程應用中通常采用編織陶瓷基復合材料[8]。編織陶瓷基復合材料具有細觀結構可設計的優(yōu)點，為其宏觀力學性能優(yōu)化提供了較為廣闊的余地，與單向陶瓷基復合材料相比，編織陶瓷基復合材料在改進層間連接強度、提高層內剪切強度、提高損傷容限和改善熱應力失配等方面具有巨大潛力[9]。編織陶瓷基復合材料的力學性能除取決于纖維束本身的力學性能外還與其編織結構有關。在研究中，通常將編織陶瓷基復合材料中的纖維束視為單向陶瓷基復合材料[8]。在編織陶瓷基復合材料內部，纖維束主方向與復合材料主方向之間存在一定夾角，使編織陶瓷基復合材料在受到拉伸載荷時，因纖維束主方向與載荷方向存在一定夾角而導致編織復合材料內部纖維束承受偏軸拉伸載荷，同時纖維束紗線間的相互擠壓與摩擦使纖維束處于比較復雜的應力狀態(tài)。目前大部分文獻在研究編織陶瓷基復合材料力學性能時都將內部纖維束簡化為單向復合材料在軸向載荷下的分析模型[3, 10-15]，對于纖維束承受偏軸載荷的問題只是在單向復
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V25

【參考文獻】

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2 孔春元;孫志剛;高希光;宋迎東;;2.5維C/SiC復合材料單胞模型及剛度預測[J];航空動力學報;2011年11期

3 孫志剛;宋迎東;苗艷;李龍彪;;陶瓷基復合材料基體隨機開裂的損傷模擬[J];復合材料學報;2009年04期

4 文生瓊;何愛杰;;陶瓷基復合材料在航空發(fā)動機熱端部件上的應用[J];航空制造技術;2009年S1期

5 張玉娣,周新貴,張長瑞;C_f/SiC陶瓷基復合材料的發(fā)展與應用現(xiàn)狀[J];材料工程;2005年04期

6 梁軍,陳曉峰,龐寶君,杜善義;多向編織復合材料的力學性能研究[J];力學進展;1999年02期

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本文編號：2623129