發(fā)布時(shí)間：2020-04-11 04:06

【摘要】：陶瓷基復(fù)合材料(Ceramic Matrix Composites,CMCs)具有比強(qiáng)度高,耐高溫性能好,密度僅為高溫合金的1/3等優(yōu)點(diǎn),是未來(lái)先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)重要的熱端部件材料,已經(jīng)在國(guó)外軍民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)上得到了初步成功的應(yīng)用,我國(guó)也在積極展開相應(yīng)的研究工作。在工程應(yīng)用中,編織陶瓷基復(fù)合材料(如2.5維C/Si C陶瓷基復(fù)合材料和三維四向C/Si C陶瓷基復(fù)合材料等)的應(yīng)用范圍更廣。在編織陶瓷基復(fù)合材料中,纖維束部分可視為單向陶瓷基復(fù)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(shí),纖維束之間相互交織擠壓導(dǎo)致纖維束在相交處還承擔(dān)橫向壓縮載荷的作用使纖維束處于更加復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)下。為準(zhǔn)確揭示編織陶瓷基復(fù)合材料的變形與失效行為,需要對(duì)單向陶瓷基復(fù)合材料在偏軸拉伸載荷以及復(fù)雜應(yīng)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(fù)合材料偏軸拉伸試驗(yàn)件優(yōu)化設(shè)計(jì)方法,獲得了在不同偏軸角度下的最優(yōu)試驗(yàn)件尺寸。開展了三種不同材料體系的單向陶瓷基復(fù)合材料偏軸拉伸試驗(yàn),獲得了在不同偏軸角度下拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線,并對(duì)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(cè)試?yán)w維特征強(qiáng)度和Weibull模量新方法,并測(cè)量了T300和T700纖維的特征強(qiáng)度和Weibull模量,開展了纖維剪切試驗(yàn),測(cè)量了T300纖維和T700纖維的剪切強(qiáng)度。開展了2.5維C/Si C陶瓷基復(fù)合材料和三維四向C/Si C陶瓷基復(fù)合材料拉伸試驗(yàn),并對(duì)斷口進(jìn)行了顯微觀測(cè)分析。建立了陶瓷基復(fù)合材料各組分在復(fù)雜應(yīng)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(xué)模型的基礎(chǔ)上,進(jìn)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(jié)合,發(fā)展了可分析脆性材料在復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下變形失效行為的數(shù)值計(jì)算模型。在界面內(nèi)聚力模型的基礎(chǔ)上發(fā)展了用于分析陶瓷基復(fù)合材料界面在復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下變形失效的數(shù)值計(jì)算方法,并與ABAQUS自帶的內(nèi)聚力模型進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)合纖維概率失效模型和斷裂力學(xué)理論,推導(dǎo)出了纖維初始裂紋隨機(jī)分布,并進(jìn)一步推導(dǎo)出纖維軸向拉伸強(qiáng)度在纖維不同位置上的分布,最后,將纖維強(qiáng)度隨機(jī)分布模型代入Tsai-Wu強(qiáng)度準(zhǔn)則,分析纖維在復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下的失效行為。建立了纖維隨機(jī)分布的單向陶瓷基復(fù)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(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下的失效模型帶入,模擬單向陶瓷基復(fù)合材料在偏軸載荷下的應(yīng)力-應(yīng)變曲線,預(yù)測(cè)結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。分析了基體開裂應(yīng)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(fù)合材料和三維四向C/Si C陶瓷基復(fù)合材料RVE模型,并進(jìn)一步建立單向陶瓷基復(fù)合材料在復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下失效行為的數(shù)據(jù)庫(kù),建立考慮纖維束受力狀態(tài)的編織陶瓷基復(fù)合材料變形失效分析方法,分別用考慮纖維束復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下失效和不考慮纖維束復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下失效的模型預(yù)測(cè)了編織陶瓷基復(fù)合材料拉伸的應(yīng)力-應(yīng)變曲線,經(jīng)對(duì)比發(fā)現(xiàn),當(dāng)主承力纖維束彎曲程度較大時(shí),考慮纖維束復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下失效的模型的預(yù)測(cè)結(jié)果試驗(yàn)結(jié)果吻合更好。
【圖文】：

預(yù)制體上沉積陶瓷基體而制成的非脆性耐高溫材料。相對(duì)于傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)材料（如各種鋼材、合金、鈦合金和高溫合金等），陶瓷基復(fù)合材料因微觀結(jié)構(gòu)復(fù)雜，纖維/界面/基體之間相作用，，編織結(jié)構(gòu)形式等因素的影響，對(duì)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(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位為提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比采取了多種措施，主要包括提高發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口度、減輕結(jié)構(gòu)重量以及提高轉(zhuǎn)速[1]等措施。目前推重比 10 一級(jí)的第四代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到了 1800~2000K，而推重比為 15~20 的更先進(jìn)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口度將達(dá)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(dòng)機(jī)熱端部件材料只能滿足推重比 10 一級(jí)的第四代航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)要求，要展更高推重比的先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)必須開展新型高溫材料的設(shè)計(jì)技術(shù)的研究[2]。而陶瓷基復(fù)材料具有比強(qiáng)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(diǎn)，此在提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪進(jìn)口溫度、減輕其結(jié)構(gòu)重量和提高其轉(zhuǎn)速等方面具有更加顯著優(yōu)勢(shì)[3-5]。目前，在國(guó)外先進(jìn)軍民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域以及航天領(lǐng)域，陶瓷基復(fù)合材料已經(jīng)到了初步成功的應(yīng)用，并且展現(xiàn)出良好的應(yīng)用前景，我國(guó)也正在積極開展陶瓷基復(fù)合材料航空航天領(lǐng)域應(yīng)用的探索。圖 1. 1 為國(guó)外利用陶瓷基復(fù)合材料制備的發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管調(diào)節(jié)片渦輪靜子導(dǎo)向葉片。圖 1. 2 為利用陶瓷基復(fù)合材料制備的發(fā)動(dòng)機(jī)整體渦輪葉盤。

圖 1. 2 陶瓷基復(fù)合材料整體渦輪葉盤[6]早期的陶瓷基復(fù)合材料多為單向陶瓷基復(fù)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(fù)合材料為基礎(chǔ)，采用不同角度鋪設(shè)而成的層合結(jié)構(gòu)，其最大缺陷在于：厚度方向強(qiáng)度和剛度較低、面內(nèi)剪切和層間剪切強(qiáng)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(fù)合材料及其層合板的以上缺點(diǎn)，在工程應(yīng)用中通常采用編織陶瓷基復(fù)合材料[8]。編織陶瓷基復(fù)合材料具有細(xì)觀結(jié)構(gòu)可設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)，為其宏觀力學(xué)性能優(yōu)化提供了較為廣闊的余地，與單向陶瓷基復(fù)合材料相比，編織陶瓷基復(fù)合材料在改進(jìn)層間連接強(qiáng)度、提高層內(nèi)剪切強(qiáng)度、提高損傷容限和改善熱應(yīng)力失配等方面具有巨大潛力[9]。編織陶瓷基復(fù)合材料的力學(xué)性能除取決于纖維束本身的力學(xué)性能外還與其編織結(jié)構(gòu)有關(guān)。在研究中，通常將編織陶瓷基復(fù)合材料中的纖維束視為單向陶瓷基復(fù)合材料[8]。在編織陶瓷基復(fù)合材料內(nèi)部，纖維束主方向與復(fù)合材料主方向之間存在一定夾角，使編織陶瓷基復(fù)合材料在受到拉伸載荷時(shí)，因纖維束主方向與載荷方向存在一定夾角而導(dǎo)致編織復(fù)合材料內(nèi)部纖維束承受偏軸拉伸載荷，同時(shí)纖維束紗線間的相互擠壓與摩擦使纖維束處于比較復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)。目前大部分文獻(xiàn)在研究編織陶瓷基復(fù)合材料力學(xué)性能時(shí)都將內(nèi)部纖維束簡(jiǎn)化為單向復(fù)合材料在軸向載荷下的分析模型[3, 10-15]，對(duì)于纖維束承受偏軸載荷的問(wèn)題只是在單向復(fù)
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V25

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前6條

1 孔春元;孫志剛;高希光;宋迎東;;2.5維C/SiC復(fù)合材料經(jīng)向拉伸性能[J];復(fù)合材料學(xué)報(bào);2012年02期

2 孔春元;孫志剛;高希光;宋迎東;;2.5維C/SiC復(fù)合材料單胞模型及剛度預(yù)測(cè)[J];航空動(dòng)力學(xué)報(bào);2011年11期

3 孫志剛;宋迎東;苗艷;李龍彪;;陶瓷基復(fù)合材料基體隨機(jī)開裂的損傷模擬[J];復(fù)合材料學(xué)報(bào);2009年04期

4 文生瓊;何愛(ài)杰;;陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件上的應(yīng)用[J];航空制造技術(shù);2009年S1期

5 張玉娣,周新貴,張長(zhǎng)瑞;C_f/SiC陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展與應(yīng)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(fù)合材料的力學(xué)性能研究[J];力學(xué)進(jìn)展;1999年02期

相關(guān)博士學(xué)位論文 前2條

1 方光武;復(fù)雜預(yù)制體陶瓷基復(fù)合材料疲勞失效機(jī)理及多尺度模擬[D];南京航空航天大學(xué);2016年

2 張鴻;陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效機(jī)理及模型研究[D];南京航空航天大學(xué);2009年

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前4條

1 李巾錠;C/SiC復(fù)合材料纖維頂出有限元仿真研究[D];天津大學(xué);2014年

2 袁義云;含孔隙陶瓷基復(fù)合材料基體的力學(xué)性能和失效問(wèn)題研究[D];南京航空航天大學(xué);2008年

3 朱彬;界面對(duì)陶瓷基復(fù)合材料力學(xué)性能的影響分析[D];南京航空航天大學(xué);2006年

4 常巖軍;三維機(jī)織陶瓷基復(fù)合材料力學(xué)行為研究[D];西北工業(yè)大學(xué);2006年

本文編號(hào)：2623129