張晗翌 陳偉華 王麗燕 程 響 李冠姝

C/SiC復(fù)合材料高溫有氧重復(fù)使用條件下力熱性能演化研究

張晗翌1陳偉華1王麗燕1程 響1李冠姝2

（1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2. 哈爾濱工業(yè)大學(xué)化工學(xué)院，哈爾濱 150001）

采用壓縮、三點(diǎn)彎曲、拉伸試驗(yàn)方法研究了C/SiC復(fù)合材料在高溫空氣重復(fù)使用條件下的力學(xué)性能，利用SEM觀測材料在不同溫度下所形成的斷口形貌，得到以下結(jié)論：隨測試溫度升高，C/SiC復(fù)合材料的抗壓、彎曲和拉伸強(qiáng)度性能均出現(xiàn)了降低。高溫氧化引起碳纖維結(jié)構(gòu)損傷，纖維增韌機(jī)制消失，導(dǎo)致強(qiáng)度迅速衰減；在25℃、500℃和1000℃下，C/SiC復(fù)合材料經(jīng)過50次循環(huán)載荷后，試樣的壓縮強(qiáng)度增長，彎曲強(qiáng)度小幅降低，拉伸強(qiáng)度則出現(xiàn)大幅度下降。

高溫空氣；C/SiC；連續(xù)重復(fù)；高溫力學(xué)性能

1 引言

復(fù)合材料由基體相與增強(qiáng)相構(gòu)成，由于復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)具有可設(shè)計(jì)性，受到了各個領(lǐng)域的關(guān)注，又因比強(qiáng)度和比剛度較高、抗疲勞性能較好、耐高溫等特點(diǎn)而大量應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域[1～3]。C/C和C/SiC是目前應(yīng)用最廣泛的復(fù)合材料，兩種材料都具有耐高溫、低密度的良好性能，但是氧化作用對C/C影響顯著，從而對材料的整體性能產(chǎn)生了較大的影響[4～6]，勢必會阻礙C/C復(fù)合材料的進(jìn)一步發(fā)展。C/SiC是在上世紀(jì)80年代出現(xiàn)的一種具有優(yōu)良力學(xué)性能與良好的高溫抗氧化性能的復(fù)合材料，現(xiàn)今已大量應(yīng)用于火箭發(fā)動機(jī)、超燃沖壓發(fā)動機(jī)以及臨近空間飛行器等領(lǐng)域[7，8]。

C/SiC復(fù)合材料是在脆性的碳化硅基體中加入碳纖維來提高材料的各種性能參數(shù)，這種復(fù)合材料充分結(jié)合了碳纖維和碳化硅的各種性能優(yōu)點(diǎn)。C/SiC復(fù)合材料具有高硬度、耐磨的特性，在高溫環(huán)境下具有優(yōu)良的抗氧化性、導(dǎo)熱率高等特點(diǎn)，是繼C/C復(fù)合材料之后的新型高性能熱防護(hù)材料。

近年來，人們對C/SiC復(fù)合材料的研究不斷深入，尤其關(guān)注于C/SiC在高溫條件下的力學(xué)性能，研究人員對C/SiC復(fù)合材料在25℃下的拉伸性能[9～12]、剪切性能[13～15]和彎曲性能[16～18]等進(jìn)行了測試，分析了材料破壞的機(jī)理。但在航空航天領(lǐng)域中，材料在服役過程不可避免地要承受較高的溫度以及氣動剪切的影響，然而現(xiàn)階段對高溫條件下C/SiC復(fù)合材料力學(xué)性能的研究并不全面。

本文研究了C /SiC復(fù)合材料在25～1000℃溫度區(qū)間的拉伸、壓縮以及斷裂等力學(xué)行為，初步揭示了材料在高溫條件下的力學(xué)特性，并用SEM分析了材料在高溫下的破壞方式。

2 實(shí)驗(yàn)

2.1 試樣制備

使用T300碳纖維制成2D纖維預(yù)制體后，用等溫化學(xué)氣相浸滲法使材料致密化。為增強(qiáng)纖維和基體間的結(jié)合強(qiáng)度，試樣制備分為三階段。第1 階段為CVI-PyC界面層制備，制備過程中對纖維進(jìn)行高溫處理，預(yù)制體沉碳量檢測合格后界面制備完成；第 2 階段為CVI-SiC制備，選用化學(xué)氣相滲透法在預(yù)制體內(nèi)沉積多層SiC基體，其中環(huán)境溫度為 1100℃，氣體氛圍為H2和Ar氣。沉積、粗加工、沉積、精加工，得到100mm×100mm×3mm 平板狀 C/SiC試樣；第3階段為涂層制備，為了提高材料的抗氧化性能，在 C/SiC試樣表面多次采用CVI工藝，表面形成多層防氧化SiC涂層，表面打磨、拋光后完成試驗(yàn)件制備。

2.2 試驗(yàn)原理

2.2.1 非重復(fù)條件下力學(xué)性能測試原理

壓縮試驗(yàn)參照標(biāo)準(zhǔn)QAVIC-06185.3—2015制樣，樣件尺寸6.0mm×3.0mm×3.0mm，于低周疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，設(shè)備如圖1所示，位移速率0.5mm/min，實(shí)驗(yàn)結(jié)果為5根試樣的平均值。測試后樣品如圖2所示。

圖2 壓縮實(shí)驗(yàn)前后樣品圖

彎曲強(qiáng)度測試采用三點(diǎn)彎曲法，采用標(biāo)準(zhǔn)為GB/T14390—2008，如圖3所示，試驗(yàn)加載速度0.5mm/min，跨距30mm，實(shí)驗(yàn)溫度為25℃、500℃和1000℃，實(shí)驗(yàn)結(jié)果為3根試樣的平均值。測試后樣品如圖4所示。

圖3 三點(diǎn)彎曲測試彎曲強(qiáng)度示意圖

圖4 彎曲試驗(yàn)后試樣照片

C/SiC復(fù)合材料的拉伸性能參照ASTM C1359-13標(biāo)準(zhǔn)制樣測試。試樣測試前后形貌如圖5所示。

圖5 拉伸實(shí)驗(yàn)前后樣品圖

2.2.2 重復(fù)條件下力學(xué)性能測試原理

實(shí)驗(yàn)溫度分別為25℃、500℃和1000℃，空氣氛圍條件下采用疲勞試驗(yàn)機(jī)對復(fù)合材料開展預(yù)疲勞實(shí)驗(yàn)，對材料施加循環(huán)正弦載荷，載荷的最大幅值設(shè)置為在相同溫度下材料抗壓、彎曲及拉伸強(qiáng)度的一半，共加載50次正弦載荷。如果在循環(huán)加載50次后，材料本身未發(fā)生破壞，則在相同的溫度下加靜載荷。

3 結(jié)果與討論

C/SiC材料經(jīng)50次預(yù)疲勞循環(huán)加載后，材料本身未發(fā)生斷裂，可測得其預(yù)疲勞后的壓縮強(qiáng)度。如圖6所示，在25℃溫度下，未經(jīng)預(yù)疲勞的樣品強(qiáng)度為246.7MPa，經(jīng)50次循環(huán)載荷后，壓縮強(qiáng)度變?yōu)?58.6MPa，提高了45.36%。在500℃溫度下，未經(jīng)預(yù)疲勞的壓縮強(qiáng)度為210.2MPa，經(jīng)預(yù)疲勞后，壓縮強(qiáng)度為329.2MPa，提高了56.61%。在1000℃溫度下，未經(jīng)疲勞的強(qiáng)度為78MPa，經(jīng)預(yù)疲勞后的壓縮強(qiáng)度為113.5MPa，提高了45.46%。綜上所述，經(jīng)預(yù)疲勞后，材料的壓縮強(qiáng)度不但未發(fā)生降低反而得到提升。在25℃時，加載到最大載荷的時間為16.39s，在500℃時，加載到最大載荷的時間為16.47s，在1000℃時，加載到最大載荷的時間為16.48s。

圖6 C/SiC復(fù)合材料經(jīng)歷循環(huán)載荷后的抗壓強(qiáng)度對比

圖7 C/SiC在25℃條件下壓縮實(shí)驗(yàn)斷口形貌圖

如圖7所示，經(jīng)過預(yù)疲勞后基體的微裂紋數(shù)量明顯增加，使材料強(qiáng)度顯著增強(qiáng)。當(dāng)材料局部出現(xiàn)裂口時，這些微裂紋使裂口方向發(fā)生滑移，起到增韌效果。SiC基體經(jīng)過預(yù)疲勞釋放了材料本身的內(nèi)應(yīng)力，使碳纖維更加易于變形，裂紋延展路徑變長，能量更易釋放，使材料強(qiáng)度不僅沒有下降反而還有所提高。圖8為高溫下預(yù)疲勞材料的斷口形貌圖，圖8a的實(shí)驗(yàn)溫度為500℃，其中部分纖維發(fā)生氧化，圖8b的實(shí)驗(yàn)溫度為1000℃，纖維發(fā)生了嚴(yán)重的氧化，SiC基體表面覆蓋了大量的SiO2相，材料力學(xué)性能大幅減弱。

3.1 預(yù)疲勞對C/SiC復(fù)合材料彎曲強(qiáng)度的影響

圖9 C/SiC復(fù)合材料經(jīng)歷循環(huán)載荷后的彎曲強(qiáng)度

C/SiC材料經(jīng)50次預(yù)疲勞載荷循環(huán)加載后，測量材料的彎曲強(qiáng)度如圖9所示。在25℃溫度下，未經(jīng)預(yù)疲勞的彎曲強(qiáng)度為480MPa，經(jīng)50次載荷循環(huán)加載后，材料的彎曲強(qiáng)度為420MPa，下降了12.5%。在500℃溫度下，未經(jīng)預(yù)疲勞的彎曲強(qiáng)度為393MPa，經(jīng)預(yù)疲勞后，材料的彎曲強(qiáng)度335MPa，下降了14.8%。在1000℃溫度下，未經(jīng)預(yù)疲勞材料彎曲強(qiáng)度為277MPa，經(jīng)預(yù)疲勞后，材料的彎曲強(qiáng)度為245MPa，下降了11.6%?？梢钥闯?，經(jīng)過預(yù)疲勞后，材料的彎曲強(qiáng)度出現(xiàn)了下降，但總體下降幅度有限，強(qiáng)度保持較好。在25℃時，加載到最大載荷的時間為20.07s，在500℃時，加載到最大載荷的時間為16.38s，在1000℃時，加載到最大載荷的時間為15.68s。

圖10為材料經(jīng)預(yù)疲勞后彎曲測試的斷口截面圖，隨著溫度的升高，纖維變細(xì)，其氧化程度越來越高，而強(qiáng)度逐漸降低，纖維的增韌效果大大減小。

圖10 C/SiC材料經(jīng)預(yù)疲勞后彎曲測試的斷口截面圖

3.2 預(yù)疲勞對C/SiC復(fù)合材料拉伸強(qiáng)度的影響

圖11 C/SiC復(fù)合材料經(jīng)歷循環(huán)載荷后的拉伸強(qiáng)度與原始強(qiáng)度的對比圖

圖11為C/SiC復(fù)合材料在經(jīng)過50次循環(huán)后，材料并未發(fā)生破壞的情況下所測試的材料的拉伸強(qiáng)度，與未加載的材料原始強(qiáng)度的對比圖。在25℃下，未經(jīng)預(yù)疲勞的試樣拉伸強(qiáng)度為247MPa，經(jīng)預(yù)疲勞后材料的拉伸強(qiáng)度為158MPa，降低了35.914%。在500℃時，未經(jīng)預(yù)疲勞的試樣拉伸強(qiáng)度為253MPa，經(jīng)預(yù)疲勞后材料的拉伸強(qiáng)度為164.5MPa，降低了35%。由于在1000℃時，材料經(jīng)歷41次循環(huán)載荷后發(fā)生斷裂，為了測試此高溫下反復(fù)載荷后的拉伸性能，又重新對樣品進(jìn)行了40次載荷循環(huán)后測得的拉伸強(qiáng)度為61.36MPa，與未經(jīng)循環(huán)的樣品拉伸強(qiáng)度152MPa相比，降低了59.6%。

圖12為C/SiC復(fù)合材料在不同測試溫度25℃、500℃和1000℃時拉伸試驗(yàn)的斷口形貌掃描電鏡圖。從圖中可以看出，斷口表面參差不齊，有纖維因斷裂被拔出。隨著溫度的升高，纖維被氧化更為劇烈，纖維變細(xì)并失去增韌作用，同時材料的力學(xué)性能下降。

圖12 C/SiC復(fù)合材料斷口SEM圖像

研究結(jié)果顯示，拉伸與彎曲破環(huán)均應(yīng)用最大拉應(yīng)力破壞準(zhǔn)則，故在理論上兩者的破壞均在最大拉應(yīng)力時發(fā)生，但是在實(shí)際中，拉伸強(qiáng)度往往小于彎曲強(qiáng)度。一方面是因?yàn)閼?yīng)力分布不同，彎曲樣品的最大應(yīng)力在中心外表面處，拉伸樣品在整個截面上。另一方面材料存在缺陷，拉伸試樣內(nèi)部各處應(yīng)力相同，拉伸強(qiáng)度與缺陷的位置無關(guān)，僅與大小有關(guān)，而彎曲強(qiáng)度與缺陷的位置和大小均相關(guān)。

4 結(jié)束語

通過對C/SiC復(fù)合材料高溫氧化環(huán)境重復(fù)使用條件下力熱性能的演化以及防熱和承載性能的變化規(guī)律分析，得到如下結(jié)論：

a. 在25℃到1000℃的測試條件下，隨著測試溫度的升高，C/SiC復(fù)合材料的抗壓強(qiáng)度降低了68%，彎曲強(qiáng)度降低了42%，拉伸強(qiáng)度降低了38%。

b. 隨著溫度的升高，高溫氧化引起碳纖維結(jié)構(gòu)損傷，SiC基體與碳纖維之間的熱膨脹系數(shù)也不相同。斷口更粗糙，纖維斷裂程度加劇，纖維增韌機(jī)制消失，導(dǎo)致強(qiáng)度迅速衰減。

c. C/SiC復(fù)合材料在25℃、500℃和1000℃的試驗(yàn)條件下，經(jīng)50次循環(huán)載荷后測得的數(shù)據(jù)，與加載前相比，試樣的壓縮強(qiáng)度分別增長了45.36%、56.61%和45.46%，說明材料具有很好的力承載能力；試樣的彎曲強(qiáng)度出現(xiàn)了下降，分別降低了12.5%、14.8%和11.6%，總體下降幅度有限，強(qiáng)度保持較好；而試件的拉伸強(qiáng)度則出現(xiàn)了較大幅度的下降，在25℃和500℃時分別降低了35.91%、35%。在1000℃時，試樣在經(jīng)歷了41次循環(huán)載荷后失效，故在此溫度下的測試為40次循環(huán)，與加載前相比，拉伸強(qiáng)度降低了59.6%。

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Study on the Evolution of Thermomechanical Properties of C/SiC Composites under High Temperature and Aerobic Reuse

Zhang Hanyi1Chen Weihua1Wang Liyan1Cheng Xiang1Li Guanshu2

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076; 2. School of chemical engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001)

The mechanical properties of C / SiC composites were studied by compression, three-point bending and tensile tests. The fracture morphology of C / SiC composites at different temperatures was observed by SEM. The results show that the compressive strength, flexural strength and tensile strength of C / SiC composites decrease with the increase of testing temperature. High temperature oxidation leads to the structural damage of carbon fiber, the toughening mechanism disappears, and the strength decreases rapidly. After 50 cycles of cyclic loading at 25℃, 500℃, and 1000℃, the compressive strength of C/SiC composites increased, the bending strength decreased slightly, and the tensile strength decreased greatly.

high temperature air；C/SiC；continuous repetition；high temperature mechanical properties

國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金（61422110204）。

張晗翌（1994），碩士，材料物理與化學(xué)專業(yè)；研究方向：防隔熱設(shè)計(jì)。

2020-11-17