白侠
,
韩媚
,
嵇阿琳
,
王富强
,
程文
,
党玉瑛
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2011.06.013
针对C/C复合材料脆性问题,对密度为1.60 g/cm3的碳布叠层针刺C/C复合材料进行了1800、2 000、2 200和2 500℃的高温处理,研究了不同热处理温度对C/C复合材料微晶结构、力学和抗热震等性能的影响.结果表明,高温处理使针刺C/C复合材料的层间剪切和面内拉伸强度出现不同程度的降低,但材料的断裂伸长率和抗热震性能得到大幅度提高.其中,1 800℃高温处理后的C/C复合材料具有优异的力学和抗热震性能.
关键词:
针刺C/C复合材料
,
高温处理
,
层问性能
,
拉伸性能
,
抗热震性能
嵇阿琳
,
崔红
,
李贺军
,
程文
,
白侠
,
马文闵
材料导报
研究了中密度(1.45～1.55g/cm3)针刺C/C复合材料分别经过1800℃、2000℃、2200℃高温处理后的热学和力学性能变化.随着处理温度的升高,材料的径向压缩强度逐渐降低,1800℃处理后材料的轴向压缩强度高于未处理试样.室温拉伸强度随处理温度的升高而增大,高温拉伸强度则随处理温度的升高而降低,未处理试样高温拉伸强度达到94.7MPa,2200℃处理后只有65.6MPa,但仍高于室温拉伸强度(50MPa左右).不同温度处理后材料的高温轴向弯曲最大载荷应变和模量趋于一致,而室温测试结果随着处理温度的升高而降低.轴向拉伸模量和延伸率随温度变化的规律性则不强.材料的轴向热膨胀系数随处理温度的升高而降低,但变化幅度不大,室温至1000℃线胀系数为(1.5～2.0)×10-6/℃.未处理试样和1800℃处理试样的径向导热系数相当,1000℃时约为11W/(m·K),2000℃和2200℃处理试样的导热系数相当,1000℃时约为15W/(m·K).与1800℃处理后薄壁构件的变形性相比,2200℃处理构件变形大,出现不等量变形现象.
关键词:
C/C复合材料
,
高温处理
,
力学性能
,
热学性能
,
变形
白侠
,
唐辉
,
肖春
,
李冬娟
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.03.012
分别采用扫描电镜、比表面积与孔体积分析仪等手段对日丝(RS-Cf)和美丝(MS-Cf)两种碳纤维进行表面状态表征分析,通过纤维顶出试验、冲剪强度和弯曲强度对两种纤维制备的C/C复合材料界面性能进行了微观和宏观测试,研究了不同表观结构纤维对C/C复合材料界面性能的影响.纤维表面形貌观察结果表明:圆形RS-Cf表面沟槽比腰果形MS-Cf明显,但沟槽数量少于MS-Cf,而MS-Cf的比表面积、孔体积和孔径均大于RS-Cf.RS-C/C、MS-C/C复合材料界面强度分别为2.98和3.80 MPa;RS-C/C复合材料的弯曲和冲剪强度分别为55.9和32.0 MPa,低于MS-C/C复合材料的65.0和35.2 MPa,微观和宏观力学性能均表明MS-C/C复合材料的界面强度高于RS-C/C复合材料.
关键词:
RS-Cf
,
MS-Cf
,
C/C复合材料
,
界面强度
,
弯曲强度
,
冲剪强度
纪伶伶
,
嵇阿琳
,
李飞
,
白侠
宇航材料工艺
针刺后碳布拉伸强力的大小决定了针刺预制体的性能,研究针刺后碳布拉伸强力可以为针刺工艺参数优化、提高预制体性能提供重要参考.本文研究了不同机织结构碳布针刺前、后的拉伸性能及影响拉伸强力的主要因素.在3K平纹碳布、3K斜纹碳布及3K缎纹碳布中,3K斜纹碳布具有较高的拉伸强力、较大的拉伸强力保留率,针刺工艺性最好.在一定的针刺工艺下,碳布各层拉伸强力可以用函数y=A1×e-x/t1+y0来模拟,其中A1、t1、y0为常数.针刺密度是影响针刺后碳布拉伸强力及强力保留率的主要因素,最终针刺密度决定了针刺后碳布拉伸强力的大小.3K斜纹碳布在针刺密度为26针/cm2时,经、纬向的拉伸强力与未针刺时相比分别下降了42.0％和49.1％;当针刺密度为32针/cm2时,其经、纬向拉伸强力则分别下降了71.4％和78.8％.
关键词:
机织结构
,
碳布
,
拉伸强力
,
针刺密度
