吴书锋
,
张玲
,
周绍建
,
嵇阿琳
,
杨杰
,
周红英
,
刘建军
材料导报
对轴棒法编织碳/碳(C/C)复合材料喉衬进行固体火箭发动机(SRM)地面点火试验,采用扫描电子显微镜(SEM)对烧蚀后喉衬入口部位、喉部、出口部位的烧蚀形貌进行分析.结果表明,在9.362 MPa压强下,轴棒法编织C/C喉衬烧蚀性能稳定、均匀,烧蚀后型面光滑,平均线烧蚀率为0.2569 mm·s-1,是适用于高工作压强、大流量的SRM喷管喉衬材料.C/C喉衬不同部位呈现出不同的烧蚀形貌.
关键词:
轴棒法编织
,
C/C复合材料
,
喉衬
,
点火试验
,
烧蚀性能
张玲
,
黄剑
,
嵇阿琳
,
高亚奇
材料导报
采用常压浸渍炭化(PIC)和高压浸渍炭化(HPIC)工艺制备了不同密度的轴棒法编织C/C复合材料,观察了材料的金相结构,通过炭棒顶出实验分析了材料的界面结合情况.结果表明:轴棒法C/C复合材料界面间隙并未随材料密度的增大而逐渐减小;材料密度增大,界面结合强度升高,达到最大值后呈现下降趋势,最后趋于稳定.
关键词:
轴棒法编织
,
C/C复合材料
,
界面性能
李艳
,
张华坤
,
崔红
,
嵇阿琳
,
党玉瑛
宇航材料工艺
以整体毡为增强体,丙烯和糠酮树脂为前驱体,采用分区CVI法和树脂浸渍/固化、炭化相结合的工艺制备了厚壁C/C复合材料,用CT机和偏光显微镜观察了材料的微观结构,并进行了热力学性能测试,结果与热梯度CVI法进行了对比.研究结果表明:分区CVI法制备的热解碳为光滑层结构,整体密度均匀,与热梯度CVI工艺相比,总CVI增密效率提高了近一半,特别是沉积后期,表现出明显的优势.同时,轴向压缩强度提高了28.5％；径向压缩强度提高了33.6％.线胀系数相当.通过研究认为,分区CVI法能很好的提高材料的增密效率和增密均匀性,降低成本,且材料最终具有优异的热力学性能.
关键词:
分区控温CVI
,
热解碳
,
增密效率
李艳
,
崔红
,
嵇阿琳
,
黄剑
,
黄寒星
材料导报
以整体炭毡为预制体,采用化学气相渗透(CVI)和树脂压力浸渍-常压炭化(PIC)相结合的工艺进行了复合致密,制备了整体毡基炭/炭(C/C)复合材料.通过对不同热处理工艺下材料的轴向热膨胀行为测试,结果表明:当热处理温度从1800℃升至2500℃时,材料1000℃的热膨胀系数(CTE)由3.30×10-6/℃降低到3.00×10-6/℃；当热处理次数由1次增至2次时,材料1000℃的热膨胀系数由2.28×10-6/℃降低为2.10× 10-6/℃.同时发现,当孔隙率相差84％时,热膨胀系数降低约24％.通过研究认为,热处理改变了C/C材料的微观结构,增强了材料石墨化的程度,提高了开口气孔率,可以通过合适的热处理工艺,降低材料的热膨胀系数,提高材料的热稳定性.
关键词:
热处理
,
C/C复合材料
,
热膨胀系数
,
开口气孔率
郑蕊
,
徐征
,
李旭嘉
,
嵇阿琳
,
李崇俊
宇航材料工艺
在斜纹碳布/碳纤维网胎、无纬布正交/碳纤维网胎针刺圆筒预制体的基础上,通过在其结构中增加角度缠绕连续纤维,设计和研制了新型结构针刺预制体,并对比研究了不同针刺预制体结构对圆筒C/C复合材料力学性能的影响.结果表明,无纬布正交铺层针刺C/C复合材料的层剪、轴向拉伸强度都高于斜纹碳布增强针刺C/C材料,其中轴向拉伸强度达到157.0 MPa,提高了83.0％；其层剪、轴向拉伸强度均有所提高,其最大分别可达到11.68和179.0 MPa,分别提高了22.6％和14％.
关键词:
针刺预制体
,
C/C复合材料
,
层剪强度
,
拉伸性能
郑蕊
,
李艳
,
嵇阿琳
,
张国辉
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2015.02.012
比较了两种不同工艺制备的针刺无纬布C/C复合材料.研究表明,在沥青浸渍/碳化之前对针刺预制体进行CVI预增密处理后,其C/C复合材料轴向拉伸强度提高了234％,层剪强度提高了126％;热扩散率明显升高,轴向线胀系数下降,表现出良好的综合性能.
关键词:
致密化
,
针刺无纬布
,
C/C复合材料
,
性能
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
周绍建
,
黄剑
,
吴书锋
,
嵇阿琳
,
张智
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2014.06.010
以径棒法编织成型预制体,采用沥青浸渍炭化工艺制备了C/C复合材料(1.50 g/cm3),采用CT检测了试件的密度分布特征,并采用光学显微镜和压汞法分析了试件的孔隙分布特征.结果表明,在沥青浸渍炭化的工艺条件下,试件外端密度最高,由外端到中心沿径向密度递减;以坯体中心为参照点,同一圆周方向密度均匀分布;坯体开孔率沿径向由外端到中心递增;坯体大孔和中孔孔容积比率沿径向从外端到中心递增,而微孔孔容积比率则从外端到中心递减.
关键词:
C/C复合材料
,
压汞法
,
密度
,
孔隙
嵇阿琳
,
崔红
,
李贺军
,
程文
,
纪伶伶
新型炭材料
doi:10.1016/S1872-5805(11)60070-X
通过X-Y向拉伸强度、Z向剥离强力、NOL环整体拉伸强度表征预制体性能,研究了炭布叠层针刺预制体的结构特点.结果表明:X-Y向拉伸强度反映了针刺对连续纤维的损伤程度,其随针刺密度升高而降低.网胎面密度对Z向预制体剥离强力的影响规律性不明显,3 K炭布针刺预制体剥离强力高于6K和12K炭布针刺预制体,斜纹炭布针刺预制体剥离强力高于缎纹炭布预制体.NOL整体拉伸环破坏有完全断裂、褶皱式不完全断裂、层间剥离三种模式;3 K缎纹炭布针刺预制体NOL环拉伸强度最低,只有3 MPa,呈现整体拉伸完全断裂破坏模式;12 K缎纹炭布针刺预制体呈现层间破坏模式;6 K缎纹炭布针刺预制体的破坏方式为褶皱式不完全断裂模式,整体力学性能较好.相同工艺预制体环向拉伸强度远大于X-Y向拉伸强度.
关键词:
针刺
,
预制体
,
X-Y向拉伸强度
,
Z向剥离强力
,
NOL整体拉伸强度
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
