航空材料论文航空复合材料与碳碳复合材料概述

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1•航空复合材料概述21丄复合材料21.2复合材料在飞行器上的应用31.3C/C复合材料在高超飞行器中应用42.C/C复合材料52.1概述52.2碳/碳复合材料的组成及微观结构52.3碳/碳复合材料的性能62.3.1物理性能62.3.2力学性能62.3.3热学及烧蚀性能62.3.4摩擦磨损性能62.4碳/碳复合材料制备及加工72.4.1液相浸渍工艺72.4.2化学气相沉积工艺72.43碳/碳复合材料的切削加工82.5碳/碳复合材料的应用82.5.1固体火箭发动机喷管上的应用82.5.2刹车领域的应用82.6碳/碳复合材料的氧化及防氧化92.6.1碳/碳改性抗氧化92.6.2碳/碳涂层防氧化9参考文献10 航空复合材料与碳/碳复合材料概述摘要：复合材料是由两种或两种以上的不同材料、不同形状、不同性质的物质复合形成的新型材料。一般由基体材料和功能组元所组成。复合材料可经设计,即通过对原材料的选择、各组分布设计和工艺条件的保证等，使原组分材料优点互补，因而呈现了出色的综合性能。c/C复合材料是目前新材料领域重点研究和开发的-•种新型超高温热结构材料，密度小、比强度大、线膨胀系数低（仅为金属的1/5〜1/10）、热导率高、耐烧蚀、耐磨性能良好。特别是C/C复合材料在1000°C〜2300°C时强度随温度升高而升高，是理想的航空航天及其它工业领域的高温材料。关键词：航空复合材料，碳/碳复合材料1•航空复合材料概述1-1复合材料复合材料是由两种或两种以上的不同材料、不同形状、不同性质的物质复合形成的新型材料。一般由基体材料和功能组元所组成。复合材料可经设计，即通过对原材料的选择、各组分布设计和工艺条件的保证等，使原组分材料优点互补,因而呈现了出色的综合性能。早期飞机为复合材料，由木质框架，金属丝支架和织物组成。焊接钢质框架从20世纪20年代早期开始代替木质框架。轻质铝壳结构则从20世纪30年代开始采用。到20世纪50年代完金转变成“全金屈”飞机的过程完成。随着玻璃纤维、凯夫拉尔、碳纤维等复合材料的发展，并且早期复合材料结构的使用预示着复合材料运用的辉煌。在飞机上翼尖小翼、雷达罩和尾锥上少量玻璃纤维增强須料的使用标志着飞机设计上复合材料的重新应用。从那吋起复合材料在这些部件上的成功应用导致在每一种新机型上复合材料应用的增加。波音747使用了超过10000平方英尺表而的复合材料结构。在过去几年当屮先进复合材料技术运用到诸如大翼面板、地板梁等主要结构上。显而易见对基木复合材料结构和复合材料结构修理技术的理解对于航空公司人员來说是多么重要。 先进复合材料优异的力学性能和明显的减重效果在航空器领域得到广泛认可。随着飞机性能的不断提高，作为现代飞机结构材料的复合材料的应用已由小型、简单的次承力构件发展到大型、复杂的主承力构件。在飞机机翼、机身、操纵面、起落架舱门、蒙皮、安定面、雷达罩等部件多处使用⑴。复合材料的优点：（1）相对不易腐蚀；（2）不会产生金属疲劳；（3）可设计载荷；（4）可减少连接部件（同步成型）；（5）减重，节油。复合材料的缺点：（1）原料高成本（增强纤维，如CF）；（2）制造维修人力成木高，耗吋；（3）力学性能受温度湿度影响高；（4）检测损伤难度大；（5）可导致铝等电位低的金屈腐蚀。1.2复合材料在飞行器上的应用先进复合材料技术的实际应用在飞行器设计与制造屮具冇重要的地位。这是因为复合材料的许多优异性能，如比强度和比模量高，优良的抗疲劳性能，以及独特的材料口J设计性等，都是飞行器结构盼望的理想性能。高性能飞行器要求结构重量轻，从而可以减少燃料消耗，延长留空时间，飞得更高更快或具有更好的机动性；也可以安装更多的设备，提高飞行器的综合性能。减轻结构的重量可大大节约飞机的使用成本，取得明显的经济效益。据国外有关资料报告，先进战斗机每减重lkg,就可节约1760美元。曲方国家在很短的吋间内就实现了从非受力件和次受力件到主受力件应用的过渡，无论是用量还 是技术覆盖面都有了很大的发展。口前正在研制的战斗机屮所使用的复合材料可占飞机结构总重量的50%以上。飞机隐身技术的发展与应用，进一步扩大了对复合材料技术的需求。在继民用飞机屮出现全复合材料飞机（如LearFan2100,Starship和Vayager）Z后又出现了全复合材料机身的隐身轰炸机B2。此外，也只有采用了复合材料，才使前掠翼得以在X-29上实现⑵。口前，国内飞机型号应用复合材料的比例越来越高，应用复合材料的部件越来越大，复合材料构件的结构也越来越复杂，复合材料构件己经逐步从次承力构件到主承力构件转变，复合材料的垂直安定而、水平尾翼、前机身、舱门、整流罩等构件已在多种型号飞机上使用并形成了批量生产能力。机翼、旋翼等主承力构件也已经在小批量生产⑶。国内复合材料在飞机上应用最多的是新研制的屮、高空长航吋无人机，其机体复合材料的使用量达到70%,机翼翼展18米，为全复合材料结构；其中，机翼整体盒段运用设计工艺一体化技术，将机翼的前、后梁，上蒙皮和所冇屮间肋整体共固化成型，在复合材料应用技术上有所突破。在口行设计制造的直升机上,应用复合材料最多的是Z10专用武装直升机，其主桨叶、尾桨叶和尾段为全复合材料结构。1.3C/C复合材料在高超飞行器中应用碳/碳（C/C）复合材料是一种新型高性能结构、功能复合材料，具冇高强度、高模量、高断裂韧性、高导热、隔热优异和低密度等优异特性，在机械、电子、化工、冶金和核能等领域中得到广泛应用，并且在航天、航空和国防领域中的关键部件上大量应用。我国对C/C复合材料的研究和开发主要集屮在航天、航空等高技术领域，较少涉足民用高性能、低成本C/C复合材料的研究。导弹、载人飞船、航天飞机等，在再入环境时飞行器头部受到强激波，对头部产生很大的压力，其最苛刻部位温度可达2760°C,所以必须选择能够承受再入环境苛刻条件的材料。设计合理的鼻锥外形和选材，能使实际流入飞行器的能量仅为整个热量1%〜10%左右。对导弹的端头帽，也耍求防热材料在再入环境屮烧蚀量低，且烧蚀均匀对称,同时希望它具有吸波能力、抗核爆辐射性能和全天候使用的性能。三维编织的C/C复合材料，其石墨化后的热导性足以满足弹头 再入吋由160°C至气动加热至1700°C吋的热冲击要求，可以预防弹头鼻锥的热应力过大引起的整体破坏;其低密度可提高导弹弹头射程，己在很多战略导弹弹头上得到应用。除了导弹的再入鼻锥，C/C复合材料述可作热防护材料用于航 天飞机。C/C复合材料在涡轮机及燃气系统(已成功地用于燃烧室、导管、阀门)中的静止件和转动件方面冇着潜在的应用询景，例如用于叶片和活塞，可明显减轻重量，提高燃烧室的温度，大幅度提高热效率。美国F22、F100、F119军机和俄罗斯航空发动机上己经采用碳/碳制作航空发动机燃烧室、导向器、内锥体、尾喷管鱼鳞片和密封片及声挡板等。2.C/C复合材料C/C复合材料是目前新材料领域重点研究和开发的一种新型超高温热结构材料，密度小、比强度大、线膨胀系数低(仅为金屈的1/5〜1/10)、热导率高、耐烧蚀、耐磨性能良好。特别是c/c复合材料在1ooo°c~23oo°c时强度随温度升高而升高，是理想的航空航天及其它工业领域的高温材料。2.2碳/碳复合材料的组成及微观结构碳/碳复合材料的组成冇两人部分：碳纤维和基体碳。匕■■■a碳纤维织物结构形式A：2D平纹；b：2D8H缎纹；c：3D径向编织d：3D；e：4D；f：5D碳纤维的增强形式冇单向(1D)、双向(2D)及多向。单向增强可在一个方向上得到最高拉伸强度的碳/碳;双向织物提高了抗热应力性能和断裂韧性，容易制成大尺寸形状复杂的部件，冇广泛的应用基础。三向及多向编织具冇更好的结构完整性和各向同性。 2.3碳/碳复合材料的性能2.3.1物理性能碳/碳复合材料在高温热处理后的化学成分，碳元素高于99%,像石墨一样，具冇耐酸、碱和盐的化学稳定性。其比热容人，热导率随石墨化程度的提高而增人,线膨胀系数随石墨化程度的提高而降低等。2.3.2力学性能碳/碳复合材料的力学性能主要取决于碳纤维的种类、取向、含量和制备工艺等。单向增强的碳/碳复合材料，沿碳纤维长度方向的力学性能比垂直方向高出几十倍。随着温度的升高，碳/碳复合材料的强度不仅不会降低，而且比室温下的强度还要高。一般的碳/碳复合材料的拉伸强度人于270MPa,单向高强度碳/碳复合材料可达700MPa以上。在1000°C以上，强度最低的碳/碳复合材料的比强度也较耐热合金和陶瓷材料的高。碳/碳复合材料的断裂韧性较碳材料有极大的提高，英破坏方式是逐渐破坏，而不是突然破坏，因为基体碳的断裂应力和断裂应变低于碳纤维。2.3.3热学及烧蚀性能碳/碳复合材料导热性能好、热膨胀系数低,1大I而热冲击能力很强，不仅可用于高温环境，而冃适合温度急剧变化的场合。其比热容高，这对于飞机刹车等需要吸收大量能量的应用场合非常有利。碳/碳复合材料是一种升华•辐射型烧蚀材料,且烧蚀均匀。通过表层材料的烧蚀带走大量的热，可阻止热流传入E行器内部。因此该材料被广泛用作宇航领域小的烧蚀防热材料。2.3.4摩擦磨损性能碳/碳复合材料中碳纤维的微观组织为乱层石墨结构，其摩擦系数比石墨高,特别是它的高温性能特点,在高速高能量条件下摩擦升温高达1000°C以上时，英摩擦性能仍然保持平稳,这是其它材料所不具备的。因此，碳/碳复合材料为军用和民用飞机的刹车盘材料越來越广泛。 2.4碳/碳复合材料制备及加工碳/碳复合材料的主要制备步骤为：预制体的成型，致密化处理和石墨化，其屮致密化是制备碳/碳复合材料的关键技术。致密化成型后的预制体含有许多孔隙，密度也低，不能直接应用,须将碳沉积丁•预制体，填满其孔隙，才能成为真正的结构致密、性能优良的碳/碳复合材料，此即致密化过程•传统的致密化工艺大体分为液相浸渍和化学气相沉积两种。2.4.1液相浸渍工艺液相浸渍工艺一般在常压或减压下进行.工艺过程上图所示，液相浸渍(LPI)工艺是将碳纤维预制体置于浸渍罐中，抽真空后充惰性气体加压使浸渍剂向预制休内部渗透，然后进行固化或直接在高温下进行碳化，一般需重复浸渍和碳化5〜6次而完成致密化过程。此工艺存在问题是:(1)工艺繁复、周期长、效率低;(2)液体难以浸渍到预制体微孔中；(3)有些浸渍液在常压和减压下碳化效率低，必须加压，如煤沥青;(4)有些浸渍液碳化吋粘附性过好，易于阻塞气孔口，难以达到致密要求，如树脂。2.4.2化学气相沉积工艺化学气相沉积(CVD)工艺是以丙烯或甲烷为原料，其工艺过程下如图所示。在预制体内部发生多相化学反应(如CH4=C+2H2)的致密化过程。CVD工艺的优点是材料性能优异、工艺简单、致密化程度能够精确控制，缺点是制备周期太长(500〜600hM至上T小时)，生产效率很低。2.4.3碳/碳复合材料的切削加工据文献报导，车削该复合材的料所得到的切削用量各要索对切削力的影响规律与切削一般脆性材料的基本一致。虽然基体硬度较低，切削力数值不大，但材料中硕质点对刀具的磨损比较严重，故选用CBN为宜。因材料为脆性，故切屑常呈粉末状，必须用吸屑法来排屑。 2.5碳/碳复合材料的应用碳/碳复合材料作为优杲的热结构功能一体化工程材料，自1958年诞生以来，在军工方面得到了氏足的发展，其中最重要的用途是用于制造导弹的弹头部件由丁•其耐高温，摩擦性好，目前已广泛用于固体火箭发动机喷管、航天飞机结构部件飞机及赛车的刹车装置、热元件和机械紧固件、热交换器、航空发动的热端部件等。2.5.1固体火箭发动机喷管上的应用在固体火箭发动机(SRM)屮，喷管喉部的烧蚀状态最为恶劣，因此，必须采用具有良好耐烧蚀和抗冲刷性能的喷管喉衬材料来抵御严酷的烧蚀环境。采用碳/碳复合材料的喉衬、扩张段延伸出口锥，具冇极低的烧蚀率和良好的烧蚀轮廓,可提高喷管效率1%~3%,即可大大提高SRM的比冲。2.5.2刹车领域的应用碳/碳复合材料制作的飞机刹车盘重量轻、耐温高，比热容比钢高2.5倍；同金属刹车材料相比，可节省40%的结构重量，碳/碳复合材料刹车盘的使用寿命是金属基的57倍，刹车力矩平稳，刹车时噪声小，因此碳/碳复合材料刹车盘的问世被认为是刹车材料发展史上的一次重大的技术进步。目前法国欧洲动力，碳工业等公司已批量生产碳/碳复合材料刹车片，英国邓禄普公司也已大量生产碳/碳复合材料刹车片，用于赛车、火车和战斗机的刹车材料。2.6碳/碳复合材料的氧化及防氧化C/C复合材料存在一个致命的弱点，即在高温氧化性气氛下极易发生氧化反应：2C+O2—2COo碳/碳复合材料的防氧化碳/碳的防氧化的方法有材料改性和涂层保护两种，材料改性是提高碳/碳本身的抗氧化能力，涂层防氧化是利用涂层使碳/碳与氧隔离。2.6.1碳/碳改性抗氧化 通过对碳/碳改性可提高抗氧化能力，改性的方法有纤维改性和基体改性两种，纤维改性是在纤维表而制备各种涂层，基体改性是改变基体的组成以捉高基体的抗氧化能力。①碳/碳纤维改性在纤维表面制备涂层不仅能防止纤维的氧化，而且能改变纤维/基体界面特性。提高碳/碳首先氧化的界面区域的抗氧化能力。纤维改性的缺点是降低了纤维本身的强度，同时彩响纤维的柔性，不利于纤维的编织⑷。②碳/碳基体改性基体是界面氧化之后的主要氧化区域，因此基体改性是碳/碳改性的主要手段。基体改性主要有固相复合和液相浸渍等方法。固相复合是将抗氧化剂（如Si、Ti、B、BC、SiC等）以固相颗粒的形式引入碳/碳基体。抗氧化剂的作用是对碳基体进行部分封填和吸收扩散入碳基体屮的氧。液相浸渍是将硼酸、硼酸盐、磷酸盐、正硅酸乙脂、冇机金属烷类等引入碳/碳基体，通过加热转化得到抗氧化剂2.6.2碳/碳涂层防氧化基休改性防氧化不仅寿命有限，而且工作温度一般不超过1000°C,对基体的性能影响也很大。在更高温度下工作的碳/碳必须依靠涂层防氧化，因此涂层是碳/碳最有效的防氧化手段。首先涂层必须具冇低的氧渗透率和尽可能少的缺陷，以便冇效阻止氧扩散。英次涂层必须具有低的挥发速度，以防止高速气流引起的过量冲蚀。再次涂层与基体必须具冇足够的结合强度，以防止涂层剥落。最后涂层中的各种界面都必须具冇良好的界面物理和化学相容性，以减小热膨胀失配引起的裂纹和界面反应参考文献［1］崔岩.碳化硅颗粒增强铝基复合材料的航空航天应用［J］.材料工程，2002(6):3-6.|2］王国荣，武卫莉,谷万里•复合材料概论，哈尔滨工业大学岀版社,2007 ［3］戴永耀.碳/碳复合材料及其在航空上的应用前景［J］.材料工程1993X11):43-46.［4］付前刚，李贺军，李克智等.C/C复合材料防氧化涂层sic麟C—MOSi2的制备与抗氧化性能硼•金属学报.2009,45(4):503—506.