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随着航天飞行器的应用逐渐提升,飞行器速度的不断提高,服役环境和自然环境的日益恶劣,导致航天结构中的热防护问题日益突出。本文以典型热防护材料陶瓷基复合材料组元为研究对象开展试验研究其力学性能、微观表面结构以及利用Weibull分布获得相关工艺与计算参数,并通过有限元仿真模拟了碳/碳化硅(C/SiC)的单向复合材料、平纹编织与缎纹编制复合材料的不同温度状态下其损伤发展机理。论文的主要工作如下:(1)针对典型热防护材料,前驱体浸渍裂解法(PIP)碳/碳化硅(C/SiC)陶瓷基复合材料(CMCs),研究了 PIP工艺对PIP-C/SiC复合材料中纤维束力学性能和微观结构的影响。严格按照PIP-C/SiC复合材料的制造工艺进行。然后对处理过的各个周期纤维束进行一系列拉伸试验,以在每个循环热处理下获得它们的原位力学性能。通过数值模拟和实验测试,发现处理相同周期纤维束的平均强度明显高于原位纤维束的平均强度。基于该表征,通过Weibull分布和最小二乘拟合分析这些纤维束的拉伸强度与不同循环热处理的相关性,同时在扫描电子显微镜(SEM)下研究纤维束表面的微观结构来解释实验结果;(2)针对前驱体浸渍裂解法碳化硅/碳化硅(PIP-SiC/SiC)陶瓷基复合材料,研究了 PIP-SiC/SiC复合材料中组元碳化硅(SiC)单丝的拉伸性能与微观结构变化过程,遵循PIP工艺流程处理碳化硅纤维与碳纤维,获得循环热处理过的纤维,并在单丝拉伸仪中对10mm、15mm、20mm、25mm和30mm碳化硅单丝进行拉伸实验测得SiC单丝断裂强度,利用双Weibull分布对常温与热循环处理的碳化硅与碳纤维单丝进行拟合,获得了常温状态与PIP各阶段的Weibull模数为工程计算提供可靠依据。同时,对PIP工艺处理的纤维单丝的表面以及断口进行了微观结构分析来解释实验结果;(3)本文基于有限元数值仿真方法(FEM),通过F语言编程平纹编织和缎纹编制复合材料面板的损伤失效分析的UMAT子程序,研究了两种PIP-C/SiC编织型复合材料(平纹编织和缎纹编制复合材料)在不同温度荷载状态下的损伤失效行为,数值模拟结果表明,由室温增加到130℃,编织型复合材料所受的应力均有增加;本文给出了陶瓷基复合材料组元和结构在机械、制造等服役与制造状态下的应力、应变场分析,实验测得的Weibull模数为计算提供依据,两种典型的热防护结构的失效机理计算方法为相应工程设计与强度校核提供计算方支撑。