结构陶瓷纤维补强.课件

1、材料学院本科生专业课程技术陶瓷学导论 主讲：杨 静第七章 结构陶瓷材料的强化与韧化 -纤维增韧纤维增韧定义：在陶瓷中加入高弹性模量的纤维，纤维均布于陶瓷基体中，达到增韧的目的为纤维增韧。纤维增韧的机理：陶瓷受力时，由于纤维的强度及弹性模量高，大部分应力由纤维承受，减轻了陶瓷的负担；而且纤维还可以阻止裂纹扩展，起到增韧的作用。图3-47、具有拔出效果的显微增强SEM照片带有纤维的陶瓷被拉断的断口，纤维的拉断、拔出有增强、增韧的作用。纤维补强陶瓷基复合材料的要求高强度、高模量的纤维或晶须（大于基体材料）；在制备条件和使用条件下，纤维或晶须的性能稳定；纤维或晶须与基体不发生化学反应；热膨胀系数匹配，

2、最好是纤维的略大；纤维与基体的结合力适当，即保证基体应力向纤维上的有效传递，又能使纤维从基体中有足够长度的拔出。-SiC晶须纤维补强增韧陶瓷复合材料在航空航天领域中的应用主要参考文献：张立同，成来飞，徐永东，2003，西北工业大学周洋等，2001，北京航空材料研究院先进复合材料国防科技重点实验室航空发动机热端部件材料50 至60 年代，发动机热端部件材料主要是铸造高温合金，其使用温度为800900 ；70 年代中期，定向凝固超合金开始推广，其使用温度提高到接近1000 ； 进入80 年代以后，相继开发出了高温单晶合金、弥散强化超合金以及金属间化合物等，使热端部件的使用温度提高到12001300

3、 ，已接近这类合金熔点的80%，虽然通过各种冷却技术可进一步提高涡轮进口温度，但作为代价降低了热效率，增加了结构复杂性和制造难度，而且对小而薄型的热端部件难以进行冷却，因而再提高的潜力极其有限 。陶瓷基复合材料正是人们预计在21 世纪中可替代金属及其合金的发动机热端结构首选材料。发动机热端陶瓷材料近20 年来，世界各工业发达国家对于发动机研制目标是将发动机热端部件的使用温度提高到1650 或更高，从而提高发动机涡轮进口温度，达到节能、减重、提高推重比和延长寿命的目的。法国将SiC/Cf 用于狂风战斗机M88 发动机的喷嘴瓣以及将SiC/ SiCf 用于幻影2000 战斗机涡轮风扇发动机的喷管内

4、调节片。美国碳化硅公司用Si3N4/ SiCW制造导弹发动机燃气喷管。杜邦公司研制出能承受12001300 、使用寿命达2000h 的陶瓷基复合材料发动机部件等。发动机热端陶瓷材料目前导弹、无人驾驶飞机以及其它短寿命的陶瓷涡轮发动机正处在最后研制阶段，美国空军材料实验室的研究人员认为，12041371 发动机用陶瓷基复合材料已经研制成功。英国罗罗公司认为，未来航空发动机高压压气机叶片和机匣、高压与低压涡轮盘及叶片、燃烧室、加力燃烧室、火焰稳定器及排气喷管等都将采用陶瓷基复合材料。预计在21 世纪初，陶瓷基复合材料的使用温度可提高到1650 甚至更高。发动机热端结构陶瓷材料-纤维补强增韧陶瓷结构

5、陶瓷的脆性：虽然具有作为发动机热端结构材料的十分明显的优点，但其本质上的脆性却极大地限制了它的推广应用。单组分陶瓷材料缺陷敏感性高、韧性低、可靠性差。增韧的思路：经历了从“消除缺陷”或减少缺陷尺寸、减少缺陷数量，发展到制备能够“容忍缺陷”，即对缺陷不敏感的材料。连续纤维增强陶瓷基复合材料与其它增韧方式相比，连续纤维增强陶瓷基复合材料(CFCC) 具有较高的韧性，当受外力冲击时，能够产生非失效性破坏形式，可靠性高，是提高陶瓷材料性能最有效的方法之一。CFCC 的研究始于1973 年S.R. Levitt 制成的高强度碳纤维增强玻璃基复合材料 。70 年代中期，日本碳公司(Nippon Carbo

6、n Co. ) 高性能SiC 连续纤维-Nicalon的研制成功，使制造纯陶瓷质CFCC 成为可能。80 年代中期， E.Fitzer等用化学气相沉积法制备出高性能的Nicalon 纤维增强SiC 基陶瓷复合材料，有力地推动了CFCC 的发展。周洋袁广江徐荣九杜林虎李宏泉陈大明，2001(北京航空材料研究院先进复合材料国防科技重点实验室)三种体系的陶瓷基复合材料从发展趋势上看，非氧化物/ 非氧化物陶瓷基复合材料中，SiC/ SiCf 、Si3N4/ SiCf 仍是研究的重点，有望在1600 以下使用；氧化物/非氧化物陶瓷基复合材料由于氧化物基体的氧渗透率过高，在高温长时间的应用条件下几乎没有任

7、何潜在的可能；能满足1600 以上高强和高抗蠕变要求的复合材料，最大的可能将是氧化物/氧化物陶瓷基复合材料。CFCC-SiC在航空领域中的应用CFCC- SiC 具有高比强、高比模、耐高温、抗烧蚀、抗氧化和低密度等特点，其密度为22. 5 g/ cm3 ，仅是高温合金和铌合金的1/31/4，钨合金的1/91/10 。用于瞬时寿命的固体火箭发动机，C/SiC的使用温度可达2 8003000 ；用于有限寿命的液体火箭发动机，C/SiC 的使用温度可达20002200；用于长寿命航空发动机，C/SiC 的使用温度为1650，SiC/SiC 为1450，提高SiC 纤维的使用温度是保证SiC/SiC 用于1650的关键；由于C/SiC 抗氧化性能较SiC/SiC差，国内外普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的应该是SiC/ SiC。解决纤维问题的途径主要有:一是提高SiC纤维的纯度，降低纤维中的氧含量。如近年来采用电子束辐照固化方法发展出了一种低含氧量(质量分数为0.5 %) 的Hi-Nicalon SiC纤维，其高