碳/碳多孔防熱復(fù)合材料壓縮性能研究

張 堯 盧子興 楊振宇 張大海 師建軍

(1 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100083) (2 (航天材料及工藝研究所，先進(jìn)功能復(fù)合材料技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100076)

碳/碳多孔防熱復(fù)合材料壓縮性能研究

張 堯1盧子興1楊振宇1張大海2師建軍2

(1 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100083) (2 (航天材料及工藝研究所，先進(jìn)功能復(fù)合材料技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100076)

文摘常見(jiàn)高性能熱防護(hù)材料的力學(xué)性能較為薄弱，這成為了飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)發(fā)展的瓶頸。因此，如何設(shè)計(jì)熱防護(hù)材料，使其具有良好隔熱效果同時(shí)兼具足夠的承載能力，成為當(dāng)前的研究熱點(diǎn)。本文針對(duì)碳/碳多孔防熱復(fù)合材料進(jìn)行了單軸壓縮實(shí)驗(yàn)，獲得了其壓縮應(yīng)力—應(yīng)變曲線，研究了其壓縮變形特征及相應(yīng)的失效模式，并通過(guò)SEM觀測(cè)變形前后的材料細(xì)觀結(jié)構(gòu)，分析了材料內(nèi)部的細(xì)觀變形機(jī)制，也為進(jìn)一步建立表征材料內(nèi)部細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征的有限元模型和進(jìn)行數(shù)值模擬研究奠定了實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：材料內(nèi)部纖維主要沿面內(nèi)隨機(jī)分布，呈現(xiàn)出明顯的分層現(xiàn)象。受其結(jié)構(gòu)的影響，該材料面內(nèi)方向力學(xué)性能比厚度方向優(yōu)越。

碳/碳多孔防熱復(fù)合材料，細(xì)觀結(jié)構(gòu)，力學(xué)性能，實(shí)驗(yàn)測(cè)試

0 引言

碳/碳多孔防熱復(fù)合材料因其具有輕質(zhì)、熱導(dǎo)率低、防熱品質(zhì)好等特點(diǎn)，作為隔熱材料在飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)中廣泛應(yīng)用[1-3]。該材料是利用短切碳纖維和酚醛樹(shù)脂溶液，混合熱壓成型[4-5]后經(jīng)干燥固化、碳化裂解粘結(jié)而形成的具有一定承載能力的纖維網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)。其孔隙率可高達(dá)70%～90%，密度范圍為0.1～0.5 g/cm3[6-7]，由于隔熱效果很大程度上依賴于材料的內(nèi)部微細(xì)觀結(jié)構(gòu)，在高壓氣流作用下會(huì)因材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)的破壞而導(dǎo)致其熱防護(hù)效果的降低[8-9]。目前，國(guó)內(nèi)針對(duì)陶瓷纖維隔熱瓦力學(xué)性能的研究已取得了一定成果：孫陳誠(chéng)等人[10]通過(guò)氣凝膠相的引入，使得陶瓷瓦的隔熱性能和壓縮強(qiáng)度都有不同程度的提高。近年來(lái)關(guān)于碳纖維隔熱瓦制備工藝對(duì)材料力學(xué)性能的影響也展開(kāi)了研究：楊威等人[11]研究結(jié)果表明：可以通過(guò)控制酚醛樹(shù)脂溶液濃度來(lái)調(diào)節(jié)短切碳纖維預(yù)制體的壓縮強(qiáng)度。同樣，孫陽(yáng)[12]研究也表明浸漬劑濃度是影響復(fù)合材料最終密度的主要因素。本文側(cè)重研究碳/碳多孔防熱復(fù)合材料力學(xué)性能及微細(xì)觀變形機(jī)制。首先，通過(guò)單軸壓縮實(shí)驗(yàn)獲得了材料的應(yīng)力—應(yīng)變曲線，并得到了材料的彈性模量、強(qiáng)度和壓縮變形特征及相應(yīng)的失效模式等結(jié)果。進(jìn)一步，還通過(guò)顯微觀測(cè)變形前后的試樣，獲得了材料微細(xì)觀結(jié)構(gòu)以及材料內(nèi)部破壞后的微細(xì)觀形貌信息，為分析材料變形機(jī)制和后續(xù)建立數(shù)值模型提供了實(shí)驗(yàn)依據(jù)，同時(shí)為其設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了理論依據(jù)。

1 實(shí)驗(yàn)

如圖1所示，分別沿材料的面外和面內(nèi)方向截取試件進(jìn)行單軸壓縮實(shí)驗(yàn)。試件尺寸參照GB/T 1964—1996 多孔碳?jí)嚎s強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)方法，取為20 mm×20 mm×20 mm，且每組有7個(gè)試件。首先，清洗和烘干試樣，使其密度達(dá)到測(cè)試要求的0.25 g/cm3。然后，利用電子式萬(wàn)能實(shí)驗(yàn)機(jī)WDW-20E進(jìn)行材料壓縮性能測(cè)試，并采用Model S-570掃描電鏡對(duì)材料的微細(xì)觀結(jié)構(gòu)進(jìn)行觀測(cè)。

圖1 碳/碳防熱復(fù)合材料試樣形貌及其加載方向示意圖

Fig.1 Schematic representation of porous C/C thermal protective composite materials and the loading direction

2 結(jié)果與討論

2.1壓縮實(shí)驗(yàn)結(jié)果

從圖2中可以看出，材料沿面內(nèi)和面外方向的力學(xué)行為具有明顯不同的特征。

(a) 平面方向 (b) 厚度方向

圖2 碳/碳防熱復(fù)合材料單軸壓縮應(yīng)力—應(yīng)變曲線

Fig.2 Stress-strain curves of uniaxial compression for porous C/C thermal protective composites

在面內(nèi)方向加載時(shí)[圖2(a)]，材料首先表現(xiàn)出線彈性行為，通過(guò)線性擬合可得初始段彈性模量為278.63 MPa。繼續(xù)施加載荷，材料應(yīng)力—應(yīng)變曲線進(jìn)入非線性段，當(dāng)應(yīng)變達(dá)到2.5%時(shí)，最大應(yīng)力值達(dá)到3.5 MPa。隨后，材料的變形機(jī)制表現(xiàn)出與理想彈塑性材料類似的屈服行為。隨著載荷繼續(xù)增加，材料發(fā)生“分層”損傷破壞[圖4(a)]，大量材料分層剝落，導(dǎo)致材料的承載能力迅速降低，對(duì)應(yīng)的應(yīng)力—應(yīng)變曲線在應(yīng)變?yōu)?7%左右突然降低，材料徹底失效。

如圖2(b)所示，材料在面外方向的壓縮響應(yīng)類似于典型的泡沫材料：初始的線性段彈性模量為22.72 MPa，當(dāng)加載應(yīng)變達(dá)到約0.5%時(shí)，材料的力學(xué)行為表現(xiàn)出與線性硬化彈塑性材料類似的屈服行為，名義屈服強(qiáng)度為0.516 MPa(初始彈性段切線和硬化段切線交點(diǎn)應(yīng)力取為屈服強(qiáng)度)。繼續(xù)施加載荷，應(yīng)力應(yīng)變曲線表現(xiàn)出緩慢上升趨勢(shì)，此時(shí)壓縮試件呈現(xiàn)出明顯的密實(shí)化現(xiàn)象。當(dāng)加載應(yīng)變?yōu)?5%時(shí)，壓縮試件幾乎壓成粉粒狀[圖3(b)]，材料完全失效。

(a) 面內(nèi)方向壓縮試樣失效后形貌 (b) 面外方向試樣失效后形貌

圖3 碳/碳防熱復(fù)合材料單軸壓縮實(shí)驗(yàn)

Fig.3 Uniaxial compression of prorous C/C thermal protective composites

2.2SEM觀測(cè)結(jié)果

碳/碳防熱復(fù)合材料內(nèi)部微細(xì)觀結(jié)構(gòu)如圖4所示，纖維主要沿面內(nèi)方向分布，并且纖維在面內(nèi)的分布幾乎是完全隨機(jī)的[圖4(a)]，沿面外方向僅有少量的纖維分布[圖4(b)]。通過(guò)統(tǒng)計(jì)SEM圖片中纖維沿面外方向的取向角，發(fā)現(xiàn)沿面外方向纖維的取向部分近似地服從正態(tài)分布規(guī)律。在隨機(jī)搭接結(jié)構(gòu)中，纖維近似為直線段，每根纖維上可能存在多個(gè)搭接點(diǎn)[圖4(c)]，纖維由搭接材料分成若干纖維微段，燒結(jié)過(guò)程中纖維的撓曲也可忽略，這些微細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征將為后續(xù)數(shù)值模型的建立以及簡(jiǎn)化處理提供了實(shí)驗(yàn)的觀測(cè)依據(jù)。

(a) 平面方向 (b) 厚度方向 (c) 搭接局部

圖4 碳/碳防熱復(fù)合材料內(nèi)部微觀結(jié)構(gòu)示意圖

Fig.4 SEM photos of the microstructure of porous C/C thermal protective composites materials.

面內(nèi)和面外方向的壓縮試件斷面進(jìn)行觀測(cè)，如圖5所示。發(fā)現(xiàn)絕大部分粉粒都是單根纖維段，很少有搭接結(jié)構(gòu)存在[圖5(a)]，而兩根纖維間的搭接材料卻發(fā)生了破壞[圖5(b)]。結(jié)合材料各組分的強(qiáng)度[13-14]進(jìn)行分析，因纖維強(qiáng)度為3.5 GPa，搭接材料一般僅為熱解碳強(qiáng)度0.21 GPa，故可知碳纖維多孔防熱復(fù)合材料在壓縮載荷下，其中的搭接材料更易于纖維發(fā)生破壞。

(a) 試樣破壞后粉粒形貌 (b) 搭接處材料破壞

圖5 單軸壓縮試件斷口SEM圖片

Fig.5 SEM photograph of microstructure for fractured porous C/C thermal protective composites specimen

2.3變形機(jī)制討論

由于碳/碳防熱復(fù)合材料中兩種組分均為脆性材料，所以這種復(fù)合材料的“偽彈塑性”行為不可能是由組分材料的屈服引起的。因而，可推測(cè)碳/碳多孔防熱復(fù)合材料在面內(nèi)方向上引起的平臺(tái)應(yīng)力現(xiàn)象所對(duì)應(yīng)的微細(xì)觀變形機(jī)制為：纖維屈曲和搭接材料漸進(jìn)損傷，其中搭接材料的斷裂會(huì)增加搭接點(diǎn)間纖維微段的長(zhǎng)度，進(jìn)一步降低了纖維屈曲的臨界載荷。隨著載荷的進(jìn)一步增加，當(dāng)?shù)竭_(dá)纖維的承載極限，纖維會(huì)發(fā)生破壞，導(dǎo)致材料承載能力迅速降低。在面外方向上由于材料內(nèi)部的搭接材料發(fā)生漸進(jìn)式破壞，隨著搭接組分的失效，纖維上有效搭接點(diǎn)的數(shù)目減少，缺少了搭接組分對(duì)于碳纖維的約束作用，使得碳纖維具有更大的變形能力。由于碳纖維材料的力學(xué)性能要優(yōu)于搭接組分材料，所以層間纖維接觸后，使得材料仍具有一定的承載能力，在對(duì)應(yīng)的應(yīng)力—應(yīng)變曲線中應(yīng)力出現(xiàn)線性硬化上升。隨著載荷的繼續(xù)增加，纖維達(dá)到失效強(qiáng)度后發(fā)生脆斷，纖維粉粒填實(shí)材料內(nèi)部孔隙結(jié)構(gòu)，使得材料出現(xiàn)類似于泡沫材料的致密化過(guò)程，并最終導(dǎo)致材料失效。

3 結(jié)論

通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究了碳/碳多孔防熱復(fù)合材料的壓縮力學(xué)行為，獲得了材料在面內(nèi)和面外壓縮時(shí)的應(yīng)力—應(yīng)變曲線，得到了材料的彈性模量、強(qiáng)度和壓縮變形特征及相應(yīng)的失效模式等結(jié)果。結(jié)果表明：該材料力學(xué)性能具有明顯的各向異性特性，且面內(nèi)方向的力學(xué)性能遠(yuǎn)大于面外方向；結(jié)合試樣斷口的SEM照片和各組分材料的強(qiáng)度，針對(duì)面內(nèi)方向和面外方向分別提出主要的變形機(jī)制。

(1)在面內(nèi)方向壓縮時(shí)，搭接材料首先發(fā)生破壞，進(jìn)而增加了搭接點(diǎn)間纖維微段的長(zhǎng)度，使得纖維更易產(chǎn)生屈曲變形；隨著載荷的增加，逐步到達(dá)纖維的承載極限，纖維會(huì)發(fā)生脆斷而導(dǎo)致材料的整體失效。

(2)在面外方向上，搭接材料損傷導(dǎo)致每根纖維上搭接點(diǎn)數(shù)目減少，纖維發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)而層間纖維發(fā)生接觸，此時(shí)材料仍具有承載能力，隨著載荷的增加，纖維發(fā)生破壞，破損的纖維顆粒填充材料內(nèi)部的孔隙，材料發(fā)生密實(shí)化現(xiàn)象，最終導(dǎo)致材料成顆粒狀失效。

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Compressive Properties of Porous C/C Thermal Protective Composites

ZHANG Yao1LU Zixing1YANG Zhenyu1ZHANG Dahai2SHI Jianjun2

(1 Institute of Solid Mechanics, Beihang University, Beijing 100083) (2 Science and Technology of Advanced Functional Composite Laboratory,Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076)

Common high-performance thermal protection materials have relatively weak mechanical properties, which became the bottleneck of aircraft thermal protection system development. Therefore,to design thermal protection materials with both good insulation effect and enough load capacity the become current research hot spots. In this paper, the stress-strain curve of the C/C thermal protective composite (C/C composite) was obtained by the uniaxial compressive experiments in order to investigate the compressive deformation and fracture model of C/C composite. Moreover, the microscopic morphology and microstructure deformation of this material were also studied by the SEM observations of the original material and fracture section, which also provide an experimental foundation for the characterization of the internal microstructure to establish the numerical geometric model and FEM simulation. The experimental results show that the fibers in C/C composite are randomly distributed along in-plane direction, which cause the obvious stratification. The mechanical properties of C/C composite in the in-plane direction are superior to those in the out-of-plane direction.

Porous C/C thermal protective composites, Microstructure, Mechanical property, Experiment tests

V45，TB332，O34

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.05.011

2017-03-11

張堯，1992年出生，博士研究生，研究方向輕質(zhì)材料和復(fù)合材料力學(xué)。E-mail:sy14052zy@buaa.edu.cn