30%SiCp/Al 復(fù)合材料空間服役溫度環(huán)境適應(yīng)性研究

孔靜1，李巖1*，劉泊天1，于翔天1，左洋1，高鴻1，王向軻1，陳濤1，王茹，朱旭彬

（1.中國空間技術(shù)研究院，北京 100094；2.戰(zhàn)略支援部隊(duì)航天系統(tǒng)部裝備部軍代表局北京一室，北京 100074；3.中國航天標(biāo)準(zhǔn)化與產(chǎn)品保證研究院，北京 100071）

0 引言

鋁基碳化硅（SiC/Al）復(fù)合材料的物理和力學(xué)性能優(yōu)異，具有較高的比強(qiáng)度、比剛度、比模量，耐磨、耐高溫，并有較好的尺寸穩(wěn)定性和導(dǎo)熱性能等。鋁基碳化硅復(fù)合材料可以通過粉末冶金、擠壓鍛造、噴射沉積、浸滲等成型工藝批量化生產(chǎn)。中體積分?jǐn)?shù)鋁基碳化硅復(fù)合材料可以在不改變產(chǎn)品結(jié)構(gòu)的前提下實(shí)現(xiàn)輕量化設(shè)計(jì)，在空間飛行器和火箭結(jié)構(gòu)制造方面均有良好的應(yīng)用前景，是新一代航空航天飛行器用輕型結(jié)構(gòu)材料，可應(yīng)用于火星車驅(qū)動結(jié)構(gòu)、月球車行走機(jī)構(gòu)等關(guān)鍵運(yùn)動機(jī)構(gòu)。航天器繞地運(yùn)行時會頻繁進(jìn)出地影，導(dǎo)致環(huán)境溫度交替變化，變溫速率高達(dá)40～50℃/min，因此航天材料還須具備適應(yīng)大溫域溫度交變的能力。鋁基碳化硅復(fù)合材料因具有第二相SiC 顆粒和界面組織，力學(xué)性能和物理性能隨溫度變化較明顯，會對其力學(xué)承載性和結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性產(chǎn)生影響。

在“天問一號”火星探測任務(wù)中，體積分?jǐn)?shù)為30%的鋁基碳化硅（30%SiC/Al）復(fù)合材料主要應(yīng)用于火星車驅(qū)動組件。該材料具有較高的比強(qiáng)度、比剛度和尺寸穩(wěn)定性，且與高體積分?jǐn)?shù)鋁基碳化硅復(fù)合材料相比，其線膨脹系數(shù)組件匹配性好，同時具有一定的機(jī)械加工性能和較好的服役溫度環(huán)境適應(yīng)性。本文針對30%SiC/Al 復(fù)合材料的力學(xué)性能、尺寸穩(wěn)定性和導(dǎo)熱性能在高低溫環(huán)境下的變化開展試驗(yàn)，研究該材料受高低溫、熱循環(huán)等空間環(huán)境影響的性能變化規(guī)律，為深空探測空間飛行器新型鋁基碳化硅復(fù)合材料的選型及應(yīng)用提供參考。

1 試驗(yàn)材料及方法

1.1 材料及試樣制備

30%SiC/Al 復(fù)合材料（以下簡稱SiC/Al 復(fù)合材料）基體為6093 鋁合金，增強(qiáng)相SiC 粉末的中位粒徑（D50）不大于30μm，采用粉末冶金法制備，制備工藝過程為：按照體積分?jǐn)?shù)30%配比的SiC 顆粒和鋁合金粉末進(jìn)行機(jī)械混合后，在模具中冷壓預(yù)制成型，然后在真空環(huán)境下除氣并加熱、加壓制成坯錠；坯錠經(jīng)擠壓、鍛壓變形后形成制品毛坯；鍛壓時沿?cái)D壓棒直徑方向鍛造，將鍛坯前后各切去一定長度后經(jīng)機(jī)械切削形成最終棒材產(chǎn)品。

對棒材進(jìn)行取樣測試時，沿棒材軸向與徑向2 個方向取樣，取樣位置見圖1。顯微組織和熱物理性能測試每個方向取樣不少于3 件，力學(xué)拉伸性能測試每個方向取樣10 件。線膨脹系數(shù)、導(dǎo)熱系數(shù)和拉伸力學(xué)性能測試的樣品尺寸分別按照GB/T 4339—2008、GB/T22588—2008[10]和GB/T228.1—2010中的要求加工；沖擊性能測試的樣品加工成U 型缺口，缺口深度為2mm。加工好的樣品進(jìn)行T6 狀態(tài)熱處理，熱處理制度為：(540±5)℃固熔，保溫2～3h，室溫水淬冷卻；時效工藝制度為：(170±5)℃固熔，保溫6～8h，空冷。

圖1 SiCp/Al 復(fù)合材料取樣位置Fig.1 Sampling locations from SiCp/Al composites

1.2 試驗(yàn)及測試方案

材料金相組織采用光學(xué)顯微鏡進(jìn)行分析，同時利用JSM-6360LV 掃描電子顯微鏡（SEM）觀察SiC/Al 復(fù)合材料的拉伸斷口形貌。

常溫力學(xué)拉伸性能按照GB/T228.1—2010 中的方法，采用Instron5967 微機(jī)控制電子萬能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行測試。高溫力學(xué)拉伸性能測試參照GB/T 228.2—2015中的方法，低溫力學(xué)拉伸性能測試參照GB/T13239—2006中的方法，測試過程中力學(xué)試驗(yàn)機(jī)配合高、低溫試驗(yàn)箱使用。沖擊韌性測試參照GB/T229—2007中的方法，采用JB-300W微機(jī)控制半自動沖擊試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)。

線膨脹系數(shù)采用德國耐馳DIL402SE 頂桿式熱膨脹測試儀進(jìn)行測試，儀器分辨率等同或優(yōu)于10nm，溫度范圍-180～500℃。材料比熱容、熱擴(kuò)散系數(shù)分別采用200F3 型差示掃描量熱（DSC）儀、LFA467 閃射法導(dǎo)熱儀進(jìn)行測試。

高低溫?zé)釠_擊試驗(yàn)利用CY-0 瑞萊沖擊試驗(yàn)箱進(jìn)行低溫(-145±5)℃到高溫(85±2)℃之間的溫度轉(zhuǎn)換，試驗(yàn)箱升降溫速率為2℃/min，達(dá)到最高、最低溫度后保溫5min，高、低溫轉(zhuǎn)換時間少于5s。考慮航天器地?火軌道轉(zhuǎn)移和環(huán)火軌道飛行過程，將材料鑒定級溫度循環(huán)次數(shù)設(shè)為100 次。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 顯微組織分析

SiC/Al 復(fù)合材料的顯微組織如圖2 所示，可以看到：在棒材的2 個方向上，SiC 增強(qiáng)相都均勻地分布于基體中，無明顯的團(tuán)聚或偏聚，SiC 顆粒與界面之間無明顯的孔洞缺陷；與徑向試樣相比，軸向試樣中SiC 顆粒的平均分布密度在同一視野中基本一致，略有減小，這可能與棒材經(jīng)歷流線型擠壓和水平鍛造的工藝過程有關(guān)。

圖2 SiCp/Al 復(fù)合材料顯微組織形貌Fig.2 Micro structure of SiCp/Al composites

2.2 拉伸斷口分析

SiC/Al 復(fù)合材料拉伸斷口微觀形貌如圖3 所示，可觀察到大量的顆粒狀斷裂面和少量空洞，說明材料在斷裂時發(fā)生了界面破壞，可知SiC/Al 復(fù)合材料的斷裂方式為延晶斷裂+解理斷裂。從更大倍數(shù)放大的斷口形貌圖，圖3 右圖中可以更清楚地看到一些小韌窩，說明復(fù)合材料斷裂過程中存在韌性斷裂，表明SiC/Al 復(fù)合材料所受到的應(yīng)力能夠有效地從基體轉(zhuǎn)移到SiC 顆粒，顆粒的增強(qiáng)作用得到充分發(fā)揮，因此，試樣表現(xiàn)出較高的強(qiáng)度。

圖3 SiCp/Al 復(fù)合材料拉伸斷口微觀形貌Fig.3 Micro morphology of tensile fracture of SiCp/Al composites

2.3 力學(xué)性能分析

2.3.1高低溫環(huán)境對材料拉伸性能的影響

表1 為SiC/Al 復(fù)合材料不同取樣方向試樣在低溫（-80℃）、室溫（25℃）、高溫（70℃）下的拉伸性能測試結(jié)果，可以看出，不同取樣方向試樣的拉伸性能差異較大，且軸向試樣的抗拉強(qiáng)度和斷后伸長率在不同溫度條件下均高于徑向試樣，原因是該材料棒材受水平方向的擠壓和鍛壓，內(nèi)部會引入一定的殘余應(yīng)力，引發(fā)材料力學(xué)性能的各向異性。

表1 SiCp/Al 復(fù)合材料在不同溫度下的拉伸性能對比Table 1 Tensile properties of SiCp/Al composites at different temperatures

由表1 可以看出，SiC/Al 復(fù)合材料2 個取樣方向試樣的抗拉強(qiáng)度隨溫度變化的趨勢相同，均為高溫抗拉強(qiáng)度降低、低溫抗拉強(qiáng)度升高，相對室溫下的變化率均在5%以內(nèi)。高溫抗拉強(qiáng)度降低是由于鋁合金基體在SiC/Al 界面位置附近容易產(chǎn)生較多的位錯塞積或微裂紋，高溫拉伸過程中裂紋源快速擴(kuò)展形成斷裂損傷。由表1 還可看到，SiC/Al 復(fù)合材料在低溫條件下的斷后伸長率下降明顯。這是由于金屬基復(fù)合材料在低溫條件下體積收縮使得材料內(nèi)部缺陷（如空位和微孔）得到彌合，晶體易于擇優(yōu)取向，利于阻礙位錯滑移，故材料在低溫下強(qiáng)度有所升高；但隨著位錯堆積，材料塑性明顯降低，導(dǎo)致斷后伸長率下降。

溫度處理有助于有色金屬提高材料強(qiáng)度、降低殘余應(yīng)力、增強(qiáng)尺寸穩(wěn)定性，SiC/Al 復(fù)合材料經(jīng)受高低溫沖擊試驗(yàn)后，與常溫時相比，強(qiáng)度有所升高、塑性有所降低——軸向抗拉強(qiáng)度為532MPa，與常溫下的抗拉強(qiáng)度527MPa 相比略有升高，軸向斷后伸長率由3.8%變?yōu)?.8%；徑向抗拉強(qiáng)度略有升高，但斷后伸長率明顯降低，由3.2%變?yōu)?.3%。其原因一方面是高低溫變換使得材料在擠壓、鍛造過程中產(chǎn)生的內(nèi)部殘余應(yīng)力得以釋放，抗拉強(qiáng)度得到了增強(qiáng)；另一方面是復(fù)合材料內(nèi)部晶界之間的相互作用使晶界附近的位錯密度增加，基體呈現(xiàn)出更多脆性斷裂特征。

2.3.2高低溫環(huán)境對材料沖擊性能的影響

SiC/Al 復(fù)合材料在低溫（-80℃）、室溫（25℃）和高溫（70℃）條件下的沖擊性能測試結(jié)果如表2所示。

表2 SiCp/Al 復(fù)合材料在不同溫度下的沖擊性能檢測結(jié)果Table2Test result of impact properties of SiCp/Al composites at different temperatures

可以看到，與常溫時相比，復(fù)合材料的低溫沖擊性能變化不明顯，高溫下沖擊吸收能量增大、沖擊韌性增強(qiáng)。原因是SiC 顆粒增加了裂紋的擴(kuò)展路徑長度并阻礙裂紋繼續(xù)擴(kuò)展，提高了復(fù)合材料的耐沖擊性能；高溫條件下SiC/Al 復(fù)合材料的彈性應(yīng)變能增加，SiC 顆粒對提高材料整體斷裂表面能的作用增強(qiáng)，提升了復(fù)合材料的高溫沖擊韌性。

此外，SiC/Al 復(fù)合材料力學(xué)性能分析過程中，采用GB/T22315—2008中的動態(tài)彈性模量測試法對其在不同溫度條件下的彈性模量進(jìn)行測試。結(jié)果顯示，SiC/Al 復(fù)合材料彈性模量常溫下為126GPa，-80℃低溫條件下為125GPa，70℃高溫條件下為124GPa，彈性模量隨溫度變化不明顯。SiC/Al 復(fù)合材料密度平均值為2.85g/cm，經(jīng)計(jì)算其常溫條件下的比模量為4.42×10N?m/kg。

2.4 熱物理性能分析

2.4.1高低溫環(huán)境對材料線膨脹系數(shù)的影響

分析SiC/Al 復(fù)合材料的尺寸穩(wěn)定性受高、低溫影響產(chǎn)生的變化，得到材料在-145～100℃范圍內(nèi)不同溫度區(qū)間的平均線膨脹系數(shù)和經(jīng)-145～85℃高低溫沖擊試驗(yàn)后的線膨脹系數(shù)變化，見表3?？梢钥吹剑€膨脹系數(shù)隨溫度的升高而升高，在相同溫度區(qū)間內(nèi)，材料的軸向線膨脹系數(shù)低于徑向線膨脹系數(shù)，呈現(xiàn)出明顯的各向異性。SiC/Al 復(fù)合材料的線膨脹系數(shù)隨溫度變化明顯，反映了復(fù)合材料的熱殘余應(yīng)力和界面結(jié)合狀態(tài)的變化：一方面鋁合金基體的線膨脹系數(shù)隨著溫度的升高而增加使得復(fù)合材料的線膨脹系數(shù)增加；另一方面隨溫度升高，復(fù)合材料中增強(qiáng)體?基體界面?zhèn)鬏d能力下降，SiC顆粒通過界面抑制基體膨脹的能力變?nèi)?，?dǎo)致復(fù)合材料的線膨脹系數(shù)升高。

表3 SiCp/Al 復(fù)合材料的平均線膨脹系數(shù)隨溫度的變化Table 3 The average linear expansion coefficient of SiCp/Al composites at different temperatures

SiC/Al 復(fù)合材料經(jīng)過高低溫沖擊試驗(yàn)后，徑向熱膨脹系數(shù)明顯降低，且隨溫度升高，軸向線膨脹系數(shù)與徑向線膨脹系數(shù)逐漸趨向于一致。其原因是，復(fù)合材料的線膨脹系數(shù)與基體中的初始?xì)堄鄳?yīng)力及溫升過程中的熱錯配應(yīng)力密切相關(guān)，在受到低溫沖擊時，復(fù)合材料基體與增強(qiáng)顆粒收縮量的不匹配度將進(jìn)一步增大；而在升溫階段，由于基體膨脹量比顆粒大，基體經(jīng)歷應(yīng)力卸載過程；經(jīng)受高低溫沖擊又返回室溫后，復(fù)合材料兩相之間的彈性錯配應(yīng)變有所緩和，殘余應(yīng)力降低，使得復(fù)合材料的線膨脹系數(shù)也隨之降低并在2 個方向上更加接近。

2.4.2高低溫環(huán)境對材料導(dǎo)熱性能的影響

SiC/Al 復(fù)合材料在不同溫度下的比熱容、熱擴(kuò)散系數(shù)及導(dǎo)熱系數(shù)見表4。導(dǎo)熱系數(shù)為=××，其中：為比熱容；為熱擴(kuò)散系數(shù)；為密度。

表4 SiCp/Al 復(fù)合材料導(dǎo)熱性能隨溫度的變化Table 4 Heat-conducting properties of SiCp/Al composites at different temperatures

圖4 為溫度沖擊試驗(yàn)前后SiC/Al 復(fù)合材料的比熱容和導(dǎo)熱系數(shù)隨溫度變化曲線，比熱容隨溫度升高而逐漸升高，導(dǎo)熱系數(shù)隨溫度變化的整體趨勢為隨溫度升高而降低。

圖4 溫度沖擊試驗(yàn)前后SiCp/Al 復(fù)合材料導(dǎo)熱性能隨溫度變化曲線Fig.4Curve of heat-conducting properties of SiCp/Al composites at different temperatures before and after thermal shock test

高溫下導(dǎo)熱系數(shù)降低可能是由于SiC 顆粒與鋁合金基體的線膨脹系數(shù)不同，溫度升高后復(fù)合材料中增強(qiáng)體?基體界面?zhèn)鬏d能力下降所致，而在低溫條件下，材料體積收縮可以減少材料內(nèi)部缺陷，使其具有較高的導(dǎo)熱性能。這與SiC/Al 復(fù)合材料力學(xué)性能和線膨脹系數(shù)發(fā)生變化的原因一致，都是由材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)變化所致。溫度沖擊試驗(yàn)后，SiC/Al 復(fù)合材料在不同溫度條件下的導(dǎo)熱系數(shù)相應(yīng)略有增高，可能與兩相之間熱錯配應(yīng)變降低有關(guān)。

3 結(jié)論

本文分別從新型鋁基碳化硅復(fù)合材料的力學(xué)性能、顯微組織結(jié)構(gòu)和熱物理性能等方面對其力學(xué)承載性、尺寸穩(wěn)定性和導(dǎo)熱性能進(jìn)行了高低溫環(huán)境地面模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，并對材料性能的變化規(guī)律及機(jī)理進(jìn)行了分析，得到如下結(jié)論：

1）SiC/Al 復(fù)合材料的軸向抗拉強(qiáng)度均大于徑向抗拉強(qiáng)度，2 個方向的平均抗拉強(qiáng)度隨溫度變化的趨勢相同，均為高溫抗拉強(qiáng)度降低，低溫抗拉強(qiáng)度升高；高低溫沖擊試驗(yàn)之后復(fù)合材料的抗拉強(qiáng)度略有升高；高溫條件下材料的沖擊韌性提高；材料力學(xué)性能熱穩(wěn)定性較好。

2）隨溫度的升高，SiC/Al 復(fù)合材料線膨脹系數(shù)均有升高的趨勢，且呈現(xiàn)出明顯的各向異性；高低溫沖擊試驗(yàn)后，徑向材料線膨脹系數(shù)明顯降低。其原因是材料內(nèi)部存在一定的殘余應(yīng)力，溫度沖擊試驗(yàn)后殘余應(yīng)力得到釋放而降低。

3）SiC/Al 復(fù)合材料的比熱容隨溫度升高而逐漸升高，熱擴(kuò)散系數(shù)隨溫度升高而降低，導(dǎo)熱系數(shù)隨溫度升高整體呈降低趨勢。其原因是材料在低溫條件下體積收縮可以減少內(nèi)部缺陷。

4）SiC/Al 復(fù)合材料有良好的承載能力和較高的尺寸穩(wěn)定性，滿足火星車空間溫度環(huán)境應(yīng)用需求。

本文研究結(jié)果可用于完善工藝流程，以及為深空探測空間飛行器材料的選型提供參考。