熱-力-氧環(huán)境下C/SiC 材料損傷失效行為研究

李紹領(lǐng) 席立 薛開元 崔瀟川 肖登寶 徐寶升

（北京理工大學(xué) 先進(jìn)結(jié)構(gòu)技術(shù)研究院 北京 100081）

0 引言

C/SiC 復(fù)合材料因其低密度、高比強(qiáng)度、高比模量、耐高溫性、耐熱震性、高損傷容限、抗氧化和耐腐蝕等特點，在航空航天領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[1]。然而，航空航天中使用的C/SiC 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在極端高溫條件下承受復(fù)雜載荷[2]，進(jìn)一步研究其在這種極端服役環(huán)境下的損傷失效機(jī)理，對材料優(yōu)化設(shè)計和裝備升級換代具有重要意義。

國內(nèi)外學(xué)者通過宏觀力學(xué)試驗研究了C/SiC復(fù)合材料在室溫到2000℃條件下的彎曲[3]、壓縮[4]、拉伸和剪切性能，并構(gòu)建了高溫非線性本構(gòu)模型[8]。研究結(jié)果表明，C/SiC 復(fù)合材料在室溫和高溫下表現(xiàn)出不同的裂紋擴(kuò)展路徑和破壞模式等力學(xué)行為[9-10]。同時，Chen 等[3,11]通過理論分析和數(shù)值試驗從熱殘余應(yīng)力(Thermal Residual Stress ,TRS)角度解釋了高溫下C/SiC 復(fù)合材料力學(xué)性能變化的原因。

此外，C/SiC 復(fù)合材料在高溫下的破壞行為和強(qiáng)度受到其微觀結(jié)構(gòu)的嚴(yán)重影響。因此，利用不同的微結(jié)構(gòu)測試技術(shù)對微觀尺度下的材料損傷演化及失效機(jī)理進(jìn)行精細(xì)化表征，成為當(dāng)前研究的熱點。例如，Wang 等[12-13]開展了C/SiC 復(fù)合材料在室溫下的X 射線CT 原位試驗，分析了材料的損傷演化。Bale 等[14]搭建了高溫原位加載CT裝置，對C/SiC 復(fù)合材料在室溫和1750℃拉伸下的內(nèi)部損傷演化行為進(jìn)行了原位表征。Niu[15]等則利用原位拉伸X射線計算機(jī)斷層掃描技術(shù)和數(shù)字體積相關(guān)方法研究了1000℃真空條件下，C/SiC 復(fù)合材料的內(nèi)部損傷演化過程。然而，針對C/SiC 復(fù)合材料在超高溫尤其在有氧條件下的力學(xué)性能與微結(jié)構(gòu)演變規(guī)律，目前尚缺乏多尺度精細(xì)化研究和統(tǒng)一結(jié)論，因此亟待開展超高溫有氧環(huán)境下C/SiC 復(fù)合材料的力學(xué)性能和微結(jié)構(gòu)表征試驗，以揭示在高溫復(fù)雜載荷環(huán)境下C/SiC 復(fù)合材料的力學(xué)性能及其內(nèi)部微結(jié)構(gòu)損傷演化機(jī)制。

本文通過自主研制的熱-力-氧耦合環(huán)境拉伸裝置，研究了C/SiC 復(fù)合材料在1650℃有氧環(huán)境下的力學(xué)性能和微結(jié)構(gòu)演化。通過掃描電子顯微鏡（SEM）對復(fù)合材料在高溫有氧條件下的微結(jié)構(gòu)和斷口形貌進(jìn)行分析。同時，基于X 射線CT技術(shù)表征了C/SiC 復(fù)合材料內(nèi)部微結(jié)構(gòu)的演化，以探究其損傷失效機(jī)理。

1 復(fù)合材料試驗件微結(jié)構(gòu)表征

1.1 試驗材料

試驗所用的C/SiC 復(fù)合材料采用先驅(qū)體浸漬裂解法（Precursor infiltration pyrolysis, PIP）工藝制備。碳纖維預(yù)制體采用機(jī)織緞紋布縫合成型，隨后利用有機(jī)前驅(qū)體經(jīng)過多輪次浸漬-高溫裂解循環(huán)致密化后制備而成。如圖1 所示將C/SiC 板材切割成的尺寸以進(jìn)行力學(xué)性能測試。

圖1 試樣形狀及尺寸Fig.1 Specimen shape and size

圖2 高溫拉伸試驗設(shè)備及試樣的初始微觀形貌Fig.2 High-temperature tensile testing equipment and initial microscopic morphology of specimens

1.2 高溫拉伸試驗裝置及試驗

高溫?zé)?力耦合加載試驗裝置主要由力學(xué)加載系統(tǒng)和高溫爐組成，可實現(xiàn)最大拉/壓載荷10kN，高溫1700℃。高溫爐與力學(xué)加載裝置采用連桿剛性連接，高溫爐上下預(yù)留上/下拉桿通道。力學(xué)加載系統(tǒng)通過設(shè)計與試驗件相匹配的夾具，樣品通過下夾具與裝置底部固定連接，通過上夾具與加載系統(tǒng)相連接實現(xiàn)單向拉伸。高溫爐上下爐體各安裝2 個聚焦式鹵素?zé)糇鳛榧訜嵩?，為提升加熱效率，以反射聚焦加熱方式將加熱區(qū)域集中在試樣中心。試驗過程中的溫度是由雙色紅外測溫儀測量的，測溫儀固定在高溫試驗機(jī)窗口上方，試驗時隨著試驗機(jī)同步旋轉(zhuǎn)進(jìn)行溫度的實時監(jiān)測。通過改變四個燈的輸入功率來調(diào)節(jié)腔內(nèi)的溫度，每個樣品在測試溫度下保持5min 以達(dá)到熱平衡，溫度波動在±5℃。

樣品裝入夾具后施加預(yù)荷載，以保證樣品和夾具的預(yù)緊。同時打開溫控系統(tǒng)，將溫度升高至1650℃并保持，采用位移加載方式對樣品進(jìn)行拉伸加載，加載速率為0.2mm/min，直至樣品被拉斷，記錄相應(yīng)的位移-拉伸荷載曲線。在試樣斷裂后立即關(guān)閉加熱開關(guān)以保護(hù)斷裂面，防止其被氧化。

1.3 微結(jié)構(gòu)表征及斷口分析

采用ZEISS Xradia 620 Versa X 射線CT表征技術(shù)，對C/SiC 復(fù)合材料試樣進(jìn)行了兩次CT 的拍攝，獲得試樣在初始預(yù)荷載狀態(tài)和高溫拉伸斷裂后的微結(jié)構(gòu)。X 射線源的電壓和電流分別設(shè)置為100kV 和40uA，曝光時間為0.8s，其分辨率為3.77um/ Pixel，獲得了800 張投影，每次掃描的時間約為10min，通過三維重構(gòu)獲得切片圖。采用Avizo 軟件進(jìn)行三維重建，為消除樣品表面不均勻分布的影響，提高計算效率和分割準(zhǔn)確度，從試件中部提取尺寸為2×2×3mm3的區(qū)域以分析內(nèi)部微結(jié)構(gòu)。應(yīng)用高斯濾波器去除CT 掃描中的噪聲，然后根據(jù)灰度值提取纖維、基體和孔隙，采用分水嶺分割法分離纖維和基體。拉伸試驗結(jié)束后采用FEI-Apreo C HiVac 場發(fā)射掃描電子顯微鏡對試樣進(jìn)行宏-微觀觀察，分析C/SiC 復(fù)合材料拉伸斷裂損傷模式和破壞機(jī)理，其加速電壓為10 kV。

2 分析與討論

2.1 高溫拉伸性能分析

在1650℃的空氣環(huán)境下，C/SiC 復(fù)合材料的拉伸力-位移曲線和相應(yīng)的拉伸工程應(yīng)力-應(yīng)變曲線如圖3 所示。從圖3(b)中可以觀察到，拉伸過程中應(yīng)力和應(yīng)變在初始階段呈現(xiàn)出非線性關(guān)系，然而，接近斷裂時，應(yīng)力和應(yīng)變開始呈現(xiàn)線性關(guān)系。隨著應(yīng)變的增加，應(yīng)力急劇上升，導(dǎo)致樣品突然斷裂。宏觀上，斷口形貌呈現(xiàn)出不規(guī)則的鋸齒狀，樣品拉伸強(qiáng)度較低，僅為7.1MPa。

圖3 C/SiC 材料在1650 ℃空氣環(huán)境條件下的拉伸性能Fig.3 Tensile properties of C/SiC composites at 1650 °C air ambient conditions

在高溫有氧環(huán)境下，復(fù)合材料的斷裂過程可以初步分為三個階段，如圖3(a)所示。在OA 段，隨著拉伸應(yīng)變的增加，拉伸應(yīng)力變化較為平緩。這可能是因為在沒有抗氧化涂層的保護(hù)下，高溫下靠近表面的纖維首先被氧化，使得樣品出現(xiàn)更多的損傷，并隨著時間的增加氧化反應(yīng)逐漸積累，基體同時出現(xiàn)不斷開裂的現(xiàn)象。在AB 段，機(jī)械加載引發(fā)的微裂紋和缺陷為氧分子提供了侵入材料的通道，加速了材料內(nèi)部纖維氧化過程，纖維不斷被氧化消耗，到達(dá)B 點時纖維幾乎消失，只剩下基體。因此，隨后BC 段主要為基體承載，隨著試樣被拉伸，表現(xiàn)為快速失效的脆性斷裂，因此所能承受的荷載也較小。由于加載過程與內(nèi)部纖維氧化動力過程在時間尺度上的復(fù)雜耦合作用，材料的損傷失效過程也變得復(fù)雜。

根據(jù)斷口形狀可以看出，樣品中心部分的斷口相對兩端較為平整。這可能是因為在沒有纖維增強(qiáng)的情況下，裂紋直接沿著基體傳播，較少發(fā)生偏轉(zhuǎn)。試驗結(jié)果表明，高溫有氧環(huán)境對材料的力學(xué)性能產(chǎn)生了顯著影響。

2.2 基于CT 的微細(xì)觀結(jié)構(gòu)表征分析

圖4展示了C/SiC 復(fù)合材料的μCT 切片。根據(jù)灰度值，可以觀察到，該復(fù)合材料主要由三種成分組成：SiC 基體、碳纖維絲束和孔隙。在未承載狀態(tài)下，這三種成分的分布和形態(tài)在三維渲染圖中展示如圖5 所示?？梢钥吹?，較大的空洞缺陷主要分布在纖維/基體界面和層間，這些缺陷主要是在編織過程中引起的。大的孔洞在三維空間中呈現(xiàn)出相互連接的狀態(tài)，而一些小的獨立孔洞則主要分布在基體和纖維束的內(nèi)部。從未承載狀態(tài)的切片圖和基體的三維圖中可以觀察到，在未承載之前，基體已經(jīng)存在許多微小的裂縫。這些裂縫是由于碳纖維的軸向熱膨脹系數(shù)低于SiC基體的熱膨脹系數(shù)造成的。當(dāng)復(fù)合材料從制備溫度冷卻到室溫時，基體承受了拉應(yīng)力，因此在垂直于纖維軸向上形成了大量微小的裂縫。

圖4 試樣在加載前后的μCT 切片F(xiàn)ig.4 μCT slices of the specimen before and after loading

圖5 試樣微孔洞、纖維和基體材料的分布及體積分?jǐn)?shù)統(tǒng)計Fig.5 Distribution and volume fraction statistics of microvoids, fibers and matrix materials of specimens

與未承載的μCT 切片相比，加載后我們觀察到纖維束和基體內(nèi)部的裂紋和孔洞明顯增加。此外，基于C/SiC 復(fù)合材料的內(nèi)部微觀結(jié)構(gòu)，對三維微結(jié)構(gòu)進(jìn)行定量統(tǒng)計分析，結(jié)果如圖5(d)所示，顯示了加載前后的孔洞、纖維和基體的體積占比。可以看出，未承載時的孔隙率為0.86%，而在損傷失效后，斷口上端（不包含斷口）的材料孔隙率迅速增加到3.09%。由于纖維的氧化燒蝕，導(dǎo)致纖維的體積占比下降，相應(yīng)地，基體的體積占比增加。

2.3 熱-力-氧耦合下材料損傷機(jī)理分析

通過X 射線CT 掃描技術(shù)，我們獲得了樣品在1650℃有氧環(huán)境下的斷裂三維形貌，結(jié)果如圖6 所示?？梢杂^察到樣品的宏觀斷口呈現(xiàn)出不均勻的層次，表現(xiàn)為明顯的鋸齒狀斷裂模式。每個層次的每個纖維束的斷口相對平坦，但不同層次和不同纖維束之間的斷口表現(xiàn)出明顯的差異。觀察到主要的斷裂模式是沿著縱向纖維束的斷裂，伴隨著少量縱向纖維的拔出，裂紋穿過橫向纖維束并最終撕裂這些纖維束。

圖6 樣品在高溫下的三維斷裂渲染圖Fig.6 3D Fracture rendered image of specimens at elevated temperature

結(jié)合圖6 和圖7 可以看出，在高溫有氧環(huán)境和力學(xué)加載的條件下，裂紋首先在樣品的初始缺陷（包括孔洞和裂紋）處形成，尤其是在不同鋪層層間，形成氧氣通道。隨后，氧氣與纖維接觸發(fā)生氧化反應(yīng)，導(dǎo)致氧氣通道上的纖維變細(xì)，最終在受拉伸力作用下直接斷裂。然后，這些裂紋會沿著基體繼續(xù)傳播到尚未氧化的纖維。由于纖維的存在，傳播過程中的裂紋會沿著纖維束的分布方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，并在到達(dá)下一個較細(xì)纖維束位置或本身有損傷的纖維束時再次斷裂。之后裂紋繼續(xù)穿過基體，傳遞到下一個纖維束，最終匯聚為鋸齒狀的主裂紋，導(dǎo)致樣品失效。

圖7 C/SiC 復(fù)合材料高溫斷口的橫/縱向纖維分布Fig.7 Transverse/lvertical fiber distribution in high-temperature fracture of C/SiC composites

樣品在1650℃下的斷口形貌如圖7 和圖8 所示，可以觀察到微觀斷口相對平坦。在斷口處，大部分纖維已經(jīng)完全氧化，只留下了由基體構(gòu)成的空殼。這表明，在這一階段，纖維已經(jīng)基本失去了對復(fù)合材料的增韌作用，C/SiC 復(fù)合材料的強(qiáng)度主要取決于SiC 基體。

圖8 C/SiC 復(fù)合材料高溫下的斷裂形貌Fig.8 Fracture morphology of C/SiC composites at high temperature

樣品在受載時斷裂失效模式如圖8 所示，結(jié)合局部放大圖可以看出，主要有纖維橋連、纖維束氧化變細(xì)斷裂、纖維束拔出、纖維束與基體界面脫粘并發(fā)生裂紋偏轉(zhuǎn)等失效模式。通過上述的分析總結(jié)，可以獲得C/SiC 復(fù)合材料高溫下的損傷斷裂機(jī)制，如圖9 所示。由于沒有SiC 基體的保護(hù)，樣品外部鋪層方向切口處的碳纖維在高溫下與氧氣發(fā)生反應(yīng)變成氣體溢出，形成氧化通道，與此同時樣品表面初始裂紋在受力作用下由基體傳播到達(dá)碳纖維處，不斷氧化侵蝕碳纖維，致使碳纖維逐漸變細(xì)至最后斷裂；此外，力熱耦合下微裂紋在纖維和基體界面迅速誘發(fā)并擴(kuò)展，纖維的存在使得裂紋發(fā)生偏轉(zhuǎn)，甚至出現(xiàn)兩端基體和纖維剝離的情況，纖維仍然可以通過橋連兩端基體，繼續(xù)承受荷載，從而防止試樣突然失效。

圖9 C/SiC 復(fù)合材料高溫下的損傷失效及裂紋擴(kuò)展模式Fig.9 Damage failure and mechanical crack extension modes

在材料內(nèi)部的裂紋和孔洞與外部缺陷尚未連通形成氧化通道之前，內(nèi)部的纖維不會被氧化。然而，隨著內(nèi)部應(yīng)力的增加，當(dāng)纖維與界面的剪切力達(dá)到界面剪切強(qiáng)度時，纖維和界面會發(fā)生脫粘，部分碳纖維開始從基體內(nèi)部拔出。

在高溫有氧環(huán)境下，由于氧化和力的作用，纖維束和基體之間的界面也會發(fā)生脫粘。這時，傳播到該纖維束的裂紋會整體發(fā)生偏轉(zhuǎn)，直到到達(dá)下一個斷裂界面，表現(xiàn)為部分纖維束連同基體一起拔出，形成鋸齒狀斷口。此外，橫向纖維束在軸向力作用下不起主要承載作用，如圖7 所示，這些纖維束會隨著裂紋的擴(kuò)展而直接與基體脫離，并在基體和纖維束的牽引下發(fā)生撕裂。

在實際過程中，上述的各種損傷失效模式互相交織進(jìn)行，在各個方向形成災(zāi)難性的主裂紋，各個主裂紋迅速擴(kuò)展交匯，最終使材料斷裂失效。

3 結(jié)論

本文利用自主研制的熱-力-氧耦合環(huán)境拉伸裝置，結(jié)合X 射線CT 掃描技術(shù)和SEM 表征方法，深入探討了C/SiC 材料在1650℃有氧環(huán)境下的力學(xué)性能和微結(jié)構(gòu)特征，獲得了C/SiC 材高溫拉伸強(qiáng)度、斷口形貌及內(nèi)部微結(jié)構(gòu)演化的重要數(shù)據(jù)。研究結(jié)果顯示，在熱-力-氧環(huán)境的共同作用下，復(fù)合材料的斷裂模式包括纖維橋連、纖維束氧化、拔出、界面脫粘和裂紋偏轉(zhuǎn)。這些機(jī)制共同導(dǎo)致了復(fù)合材料的失效。其中，碳纖維的氧化是主要的失效原因之一，特別是在無SiC 基體保護(hù)的情況下。內(nèi)部裂紋和孔洞不會立即引起纖維氧化，但在內(nèi)部應(yīng)力達(dá)到一定水平時，它們會擴(kuò)展并導(dǎo)致脫粘和拔出。

復(fù)合材料的損傷失效是多種因素的綜合結(jié)果，包括力學(xué)加載、高溫氧化和界面破壞。這些因素相互作用，使得復(fù)合材料在極端環(huán)境下表現(xiàn)出復(fù)雜的損傷失效行為。本文的研究深化了對C/SiC復(fù)合材料在極高溫有氧環(huán)境下?lián)p傷失效機(jī)理的理解。研究對于評估C/SiC 復(fù)合材料在高溫應(yīng)用中的性能表現(xiàn)、為未來改進(jìn)和優(yōu)化C/SiC 復(fù)合材料的高溫服役性能提供了基礎(chǔ)和指導(dǎo)。