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C/C復合材料廣泛用于航天器熱防護系統 ?
目前地球周邊有50多萬塊太空垃圾,其速度約為7.80 km/s(22.90 M),航天器在飛行過程中有可能會受到太空碎片的高速沖擊,對結構造成沖擊損傷,威脅安全。尤其是載入式航天器的熱防護系統,更易受到此類威脅,需要對高速沖擊損傷行為進行理論探索,為熱防護系統設計提供參考。
C/C復合材料廣泛用于航天器熱防護系統。其高速沖擊損傷行為尚不明確,而沖擊損傷在服役過程中對C/C復合材料性能的影響也鮮有報道。研究C/C復合材料高速沖擊行為對C/C復合材料防熱構件設計具有重要的意義。采用具有不同預制體結構和基體熱解碳結構的C/C復合材料、SiC涂層C/C復合材料(SiC-C/C)、ZrB_2-SiC雙涂層C/C復合材料(ZrB_2-SiC-C/C)作為本研究的靶板材料,選用季戊四醇四硝酸酯(C_5H_8N_4O_(12))作為固體炸藥加載顆粒進行高速沖擊試驗。以2.5D C/C復合材料為沖擊靶板,分別測試了不同沖擊速度、沖擊顆粒種類(大小、數量、形狀等)和靶板尺寸條件下C/C復合材料的高速沖擊損傷行為,得到了C/C復合材料的高速沖擊損傷模式主要有:穿孔、侵徹破壞、反射波拉伸層裂破壞和局部彎曲變形。
表現的宏觀損傷形貌有:正面分布著沖擊坑、裂紋和“微沖擊坑群”;背面出現裂紋,損傷嚴重的發生纖維斷裂甚至分層斷裂。正面沖擊損傷程度可以用沖擊坑最大深度和最大直徑來定量評價,而層裂形成的“層裂坑”的大小不能作為表征背面損傷的參數。在相同條件下,對不同預制體結構(2D正交鋪層和2.5D針刺碳氈)和基體結構(高織構(HT)和低織構-高織構(LT-HT)雙基體)C/C復合材料進行高速沖擊試驗,對比發現:基體界面增多可以提高材料強度,從而提高C/C復合材料沖擊正面的抗侵徹能力;連續長纖維含量的增多可以提高C/C復合材料背面抗層裂能力及試樣表面的結構完整性;適當的減弱預制體鋪層界面的結合強度、提高試樣內部孔隙率,也可以提高材料的抗層裂能力。以不同速度對2.5D C/C復合材料進行高速沖擊試驗,揭示不同沖擊損傷對C/C復合材料彎曲強度的影響。
另外,探討了高速沖擊過程中試樣內部的損傷演變規律:沿著沖擊方向,試樣內部損傷模式從基體開裂和纖維斷裂向層裂過渡。背面層裂損傷對C/C復合材料強度削弱能力較正面產生的損傷大;隨著沖擊速度的增大,試樣背面的彎曲斷裂模式由脆性斷裂向類似塑性變形轉變。另外,涂層試樣沖擊后剩余彎曲強度及斷裂模式與C/C復合材料相似,沖擊損傷對包埋法制備的內涂層與基體結合強度的影響不大。沖擊后,C/C復合材料在循環載荷作用下迅速失效,采用電阻法對單向和正交鋪層C/C復合材料產生的損傷進行實時監測,結果表明:電阻法可以實時監測材料在服役狀態的損傷演變并判定其產生損傷的種類。以2.5D C/C復合材料大靶板沖擊后的試樣為研究對象,探討了不同沖擊損傷位置材料的高溫熱膨脹性能,結果表明:沖擊損傷區域不同,會導致C/C復合材料熱膨脹變化存在差異:在900-2350℃范圍,損傷中心區域試樣的熱膨脹系數在X或者Y方向(X-Y)和Z方向上均低于邊緣區域試樣的熱膨脹系數(CTE),而當溫度超過2350℃后,由于石墨化作用,沖擊損傷對C/C復合材料各個方向熱膨脹系數均沒有顯著影響;CTE在X-Y方向的最小值和Z方向上的最大值所對應的溫度較邊緣區域滯后50℃;纖維斷裂和垂直于纖維方向的基體裂紋是X-Y方向CTE衰減的主要因素,熱解碳片層開裂、纖維/基體脫層和環狀裂紋會引起Z方向上CTE減小。帶缺陷的C/C復合材料經高溫處理后(002)面間距減小,亂層堆垛高度(L_c)增大。對比了C/C復合材料、SiC-C/C復合材料和ZrB_2-SiC-C/C復合材料三者在2500℃氧乙炔焰燒蝕100 s后的形貌及燒蝕率,結果表明:涂層C/C復合材料和C/C復合材料的燒蝕率均隨著沖擊速度的增大而增大。
隨沖擊速度的增大,燒蝕面積、損傷區域的形狀不規則程度增加,燒蝕區界線逐漸模糊;相同條件沖擊后,由于涂層和基體界面的影響,包埋法制備的SiC涂層對C/C復合材料基體有“二次損傷”作用,導致沖擊后涂層C/C復合材料線燒蝕率較C/C復合材料大。高速沖擊損傷對涂層C/C復合材料燒蝕性能的影響主要取決于內涂層與基體的界面、內涂層的硬度及其分布。 更多碳碳復合材料信息可查看http://m.zjxycs.cn
