sic纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料研究現(xiàn)狀與展望(編輯修改稿)
2024-12-11 15:13 本頁面
【文章內(nèi)容簡介】 圖 1 界面反應(yīng)動力學(xué)曲線 [5] [5] 易形成缺 陷 ， 當(dāng)反應(yīng)層厚度大于臨界值 時 ， 材料的性能 會降 低 ， 不同反應(yīng)體系的臨界厚度不 同 [3] ； 界面結(jié)合力 大小直接影響材料破壞形 式 ， 根據(jù)結(jié)合力的大 小 ， 將界 面分為弱界面結(jié)合和強(qiáng)界面結(jié) 合 ， 弱界面結(jié)合雖然有利 于提高軸向性 能 ， 但是橫向性能也較 低 ， 成為限 制 S iCf / Ti 復(fù)合材料應(yīng)用的一個因素 [23]。 疲勞性能 圖 2 是 SiCf /T i 復(fù)合材料和基體鈦合金在室溫和 高溫下的疲勞性 能 ， 由圖可 知 ， 復(fù)合材料的疲勞性能明 顯高于鈦合 金 ， 特別是高溫疲勞性 能 ， 在低周疲勞區(qū)域 （ LCF） 和高周疲勞區(qū) 域 （ HCF） 的疲勞強(qiáng)度至少比基體 材料提高 100％。 SiCf /Ti 復(fù)合材料典型的室溫低周疲勞 性能 為 1800MPa/104 周 次。 600℃ 時 基體材 料的 疲勞強(qiáng) 度一般為 400MPa 左右 ， 而 SiCf/Ti 復(fù)合材料的疲勞強(qiáng)度 Dynamic curve of interface reaction 表 1 SiCf /Ti 復(fù)合材料力學(xué)性能 在 1800MPa 以上 [24]。 與基體材料相比較 ， SiCf /Ti 復(fù)合材料之所以具有很 高的疲勞強(qiáng) 度 ， 是因為疲勞裂紋擴(kuò)展到纖 維 / 基體界面 上被阻 止 ， 從而降低了裂紋擴(kuò)展速 度 。與室溫條件下的 SiCf/Ti 復(fù)合材料相比 較 ， 在高溫 時 ， 復(fù)合材料中纖維承 受的載荷提 高 ， 隨著拉伸載荷的增 加 ， 纖維會不斷發(fā)生 斷 裂 ， 纖 維 / 基體界面不能像在室溫條件下那樣很好地 阻止裂紋擴(kuò) 展 ， 因 此 ， 裂紋擴(kuò)展速度比室溫高很 多 ， 導(dǎo)致 高溫疲勞壽命降 低 。同時在高溫環(huán)境 下 ， 纖 維 / 基體界 面和表面的裂紋形成率會提 高 ， 也導(dǎo)致了高溫疲勞壽命 降低 [25]。 纖維增強(qiáng)復(fù)合材料具有各向異 性 ， 沿纖維軸 向， SiCf/Ti 具有優(yōu)良的拉伸性 能 ， 但是沿纖維橫 向 ， 拉伸性 能卻低于基體合金性 能 。沿不同方向的破壞機(jī)制不 同， 界面的作用也不 同 。沿纖維軸向拉伸時的應(yīng) 力 應(yīng) 變 響應(yīng)曲線是非線性 的 ， 卸載后產(chǎn)生了持久變 形 ， 持久變 形來源于兩個方 面 ： 基體塑性變形和界面滑 移 。橫向 拉伸應(yīng) 力 應(yīng)變關(guān) 系 ， 大致分 為 3 個階 段 ： 第一個線性 區(qū) ， 基體發(fā)生了彈性變形 ， 纖維和基體界面完好 ； 第二個 圖 2 SCS6/Timetal 834 在室溫和 600℃ 時的 SN 曲線 [24] 線性區(qū)，界面發(fā)生了剝離；非線性區(qū)，基體發(fā)生了塑性變 形。當(dāng)拉伸方向與纖維呈一定角度時，拉伸機(jī)制是沿纖 維軸向和橫向破壞機(jī)制的復(fù)合，隨著角度由 0176。 變化到 90176。 ，拉伸強(qiáng)度逐漸降低 [22]。 纖維是 SiCf /Ti 復(fù)合材料的主要承載體 ， 一般纖維強(qiáng) 度越 高 ， 復(fù)合材料的強(qiáng)度越 高 ?；w具有良好的塑性可 以提高纖維增強(qiáng) S iCf/T i 的強(qiáng)度 ， 例如 Ti2AlNb 與 Ti3Al 相比 較 ， 有更好的室溫塑 性 ， 因 此 SiCf/Ti2AlNb 的強(qiáng) 度 要高 于 SiCf/Ti3Al。在制備過程 中 ， 在界面反應(yīng)層中容 SN curve of SCS6/Timetal 834 at room temperature and 600℃ [24] 4 應(yīng)用 高性 能 SiCf/Ti 復(fù)合材料可以大大提高航空航天領(lǐng) 域系統(tǒng)的整體性 能 ， 因 此 ， 在航空航天領(lǐng)域具有廣闊的 應(yīng)用前 景 。一般來 說 ， 目前飛機(jī)和發(fā)動機(jī)中采用鈦合 金制造的結(jié)構(gòu)具有采 用 SiCf/Ti 復(fù)合材料制造的潛在可 能 性 ， 從而達(dá)到降低結(jié)構(gòu)重 量 、 提高結(jié)構(gòu)性能的目 的。 SiCf/Ti 復(fù)合材料用來替代一部分高溫合金結(jié)構(gòu) ， 可以在 材料 溫度 T/℃ 彈性模量 E/GPa 拉伸強(qiáng)度 σb / MPa SCS6/Ti153 軸向 室溫 206~244 1758~1903 427 214~240 1489~1820 橫向 室溫 125~178 408 427 110~138 325 Ti153 300 937 SCS6/Ti6Al4V 室溫 215 1823 SCS6/Ti2AlNb 室溫 190 1900 SCS6/IMI834 室溫 220 2300 提升性能的同時大大降低結(jié)構(gòu)重 量。 S iCf /Ti 復(fù)合材料 主要可以制造 5 類部件 ： 盤 、 環(huán)類 ， 葉片類 ， 軸 ， 桿類 ， 管， 框架類 ， 支撐類 [6]。 國外 ， 美國 在 IHPTET 計劃中 ， 采 用 SCS6/Ti6Al4V 制備的發(fā)動機(jī) 第 4 級壓氣機(jī) 葉 環(huán) ， 減重效果達(dá) 到 78%， 不僅能夠滿足所有性能要 求 ， 還使整臺發(fā)動機(jī)的 造價降低 了 5 萬美 元 ， 被譽(yù)為是航空發(fā)動機(jī)設(shè)計的革命 性突破。英國的 羅 羅公司和德國航天航空中心也制備 了 SiC /Ti 復(fù)合材料整體葉 環(huán) ， 并進(jìn)行了臺架試 驗 [16， 22] ； f 與鎳基合金相 比 ， 采 用 SiCf/Ti 復(fù)合材料制造的低壓渦 扇發(fā)動機(jī)傳動 軸 ， 減 重 30％ ， 剛度提 高 40％ ， 并能夠經(jīng) 受 105 周次試 驗 ， 遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了設(shè)計要 求 ； 在 F119 發(fā)動 機(jī) 中 ， 前 3 級風(fēng)扇葉片均為寬弦葉 片 ， 普惠公司正在研究 的 SiCf/Ti 復(fù)合材料風(fēng)扇葉片是一種 用 SPF/DB 工藝制造 的重量 輕 、 剛度 大 、 耐沖擊破壞強(qiáng)度高的空心風(fēng)扇葉 片 ， 使發(fā)動機(jī)風(fēng)扇級重量減 輕 14%。日本公司制造 了 SiCf/
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