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1、 膨 新型碳材料的应甩与发展，冯树文。、一 lr】擒 警 计型碳村轩是鼻有广阔用逢的蛄构和功能棵粹。美国垂新型臻材料的 发展方面，碱旌禹虞，嵌特舛的辅氧化性能和发展高熟导率的壤 确材特为最新研完 果，与 此同时，麓 羼j 蝮童化学气 相 渗连曼艺知热等静压工宅 在石墨 壤耔的热应 力 分布和热冲击阻尼性的研究方面也取得。T 明显戒果。在无拯检测方面 一 文阐明 了|声发射技术在三维碳 碳材料上的应腑，哥 毂避 7新型碳材料在船蠢技术及固体托 莆泼 动机方面的应用，特别是用于固体炙蘸式前机壳体燃烧室厦啭譬 妊 稃，对改善和 提犒 固体 足箭发动机 性能具有重要 意 叉。主 曩 词 全 苎 茎 兰
2、 生 苎 第 。属双年国际碳会议车美国加利褥尼亚大学举行，会上发表了3 0 o 多篇论文，代表了碳 辞 斟 箱 羼 蒋国 际 弗毒 警 料 研 究的 最 新发 是 提高 其 抗 氯 化 性，增 加 耐烧 蚀 蜂 使 之 幂好嗨 蝻稿砖击 霉尼 蚀，另 市面研制高热导率的碳 碳复 合材料 在工艺方面化学气相沉积 和化学气相渗透也有轿的发展。现将本届学术会议有关技术筒述如下；(一)提高碳材料抗氧化性能 的研究 人类在征服宇宙实施航天计划中，航晨器都要穿过地球的大气层，或者进入近地轨道。航 天器在穿过地球大气层时，由于与大气层的摩擦作用 飞行器表面的实际温度巳超过1 5 0 0 C，利用碳纤维表面柏
3、碳化物潦层(S i C)，改善了碳材料的抗氧化性能 属于这类特殊的抗氧 化 涂层者还有硼化物、磷酸盐。采用化学气相渗透的方法，形成这种表面涂层，包括 Z r C、S i C、T i C、等以及其他种类的抗氧化物 当这些物质与氧化合的时候，在碳材料的表面形成了玻璃 体，封闭了碳材料表面的八口，保护了内部的碳材料不再继续被氧化。这种方_祛l也有一定的局 限性，就是抗氧化物在碳材料表面分布不均匀，而且抗氧化物对碳纤维束的渗透有一定限度。男一种办法是利用卤族气体处理碳材料或者采用化学气相沉积的方法，把难熔的白金、铱和 钌沉积 到碳材料 的表面，形成 抗氧化 的金属保护层。这种金属 保护 层 的厚度可达
4、 l S mm。这种金属保护涂层可以做成单层的，如 I r，R u，Hf，z r，双层的，如 I r R u，A 1 I r，I r Hf，J r z r，三层的，如 Hf L r Hf，Z r I r Z r 除了利用化学气相渗透和化学气相沉积的方法，在碳材料表面形成抗氧化保护层以外，还 可以利用溶胶一凝胶法(S OL GE L)，在碳材料表面产生碳化硅涂层和 c s l c 涂层，也可以 起到抗氧化涂层的作用。为了有效弛防止 P A N 基碳纤维 树脂预浸溃碳 碳复合材料的氧化，还可以采用涣化处 理的方法 在室温下，将该种材料裸露在溴蒸气中，吸收淡化物，然后在1 0 0 0 2 0 0 0
5、 的温度下 碳化，这样就能极大地提高碳 碳复合材料的抗氧化性能。这是由于溴吸收了电子，在碳 碳复 一“垂一 维普资讯 http:/ 合材料曲母体孔隙中，提高了抗氧化仕能，而且只引起了很小的重最增1 I1。但是，采用这种抗 氧化的方法，奠缺点是碳 碳复台材料的抗张模量减少 1 6 1 7 ，而抗张强度减少 i 7 2 0 ，所 以在 性能方丽，不 如前面的方法优越。(二)高热导率碳 碳 复合材料的研 究 美国道格拉斯导弹公司，在碳纤维工艺领域研究的最新进展是发 展了高热导率的石墨纤 维，从而有可能生产高热导率的碳 碳复合材料。在复合材料的组分结构巾，选择碳纤维的种 类和百分比含量，其性能就在较太
6、的范围内变化，能够满足不同的设计要求 高热导率的碳 碳复台材料可以改善导弹和超音速飞机的效率及可靠性。此外，这种复合材料也甩作结构材 料，做 成有效 的辐 射器板 和熔 断设备 的第一 保护 层。表 i 说阻了各种烈号 的碳 纤维在不 同温 度 下 的热 导率。表l 各种 型号碳纤维的热导率变化 幄 度 p-5 5 p 1 0 0 P 一 1 2 0 P 一 1 3 0 VGCF ()t w m k)(w m K)(Wi re K)(w m K)(W m K)2 5 12 0 52 0 84 o 1 1 0 0 I 们 0 1 0 O 9 2 如o l 5 9 8 1 0 3 8 2 5 0
7、0 3 0 0 5 7 3 1 1 3 7 0 8 4 3 0 0 0 5 0 0 lE4 2 2 2 8 2 7 2 4 7 3 B 劬 7 0 0 8 l f 1 8 2 2 1 8 3 7 5 5 0 0 00 28 l 5 2 1 81 31 4 4S0 1 1 0 0 2 4 l 8 0 l 5 5 2 8 0 4 0 0 1 0 0 0 2 l l 工 3 1 3 5 姐 t 3 5 D l ：l 8 go 11 8 20 4 30 0 1 7 0 0 l 8 8 8 1 0 5 1 8 3 2 B 0 上表 中的全部碳纤 维除了 VGCF 是 由应甩科学 公 司(Ap p l i
8、 e d S c i e n c e s-H c 生产 的以外，其余 部是 由阿马可(Amo c o)公 司生产 的沥清 基碳纤维。遭格拉斯导弹公司对各种碳 碳复合材料进行了研究，有l D、2 D、3 D 等多维编织结构 其 中1 D、2 D 复合材料是用 日本东京三菱海山(Mi t s o b i s h i Ka s e i)公司生产的 KI$O石墨纤 维(张力模量1 0 7 1 0。磅 英寸)做骨架，3 D 复合材料则是用阿马可公司的 p l 2 O纤雏 张力 模量1 2 0 1 0。磅 英寸)做骨 架。在高温材料实验室里，采用激光蹲烁热扩散技术来担 蟪 复 合材料的热导率，这项工作是
9、由美国阿克 雷吉(O a k R i d g e Na t i o n a l L a b o r a t o r y)国家实 验室进行的。根据热扩散率、热容量和密度，q 用下式可计算出热导率 K。K=i O0 p C pa 式中K 热导率(W m K)p 密度(g c m)；c p 热容量(J i g K)|热扩散率(c m s)。研究中对碳 碳复台材料进行热处理，改善了碳 碳复台材料的热导率，使其热导率有所 增加，其增加量取决于增强纤维的种类和最后的热处理温度。这个后热处理的工艺温度就是 复台材料在热处理前已经达到的温度。一l l 6 一 维普资讯 http:/(三)石墨化温度与石墨纤维密
10、度的关系 在石 墨化过程 中，高 温处理对 改型 P AN 纤 维物理 性能有所影响，随着碳纤 维热处理温 度的增加其密度也会增加，石墨纤维的密度是石墨化温度的函数。采用了两种纤维来研究石墨 化 温度与石墨纤维密度间 的函数关 系。一 种是 P AN原 丝，另一 种是改型 的 P AN 原 丝。当热 处理 温度达到2 8 0 0 C时，石墨纤维 的密度可达到 1 9 2 g l c m。，经试 验 P AN 原 丝 的张力强 度 为3 6 1 GP a,张力模量为2 2 4 GP a，密度为1 7 5 6 g c m ，优先取向为8 9 3 。改 型 P A N 原 丝张力强度为3 9 3 G
11、P a，张力模量为 8 7 GP a，密度为1 7 7 2 g c m。，优先取向为8 9 B 。(四)热 等 静 压 工 艺 为了保证在热等静压工艺中，高温、高压对三维编织物碳 ：石墨化和致密化的影响，对试 样进行_ 热等静压试验 试验条件是最高气压为2 0 0 0 a n，最高温度为，3 2 7 3 k。以上是 热 等 静压工艺的第一步。第二步又分两个阶段。第二步的第一阶段是用钽备膜，在最大压力2 0 0 0 a i m 下 0 热到1 7 7 3 K 第二阶段是在第一阶段的热等静压工艺之后，结束备膜，并直接装入热 等静压机中，再进行第二步的热等静压工艺。最大压力为2 0 0 0 a t
12、r n，最高温度为3 2 7 3 K。热 等静压 艺工 中密度变 化的结 果表昵，有无热 等静压，材 料 的密度变 化不大。裹 2是热 等静 压 碳 纤 维的力学性能。表2 热等静压碳纤维的力学性能 纤维 种蒜 P A N 纤维 橱 精基奸 尊 抗 张舞 崖c GP a)3,5 7 2 舟t 橱氏模 量(GP a)_ 2 3 0 5 4 0 延 伸率()1 5 0 5 3 密度(g c m。)1-7 6 2 l5 茸阻(O c m)2 0 x1 0 Bx1 0 一 播鲁率 k B m h)5 4 1 7 5 一 -热劳胀 _l 口 一0 r-一l-2 鲆簟直 径(I I)l 0 (五)化 学
13、气 相 渗 透 美国宇航公司材料科学研究所研究了低温化学气相渗透碳 碳复台材料的结构和性能，对 多孔的碳纤维进行化学气相渗透工艺是形成高密度碳碳复合材料 的基本方法之一。为了减 少沉积物的梯度，典型自 工艺过程是在相对低的温度下完成(约1 0 0 0)当温度、压力和碳 氢气体 的比例发 生局部波动时，能使 沉积 碳 的厚度发生变 化。现在 已经 知道，在 低温下进行气 体渗透髓获得 3 种微碳结构，用极光显微镜可观察这 3 种撤碳结构，即粗糙碳(R L)、平滑碳(s L 辊 各向 同性碳。，该研究所十分仔细地研究了 R L 碳和 s L 碳的结构性能，这种结构性能是不同条件 下 一l 一 维普
14、资讯 http:/ 热处理温 度的函数(热 处理温度的范围是从 2 2 0 0 C到 2 9 O 0 )。沉积 的基 体是 3 D 纤维 的犏织 结构，研究人员特别探讨了：这些结构的石墨化；这些不 同的结构对复合材料性能的影 响。将 P AN 纤维做成 的3 D 编织 物在l 6 0 0 的温 蛊下 进行热 处理。热 处理 后，纤 维的l#积 约 占l 8 2 l ，渗透 沉积 的温度是 1 0 0 0 l 2 0 0 C，每种材 料经 两次 化学气相 渗透 处理，紧 接 着在化学气相渗透之后，再用2 2 0 0 或者2 5 0 0 的高温热处理，最后进行实验室的高温热处 理 甩极 光微 图法
15、 看到 这些材料 中存在 有两种典 型的 化学气相 渗透 结构。在初 层 的 RL 沉 积碳 之后跟着是s L 层的沉积碳，没有 发现 同位素的结构。而s L 屠 的结构 比较 复杂，是一 种 涡轮 层理 的结构 表3 是 R L 碳和 s L 碳 复合材 料的 d o o (A)值，d (五)是 x 射 线衍射 测量 的点 阵间 隔。表 4 是 RL 碳和 s L 碳 的实 际密 度。从表 4 中可 以看出，采 用形 成 RL 碳和 s L 碳 的 工 艺方法，不难使碳 碳复合材料的密度达到2 g c m。，甚至更高 裘 8 RL 碳 和 S L 碳的 d o o ()值 样 品 热妊理 温
16、度，时 d t 直)S L 2 3 3 08小时 3 4 0 7 S L 2 2 0 0 C 1 3 小时 3 4 0 3 R L 2 3 5 0 l 小时 3 3 7 6 R L 2 3 5 0 t 1 小时 8 3 7 0 R L 2 3 5 0 8 小时 3 3 7 0 RL 2 3 5 3 8 小时 3 3 6 4 R L 2 5 0 0 2 O 小时 3 3 6 2 昆 合型 2 2 0 0 4小时 3 4 4 3 强音望 2 2 0 0 8 小时 3 4 混音型 2 2 0 0 1 3 小时 3 4 3 5 强合垂 2 5 0 0 6小时 3 4 2 7 裘4 r RL 碳和 S
17、L 碳的实际密度 结 椅 类 型 实际密度(g c m)_ 、沉积型 2 D RL 热赴 理 后 2 1 2 2 杭积型 1 8 0 -,1-8 5 S L 热妊 理后 l-口 D (六)对 固体火箭 发动机石墨喉衬 热 应力和热 冲击阻尼 的研究 固体火箭发动机在推进时，由于高温燃气的作用，喷管喉衬受到很猛烈的热冲击和潇蚀，这种冲击和烧蚀十分清楚地影响了固体火箭发动机飞行的性能 石墨(或碳)作为固缃火箭发 动机的喷管喉衬，由于喉聿 寸 内棚高温燃气的作用，达到的温度超过了2 o o o，甚至达到更高的 维普资讯 http:/ 温度，而在喷管喉衬背侧 f 上 温度却讯低，在暇衬内侧面与外侧面之
18、间，出现了显著的温 度 差。这样，就在喷管的石墨喉衬 上产生 了很大 的横 向应 力。因此，对固体 火箭发动机喷管 的 石 墨喉衬 的要求，不 仅要能够耐高温和 抗烧 蚀，而且 也要有很高 的机械强 度和 热导率，以及低 的杨氏模量和低的热 胀率 研 究过程 中，对大型固体 火箭发 动机石墨 喉衬 的横向应力分析结果和相 应的地面试车 的 实际结果进行了比较。利用电弧放电柏方法，布圃盘形试样的中心区域，模拟回体火箭发动机 喷管的热应力状态，提出热冲击阻尼性能舱涮量方案和对石墨材科的断裂韧性要求。在此基 础 上，对 4 种 由高温石墨做成 的火箭喷管喉衬试 验，研 究了热冲 击阻尼性，热 冲击断
19、裂韧性和断 裂 力学性。1 固体火箭发 动机喷管的应力分析 图l 表示的是插入式固体火箭发动机喷管的结构，是固体火箭发动机地面试车的模型，图 中的点线代表喷管 的喉衬。该喉衬是由石墨(或碳 碳复合材 料)制成，不遭受高温加热的部分 是由碳纤维增强材科制成。对喷管喉衬的热应力分析，以 I G一 1 2 固体火箭发动机为例，考虑了 各种 同位素石墨的细颗粒性 以及 应力 应变 的非线性特 性，在此基础 上进行了数值计算，这种 计 算 采用了结构分析程序。在计算过程 中，也考虑 了在点 火试 验 条件下，由于燃气冲剧而产生 的 应 力分布和 热量的传 递。根据 J G l 2 的温度关系，也计算 了
20、材 料的力学性能和机械 强度。图2 表明，喷管喉衬 中 z 轴方 向主 要单元 的计算 结果，根据该 图的表示，最大 的压 应力发 生在内侧面，最大的张砬力发生在喷管外侧的平行医域。图 1 插八式赜管的结 构和模拟圆盘 图 2 插八式赜管喉衬 Z轴方向的热应力分布(燃 烧 2 1 秒 后)通常石墨的张力强度几乎是压缩强度的三分之一。当应力超过了2 O 6 k g mm 的应力强 度(2 9 O MP a)时，喷管石墨 的首先 断裂，是 由于 z 轴方 向 上轴 向应 力的 作用易在环 向 发 生，这是 在地 面试 车中实际得到的，发生 了相虚 的爰 纹 以后，在适 当 的条件下，进一步对插人喷
21、 管 的潜入型也进行 了应力分析。结果 在喷 管外 侧的张应力特别低，约为三 分之一。这 种潜人 型 喷管 石墨 已经用 于实际 的燃烧试 验，并且获得 了满意 的结果。2 四盘试样 的热冲击试验 如前所述，固体火箭发动机喷管在出 口内侧而由于高温喷射燃气流的作用，内侧面被加 一l l$一 维普资讯 http:/ 热，但是，外删丽却是处存比较低 温度。象这祥高精度地模拟固体火箭发动机喷管的应力状 态，除 了在 实际的燃 烧试 验 以外，是很难做 到的(宴际 j 燃 烧 试验有 很明显 的损耗)。但 是，如 强1 所示，假设 圆盘试样 如象喷管 截面 中的点线，并且，该 圆盘 中相当 于喷管 出
22、口的对 应圆的 中心 部位被迅 速地加热，则 由于热冲击 的应 力和 内压引起的应力一般是近 似相 等。即是 说，圊 盘中的环向热应力在喷管盼外缘上产生了最大的张力，而在加热的中心产生了最大的压力。此 外，在圆环上弪向应力是零，最大的径向压力应该发生在圆盘的中心上。罔此，根据 圆盘试样 I-一 孙12 1。舢 电 I 石量 图 3 热冲击阻尼的典型断裂()和石墨 I G-I 2 及 电解石墨的断裂韧性()热冲击试验，则其热冲击阻尼 q V2模数为固体 火箭发动机 喷管喉衬而给 以评 价。研究 中把 圆盘 试样 中心区域 上 的电弧放 电加 热法 作为 热冲击试 验自 0 方案。对 4种面体火箭
23、发动机喷管石墨喉衬 的热冲击阻尼翻热冲击断裂 韧性 进行 了评价，并 且测量了断裂力 学性能。3 实验 石墨试样为 同位素细 颗粒石墨I Gl 2 和 I G l 5(日本东洋碳 索(To y o Ta n s o)公 司)，模 压石 墨 G一 1 0 8(日本东诲碳公 司(T o k a 1)和热解石 墨(福 日(p riz e r)公 司)。热冲击阻尼和断裂韧性如图3 所示。图3 示出了典 型 的断裂面貌 图，左侧是 I G l 2 石 墨的(a)代表热冲击阻尼(b)代表断裂韧性，表5 石 墨试验结果的平均值 材 料 方向 G-1 0 8 G-1 2 1 O-l 5 热 砷石墨 东洋 碳
24、东 洋 碳 东 弹碳 生 产单 位 福 日公 司 营 司 素 公司 素毋司 成形 方拙 模 压 同位 肃 同 位蠢 热 青 f 軎税密虞(r m )l 一 日 日 1 7 5 1 O 0 2 l q 土 81 7 4 5 8 0 4 1 1 1 4 弯 曲强 度 MPa)i i 1 加 0 上 7 88 8 4 2 1 1 7 7 5 0 e 压缩 强度 Mp4)i i 姐1 8 橱 氏模量(k Pa)L 8 7 5 7 88 0 O0O 8 正 5 5 1|i 2 4 3 1 暑 上 2 5 0“7 12 3 48 1 0 0 8&2 l 7 1 电阻 率 M0c m)|H2 B 8 上 5
25、 0 8 S 8 5 7 4 巾 口 口 3 布氏 硬度HRI S W i i 5 0 3 5 1 7 4 8 8 2 0 径向压嫡强度(MP a)|i 1 8 8 8 2 1 5 模型 I 新裂韧性(MP a)。|i 0 0 4 0 8 2 1 0 4 1 3 7 榛型I I 断袭韧性(MP a)n 0 8 0 1 1 8 I 8 0 1 0 5 热冲击皿尼 W mm)|4 8 8 0 B 1 0 7 2 o 4 8 热冲击断鞋韧性(W mm)f i 2 5 1 8 8 1 4 8 4 2 5 口 3 维普资讯 http:/ 裂纹从外圆向 中心扩 展，表明 断裂 是 由圆应 力g(起躬。但是
26、，右面的热解石最 在热冲击阻尼 试 验时并没 有断裂，即使在热 冲击试验设备 的最大 容量时仍未发 生断 裂，l 4(b)表 明 热 冲 击断 裂韧 性试 验时出现 典型断裂而貌，断裂甚至可 以发 生在热解石墨 的尖削 的轮 缘处。轮缘裂纹端附近 麓放大照 片表阴，石墨 G l O 8 和 I G一 1 2 及 I G一 1 5 中，裂纹的扩展好象是 弯曲地沿着碳颗粒 分界面。然而，存热解石墨蚂隋况下，裂纹的扩展从离开撕裂端超几乎就 是笔直的，而且，似乎在热解石墨中，结晶体的存在对裂纹的扩展影响很小。表5 指出了实验结 果的平均 值。根据 这个结果，很明显，热解石墨有 很高的热冲击阻尼稻 断裂
27、韧性，其力 学性能和断裂韧性 的值 比其他 3和石墨也好得多。I G-=I B 是 处在第二位。但 是，比较而 言，G 1 0 8 的值是 最低。，(-b)碳材料的测试检验技术 国外在碳材料及其制品 研制、生产过程中 测试检 验技 术的名称及用途归纳如下。采用了许多先进的测试检验谈术，现将这些 r I X 射 线衍射法f测量石墨 的结 晶 f E 度 -2 二次离子质谱分析：分析 杂质含量；3 扫描 电子显微镜摩擦计；酒 量石 墨的结晶 化，观 察颗 粒尺寸，4 相干式抗烧结诺曼光谱分析法；测量温度、晶粒的相关浓度、化学气相沉积物的种类，x 射线光电子频谱分析法；显示碳膜，研究各种物质金剐膜的
28、生长情况 6 电子能 量损耗频谱分析法 t显示碳膜、研究各种物质金刚膜 的生长情 况；7 二次 谐波光谱 振茴法：研究 净物质上金 刚膜 的早期生 长；8 低能量 电子衍射法：研究 真空 中表面 的电子 和再 生相的 几何构形，9 三次谐波振荡：观察原子 氢 的基 本状 态 i 0 超导超碰撞法；研究质量 中心的质子与质子的碰撞可以探溯新的能区；I I 红 外傅里叶频谱法：表 弱化学 沉积 的过程；1 2 声 发射法(A E)：表明碳 碳材料的结构质量；i 3 x 射线 屡析 摄像接(XCT)：测 量碳 破材 料 的密度分布；1 4 激光 闪烁 热扩散法(LFTD)：测定 碳 碳材 料的热导率
29、；1 5，扫描显微探针(S P M)；观察碳材料的表面层；1 6 发射电子显微镜(T E M)，研究活性碳纤维，1 7 G 核磁共振法(c”NMR)：研究碳的中间桕的氢化作用；1 8 隧道扫描显微铙法(TS M)：研究碳 的表 面层 中间相的氢 化作用 j 1 g 诺漫散射法(R S)t研究活性碳纤维的热处理变化；2 O 漫反射红外 光谱 学(DR I S)t研究碳 的氧 化稻吸 收水 的作 用，2 1 水浸热法(I C)：测量碳 的微孔体积和 孔的尺寸；2 乳同步加速器法；单丝碳纤维 的 x 射线绕射 测量；2 3 微 缺刻 技术(MT)：研究 沥青纤 维的氧化性能；2 4 超声 波技术(u
30、T)；研究碳 的力学性能。由予篇幅有限，不可能列每一种方法都进行详细 讨论。在这里，我们只就声发射检铡技 维普资讯 http:/ 术 在 3 D 碳 碳材料检测 中肟最新应用情 况 进 行较详细地 探讨。1 原理 用声发射方 法研究复合材料 的断 裂性能是很有效 的，为声发射方法 在检 测损 害源和损 害累积方而是 很灵敏的，而且，声 发射能提 供实时 盼情报。因此，声发射技 术早 已用 于碳材 料，以往 的文献 中，已经研究 了 3 D 碳 碳 复台材 料岣断裂性能 早已发现 3 D 碳 碳材 料的断 裂 性能县有 4种破 坏模 式，各种模 式 的跨距 长度 与深度有不 同B 比率(即 L
31、D)，而 且，3 D 碳 碳 的断 裂性能对 每个方向上纤维 含量 的比率具有强烈的影响，并且，这 些结果只有用弯 曲试 验 从宏 观断裂中才能得到 2 实验。以煤沥青作为母材，用预浸技术制备了两种 3 D 碳，碳复合材料。这两种复合材料的最后 热 处理 温度都 得到3 2 7 3 K。表7 指出了该两种 3 D 碳 碳增强件在每 个方 向上纤维 含 量 的 比 率。这些增强件中纤维含量的比率为4 5，是由 P AN碳纤维制成，它们是 用 S h i k i b o s三 维编织方 法制备的。当这两种 3 D 碳 碳复合材 斟作 弯曲试 验时，进行声发射 监察。声 发 射 信号预放大 幻 d
32、B,再馈给5 0 k Hz 的高通 滤波器，然后，再将 该声 发射 信号放大2 4 d B，前 置 放大器的额响范宦从5 0 lC Hz J 2 MHz。对于各种 L D 的比率，弯曲试验以三点法完成。而 应 力轴 的方向是以 x 轴 的方 向。表6 两种 8 D结构材料 每个 方向 上纤维含量 的比率 一 _ _ 每十方向 F 蕈前音量()一 ：卜 钻 构型式 X 方 向 Y方 向 Z方 向 一 J Z一 20 3 45 1 8 ：Z l 0 4l 5 0 9 3 结果与讨 论 图4 分别指出了声发射计数 率与载荷 偏倚 曲线 的典 型例 子。在这些 图中，可 以看到 5种形 式的声发射分布
33、，因此，该试样对不同的 L D 表现了 5种破坏模式，随着 L D 值的增加，我 们分别把 这 5种破坏模式称为“相似 复杂 性、“真 实复 杂性 交替”、“准弯 曲、“弯 曲 在第一种“相似复杂性”的情况 下，可以观察到 3个峰“相 似复杂性 的第一个峰表现在 最大载荷的约5 0 处，而且，试样并没有发生宏 观的破坏，所以在这个点上，试样内部只发生了 微损坏，发 生这种微损坏的原 因或许是 由于捆 束或者单丝 的滑动所 引起。第二个峰大约出现 在最大载荷 的7 O 处，仔细 地观察试 样，发 现试 样在该处发生 了弯曲破 坏和剪切破坏 最大载 荷 处出现了第三个峰，此时，试样 在任何方 向上
34、都 能观察到破 坏。而“真实 复杂 性 的破坏只有_个l大 莳峰，该峰是出现在最大载荷 处，在该蜂处，同时发生 了弯曲破坏和剪切破玳这种破坏对的总声发射计数 几乎和“相似复杂性 的情况完全相同。“变替 则隶 现为很均匀的声发射分布，观察科很多小的峰。第一个埠是出现在最大载荷 处，其余的峰则对应于载荷的偏倚曲线 观察试样酎，发现弯曲破坏和剪切破坏交替地发生，这种破坏吐的总声发射计数小于“真实复杂性 时的总声发射计数。一I 2 l 一 维普资讯 http:/ 在“准弯”f 情况下，可以观察到两个峰 筇一 个峰是出现f F 最大被荷处 观察试样时，发 现弯 破坏后，紧跟着的是复杂破坏，罔此，“准弯曲
35、”的第一个破坏是弯 破坏 这个破坏的声 发射 总数小于“交替”破 坏时 的声 发射 总数。“弯 曲 的情 况，仅 观察到一个小 的蜂，该蜂是 小现 在景大裁荷处，在试样 上仅观察到弯 f f 1 破坏，这个破坏 的声 发射总数是所有破坏 中最 小 曲。从图 4 中可 见 声 发射 总计 数随 L D 的增加 而递 减。声 发射 的总数取 决 于破坏时 的能 量，因此，破坏情 况随 L D 的增加而显得更 脆。“相 似复杂 性”和“真 实复杂性”的声 发射 总数 是所 有破坏模 式 中最大 的。存该两种情 况下，达到最大 载荷 之前，已经发生 了微损坏 的扩 展，结果，微 损坏 的扩展可能消耗
36、了一 些破 坏能量。罔4 表明，一种戴 荷下 的声发射数 与最 大载荷 的声发 射数 之比率与 L D 之 关系。在该 图 中 也表 明了断裂的模式，在“交替 范围内，从 L D 的值 相近 时起，这种 关系 曲线就成为一 个 平 台。在平台上，当试 样内侧尚无微损坏扩 展时，夺最大 载荷附近发生 了宏 观 的断裂。从这个 结果 看，复合材 料 的“交替”破环，在强度和破坏 能量两方面都是最理想 的 破坏。况且，“交替 破坏时对不同种类的 3 D 结构材料表现了不同的 L D 值，在“交替 区域的 开始，对图4 中的 z 一 2 0 来说，其 L D 值 比 Z 一 1 0 的 L D 值 小
37、。罔此，交替 区域 的 L D 值 对 z 方 向纤 维 的含量 比率具有 强烈的影 响，所 以这种 3 D 碳 碳复台材 料很 明显具有所要 求 的特 性。(-)z一2 0 (b)zl O 图 4 一敬载荷的声发射数与最大载荷的声发射之比与L D的关系(八)新型碳材料在火箭武器上 的应用 由于新 型碳材 料有许 多独特 的优异性能，美国在同休火箭发动机研制 中已经广 泛地采用 了碳 材料，其 用途 分为 以下 两方 面。第一方面是利用碳纤维，碳纤维具有模量高、重量轻、尺寸稳定的特点。用热塑性树脂对 碳纤维进行预浸渍，然后再进行纤维缠绕而成型，制成固体火箭发动机的壳体燃烧室。例如，由潜艇水下发
38、射的战略固体导弹三叉戟，其第一级壳体燃烧室和第二级壳体燃烧室，都是碳纤 维环氧树脂复台结构。对 于最新 研制 的机动战略导弹侏 儒，其1 3 级壳 体燃 烧室都采 用了碳 纤维热塑性树脂、纤维缠绕成型复合结构。用这种碳纤维复合材料研制的固体火 i哿 发动机亮 一l 2 2一 掉暮 辩 量 群蛞 掇#l 维普资讯 http:/ 体，强度高，刚度大，重量轻，尺寸靛 这对提高固体导弹的战略机动性、射程、命中精度和载 荷 能力，起到 了材料保障作用，具 有非常重 要的意义。在壳体缠绕成型的工艺过程中，碳纤维需经过两次预浸渍，浸溃的方法有溶液浸渍法，粉 沫浸渍法和加压浸渍法等。其中粉沫法浸阔性好，而且树
39、脂的浸溃量可以精确的控制，浸渍后 的纱有足够 的韧 性，可 以直接用 于纤 维缠 绕机，在纤 维缠 绕机 上，缠绕成 火箭发 动机壳体燃 烧 室。第二方面是利 用碳素材 料，制造固体火箭发 动机 喷管的碳 碳喉衬。以聚丙稀腈碳纤 维作 增强材料，用 针刺法制成无纺 布 预制体。然后，把这种 预制体 浸溃树 脂并且在碳 化炉 中碳 化，碳 化出炉后，再 浸溃树脂，再 进行碳 化，这样 的工 艺过程往 复多次后，再采 用高压浸 渍热等静压 工艺法，对预制体进行高压浸溃，达到所要求的材料密度。这样制成的碳 碳复合材料热膨胀 系数低，耐烧蚀，有很好的杭热冲击性能，广泛用作固体火箭的喷管喉衬，扩散段等。
40、制造这种 碳 碳复合材料的另一种工艺，是利用多向编织的方法制成骨架，这种多向编织的方法制成的 产品有 2 D、3 D、4 D 等多种，然后，再将这种 多向编织 的骨架用往复浸渍和碳 化 的方 法，制成 高密度的碳 碳复合材料，用作战略武器型号，如三叉戟、抹儒等的喷管喉衬和扩散段。fu(上接 第 1 0 2 页)扩径工序是在专用的扩径机上进行，扩径机由油缸推动芯轴 由上向下穿过接头内径，被扩 径的接头和芯轴都浸在液氮容器内，扩径时先在管接头内径套上一层特制的薄纸，主要起谰滑 和防止擦伤接头内径的作用。扩径量一般小于7(内径)，是被连接管外径加4 的间隙量。扩径后的接头立即存放在液 氮容器中。液氮容器是由不镑钢内桶外包厚厚的聚苯乙烯泡沫塑料，再加一个由聚苯乙烯泡 沫塑料桶盏组成。一 23 维普资讯 http:/