C/YAG复合材料的抗烧蚀性能研究

目的对C/YAG复合材料的烧蚀性能和烧蚀机理进行研究。方法以高固相含量Y_2O_3-Al_2O_3溶胶为原料,低成本的碳纤维针刺毡为增强体,通过浸渍-干燥-热处理工艺制备C/YAG复合材料,利用SEM和XRD对烧蚀后材料的微观结构和物相组成进行分析。结果复合材料的质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.05g/s和0.12 mm/s。结论 C/YAG复合材料高的质量烧蚀率和线烧蚀率主要归因于氧乙炔焰高热流和强剪切力作用。烧蚀后材料的微观形貌可以分为中心区、过渡区和边缘区三个区域。其中烧蚀中心区主要受到热化学腐蚀和机械剥蚀的作用,而过渡区和边缘区主要受到热化学腐蚀和热物理侵蚀的作用。     

C/C-SiC-ZrB2复合材料表面SiC/ZrB2-SiC/SiC涂层的制备及抗氧化烧蚀性能研究

目的研究C/C-SiC-ZrB_2复合材料表面SiC/ZrB_2-SiC/SiC涂层的制备、抗氧化烧蚀性能与机理。方法选择ZrB_2和SiC改性的C/C复合材料为基体,通过包埋-刷涂法在C/C-SiC-ZrB_2复合材料表面制备了SiC/ZrB_2-SiC/SiC多重抗氧化涂层,并对复合材料的微结构、抗氧化烧蚀性能与机理进行分析和研究。结果制备了一种三层结构的SiC/ZrB_2-SiC/SiC超高温陶瓷复合涂层,获得了风洞考核试验下的复合材料微结构变化、线烧蚀率等试验数据,并得到了C/C-SiC-ZrB_2复合材料的氧化烧蚀机理。结论 SiC/ZrB_2-SiC/SiC涂层对C/C-SiC-ZrB_2复合材料的抗氧化和耐烧蚀性能具有明显提升,有效提高了C/C-SiC-ZrB_2复合材料的综合热防护性能。     

颗粒冲蚀对注射法制备C/C-ZrC-SiC复合材料 抗烧蚀性能的影响研究

目的采用ZrC和SiC复相陶瓷对C/C复合材料进行改性,研究改性后的复合材料受到颗粒冲蚀破坏的烧蚀行为。方法采用注射法将ZrC和SiC复相陶瓷前驱体引入到等温化学气相渗透法(ICVI)制备的低密度C/C复合材料中,再通过高温热处理、ICVI的方法制备出ZrC和SiC复相陶瓷改性的C/C(C/C-ZrC-SiC)复合材料,随后对制备的复合材料进行高速颗粒冲击实验破坏,并对破坏后的试样进行氧乙炔火焰烧蚀,研究其烧蚀行为。结果改性后的复合材料线冲蚀率和质量冲蚀率分别为253.1μm/s和79.8 mg/s,相较于同孔隙率的C/C复合材料分别降低了49.2%和61%。颗粒冲蚀破坏后C/C-ZrC-SiC复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为4.26μm/s和1.44 mg/s,相比于同孔隙率的C/C复合材料,分别降低了37%和39%。结论由于引入的ZrC和SiC陶瓷相的硬度大于碳基体,C/C-ZrC-SiC复合材料在受到高速颗粒的冲击时,能通过硬质陶瓷相起到抗冲击作用,使得改性后的复合材料抗冲蚀性能大幅度提高。受到颗粒冲蚀破坏后的C/C-ZrC-SiC复合材料内部仍存在超高温陶瓷相,烧蚀过程中能够形成ZrO2骨架结构和SiO2球形颗粒,进而有效保护碳纤维和热解碳基体。     

HfB2-HfC-SiC 改性 C/C 复合材料的超高温烧蚀性能研究

目的制备HfB_2-HfC-SiC复相陶瓷改性C/C复合材料,并探究该材料的超高温烧蚀性能。方法采用化学气相渗透结合前驱体浸渍热解工艺制备HfC-SiC复相陶瓷改性C/C复合材料(C/C-HfC-SiC)和HfB_2-HfC-SiC复相陶瓷改性C/C复合材料(C/C-HfB_2-HfC-SiC),采用大气等离子烧蚀实验研究材料的超高温烧蚀性能。结果C/C-HfC-SiC和C/C-HfB_2-HfC-SiC复合材料2200℃线烧蚀率分别为1.54×10~(-3),1.38×10~(-3)mm/s。结论复合材料具有独特的微结构特征,亚微米级的HfB_2和HfC基体均匀弥散分布在SiC基体中。复合材料表面原位生成的液相SiO_2和固相HfO_2复合氧化物膜,既可以抵抗高速气流的冲蚀,又可以抵抗氧化性气氛的向内扩散,是复合材料具有优异超高温抗烧蚀性能的主要原因。     

新型含锆聚碳硅烷制备C/C-SiC-ZrC 复合材料及烧蚀性能

目的提高C/C-SiC复合材料的抗烧蚀性能。方法通过交联固化-碳化工艺获得新型含锆聚碳硅烷(Polyzirconocenecarbosilane, PZCS)裂解产物。采用FT-IR、XPS、TG、XRD、SEM等分析手段表征PZCS先驱体基本结构和固化、裂解产物结构及元素分布等。以PZCS为溶液浸渍先驱体,通过PIP工艺制备得到C/C-SiC-ZrC复合材料,采用氧乙炔烧蚀试验表征其抗烧蚀性能。结果 PZCS陶瓷先驱体经过交联固化工艺能够显著提高其陶瓷产率。TG结果表明,980℃时陶瓷产率达66.37%,所得陶瓷粉末为分散均匀的SiC-ZrC复相陶瓷。C/C-SiC-ZrC复合材料经过氧乙炔试验烧蚀600 s后,其线烧蚀率为0.0067 mm/s,表现出良好的抗烧蚀性能。结论 SiC-ZrC复相陶瓷基体烧蚀过程中,氧化形成SiO2和ZrO2等氧化物涂层,氧化物隔离层能够隔离氧气和热量,阻止其向复合材料内部进一步扩散,可有效提高复合材料烧蚀性能。     

等离子喷涂制备 ZrB2-SiC 复合涂层及其静态烧蚀性能

目的提高C/C复合材料的抗静态烧蚀性能。方法利用大气等离子喷涂技术在C/C复合材料表面制备ZrB_2-SiC复合涂层,对其进行1500℃的静态烧蚀实验。利用X射线衍射仪(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)及能谱分析仪(EDS)对涂层的物相成分、微观形貌等进行检测分析。结果采用大气等离子喷涂制备的ZrB_2-SiC涂层是由熔融的粉末粒子紧密堆积而成,呈现典型的层状结构,涂层均匀完整地覆盖于C/C基体表面,厚度约为200μm。涂覆有ZrB_2-SiC复合涂层的C/C复合材料试样在1500℃分别氧化2,3,4 h后,试样依旧保持完整,C/C基体未遭受损伤,试样的质量增加率依次为3.39%,2.95%,4.25%。结论采用大气等离子喷涂技术能够在C/C复合材料表面制备出厚度均匀、结构致密的ZrB_2-SiC复合涂层,ZrB_2-SiC复合涂层使C/C复合材料的抗静态烧蚀性能显著提高。     

陶瓷基复合材料连接结构失效分析方法

目的分析陶瓷基复合材料的结构强度。方法围绕C/SiC陶瓷基复合材料连接结构失效分析问题,提出模量突降和渐进损伤两种分析方法,基于Abaqus软件平台编写UMAT有限元分析子程序,结合试验数据分析多种不同失效准则在陶瓷基复合材料结构强度分析中的适用性。结果基于改进三维Hashin失效准则,针对典型C/SiC复合材料连接结构进行了失效行为计算,获得结构的失效模式与试验结果规律一致,破坏载荷的预测误差在10%以内。结论通过与试验结果的对比分析,验证了两种方法的有效性,研究方法能够为高超声速飞行器、天地往返飞行器复合材料热结构的强度分析提供技术支撑。     

炭化压力对编织C/C复合材料致密过程及结构的影响

目的研究不同炭化压力环境对C/C复合材料致密过程及结构的影响。方法通过浸渍/高压炭化工艺在不同炭化压力下制备高温煤沥青炭块及沥青基C/C复合材料,并研究不同炭化压力环境下对其密度和孔隙的影响。结果制备沥青炭的炭化压力由20 MPa增大至60 MPa时,沥青炭体积密度由1.08 g/cm~3增加至1.39g/cm~3,质量比表面积由14.74增加至16.51,开孔率由26.73减少至7.94,孔隙填充效果明显改善,浸渍-炭化的增密效率得到提升。结论在编织C/C材料的致密过程中,压力越大,其孔隙越小,分布越均匀,故产品致密效果越好。     

二氧化碳介质气动加热环境下碳化热解类防热材料烧蚀机理分析

目的研究轻质热解类防热材料在高焓CO_2气动加热环境下的炭化层烧蚀机理。方法建立考虑化学反应动力学过程影响的材料热化学烧蚀特性计算方法,研究碳化热解类防热材料在二氧化碳介质气动加热环境下的炭化层烧蚀机理,分析与空气介质环境下的材料烧蚀特性差异,计算得出二氧化碳气体离解、热解引射气体质量流率和组分等因素变化对防热材料烧蚀特性的影响规律。结果 3000K温度下,当压力为1.0×10~5 Pa时,二氧化碳组分和地球大气的无因次烧蚀因子分别为0.26和0.17。结论压力或温度升高、二氧化碳离解程度升高、来流扩散质量流率或热解气体流率减小,均会使材料无因次质量烧蚀率更大,同时烧蚀热效应也发生相应改变。     

临近空间飞行器防隔热/承载一体化热结构设计及力/热行为

目的满足临近空间飞行器对结构/热防护系统质量指标的苛刻要求,研制兼具轻量化与高效防隔热/承载一体化的热防护结构及系统。方法根据临近空间飞行器承力和防热两方面的要求,设计一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护结构,采用地面高温环境试验,考查复合材料一体化热防护结构的抗烧蚀性能。建立一体化热防护结构的热响应和力学响应预报方法,以某飞行器机翼为研究对象,开展一体化热防护结构在机翼部位的应用研究,利用有限元方法进行热力耦合分析。结果一体化热防护结构高温热暴露后表面出现热解,但结构性能保持良好。结论设计的一体化热防护结构满足防热和承载两方面设计要求,是新一代飞行器的理想热防护方案。     

“高温和超高温结构材料的环境损伤与评价技术研究”专题序言

正高性能飞行器的发展必须有先进发动机与之匹配,现代的航空/航天发动机不仅推力大,而且推重比不断提高。随着发动机推力和效率的提高,发动机的涡轮进口温度需不断提高。未来的航空发动机要求其热端关键部件在1100℃以上的高温和复杂载荷条件下长期可靠使用,因此传统的镍基和钴基高温合金已经不能满足下一代高性能先进发动机的需求。超高音速飞行器与空气的剧烈摩擦产生的热量,会导致鼻锥、机翼前缘、机翼挡板等的温度升高到2000℃左右。密度低、抗烧蚀、导热好、抗热冲击和热震性良好的碳/碳复合材料是最佳的选择,但碳/碳复合材料的主要问题是高温环境下的氧化。     

轻质Cf/SiOC复合材料表面抗氧化涂层烧蚀性能的研究

目的提高轻质碳纤维增强SiOC(C_f/SiOC)多孔陶瓷复合材料的抗烧蚀性能。方法用TaSi_2、MoSi_2为高温抗氧化组分,SiB_6为烧结助剂,硼硅酸玻璃为粘结剂,采用浆料法在C_f/SiOC复合材料表面制备多层梯度化抗氧化涂层。用氧乙炔考核带涂层复合材料的抗氧化及抗烧蚀性能,并通过扫描电子显微镜对烧蚀后的形貌进行分析。结果采用硼硅酸玻璃能够在较低的温度下获得表面致密的涂层,有效地提升涂层的阻氧能力,同时能够降低涂层与基体材料之间的热失配。通过浆料法能够获得梯度化的抗氧化涂层,即涂层由靠近基体部分的多孔层逐渐过渡至最外层的致密层。在氧乙炔考核烧蚀实验下,涂层表现出优良的抗烧蚀性能,并且随着表面烧蚀温度的不同,表现出不同的烧蚀行为。在1660℃下烧蚀后,线烧蚀率及质量烧蚀率分别为0.03μm/s,2.96×10-8g/(mm2·s),随着烧蚀温度增加至1760℃,线烧蚀率及质量烧蚀率增加至0.06μm/s,1.03×10-7g/(mm2·s)。带涂层的复合材料烧蚀后,涂层表面没有裂纹,但都出现了大量的孔洞,其主要原因是硼硅酸玻璃的挥发,基体材料并没有发生明显的氧化,涂层表现出优良的抗氧化、阻氧能力。结论硼硅酸玻璃的引入能够在较低的温度下获得表面致密的涂层,提升涂层的阻氧能力。制备的多组分抗氧化烧蚀涂层,可以有效地提高C_f/SiOC复合材料的抗烧蚀能力。     

C/SiC复合材料波纹点阵结构进气道前缘设计与制备

目的 C/SiC复合材料进气道前缘轻量化设计与制备。方法基于进气道气动外形和结构要求,建立波纹点阵夹芯结构的进气道前缘有限元模型,然后按照德国航空中心H2K超声速风洞试验室试验的数据进行反演,得到进气道前缘的热流密度分布,据此进行边界条件加载,在模型中考虑固体导热、表面辐射以及空腔辐射三种传热方式。采用瞬态传热算法,求解100 s下进气道前缘的温度场,为了进一步降低C/SiC复合材料波纹点阵结构进气道前缘的最高温度,设计不同的进气道前缘尖端半径,并进行优化。最后根据优化得到的波纹点阵进气道几何参数,采用PIP法制备出C/SiC复合材料点阵结构进气道前缘。结果进气道尖端半径小于0.5mm时,最高温度高于1800℃,超过C/SiC复合材料极限温度;进气道尖端半径大于1.0 mm时,最高温度为1520℃,低于C/SiC复合材料极限温度;进气道尖端半径大于2.0 mm时,增大半径对降低进气道前缘最高温度没有明显的作用。不同进气道前缘尖端半径下,最高温度达到稳态的时间不一样,半径等于0.5 mm时,进气道前缘达到稳态的时间约为30 s左右。随着前缘尖端半径增大,最高温度达到稳态的时间增加,半径为1.0 mm时,达到稳态时间约为60 s。结论进气道前缘最高温度随着尖端半径增大明显降低,当半径大于2.0 mm时,增大半径对降低进气道前缘最高温度没有明显的作用。     

身管内膛热化学-机械烧蚀磨损数值计算

目的探究身管烧蚀和机械磨损的作用机理,完善身管热化学–机械烧蚀磨损模型,指导身管寿命预测和结构设计。方法以弹炮耦合系统摩擦行为为切入点,提出一种计及摩擦热的热化学烧蚀材料退化模型。基于Archard磨损理论和动压润滑原理,以动压润滑摩擦替换传统弹炮耦合过程采用的干摩擦,提出一种身管机械磨损材料退化模型。结果身管内膛烧蚀磨损主要集中在坡膛和炮口位置,500发射击后坡膛位置最大径向、周向烧蚀量分别为1.3、0.8 mm,炮口位置最大径向、周向机械磨损量分别为0.32、0.26 mm。结论材料退化模型能够较为准确地描述弹炮耦合系统中身管内膛的烧蚀磨损特性。数值模拟结果与实际膛线烧蚀磨损具备较好的一致性。     

我国维生素C生产过程甲醇挥发损失的估算

通过对我国主要维生素C生产厂家的生产工艺及主要VOCs甲醇的排放节点(包括酯化反应、离心机排气、精馏塔尾气、储罐呼吸)的调研和分析,结合行业协会和国家统计局统计的数据,利用生产过程物料衡算和中国石油化工系统经验公式,估算了生产单位质量(103 t)维生素C各排放节点甲醇的挥发损失量,并且建立了2007—2011年主要维生素C生产厂家甲醇的年挥发损失清单. 结果表明:生产单位质量维生素C时,酯化反应节点甲醇的挥发损失量为4.25 t/103　t,离心机排气为3.36 t/103　t,精馏塔尾气为0.63 t/103　t,储罐呼吸为0.35 t/103　t;甲醇挥发损失主要集中在酯化反应和离心机排气2个排放节点,二者挥发损失量各占排放节点挥发损失总量的50%和39%;2007—2011年我国10家主要维生素C生产厂家甲醇的年挥发损失总量已达1 000 t以上.      

毛竹基Fe-Co/C复合材料对水体中阿特拉津的去除

以毛竹为载体、铁钴复合盐溶液为前驱体,采用水热浸渍法制备了毛竹基Fe-Co/C复合材料,并用扫描电镜(SEM)、X射线衍射(XRD)、红外光谱(FT-IR)和比表面积分析仪(BET)对样品进行了表征分析。通过批量实验研究了Fe-Co/C复合材料对阿特拉津的吸附特性。该吸附材料对水体中阿特拉津显示了良好的吸附性能。在阿特拉津初始浓度为10.0 mg/L,溶液pH为7.0,吸附剂用量为0.4 g/L,反应温度为25℃时,阿特拉津的平衡吸附量为21.89 mg/g。吸附过程符合二级动力学模型和Langmuir吸附等温式。热力学结果表明,Fe-Co/C复合材料对阿特拉津吸附是自发吸热过程。红外结果表明,氢键是Fe-Co/C复合材料对阿特拉津吸附的主要作用力,孔隙效应和л-л电子共轭作用也可能促进复合材料对阿特拉津的吸附。     

白果壳遗态Fe/C复合材料对水中磷的吸附特征

为研究PBGC-Fe/C-G（白果壳遗态Fe/C复合材料）对水中磷的吸附特征,以PBGC-Fe/C-G为吸附剂,对吸附剂投加量、溶液体系pH、初始磷质量浓度、温度和吸附剂粒径为影响因素进行静态吸附试验分析,并结合SEM、EDS、XRD和FT-IR等手段对吸附前、后材料进行表征,以揭示PBGC-Fe/C-G的吸附除磷机制.结果表明:①当初始磷质量浓度 < 10 mg/L、吸附剂投加量为0.2 g/（50 mL）、溶液为酸性（pH=3）、反应温度为45℃、吸附剂粒径 < 0.149 mm时,吸附效果最佳,吸附量达1.62 mg/g.②准二级动力学模型和Freundlich吸附等温模型能较好地模拟PBGC-Fe/C-G对磷的吸附过程.③热力学结果显示,ΔG < 0、ΔS>0和ΔH>0,说明PBGC-Fe/C-G对磷的吸附过程是自发、熵增的吸热过程.研究显示,PBGC-Fe/C-G吸附除磷主要通过配位作用、静电引力、等电荷离子交换和物理作用4种协同完成,其中Fe活性位与磷酸根离子的配位反应为主要的反应过程.      

磁性氧化石墨烯/壳聚糖制备及其对磺胺嘧啶吸附性能研究

采用一步溶剂热法制备磁性氧化石墨烯/壳聚糖三元复合材料(GO/CS/Fe_3O_4).复合材料的表征结果显示,GO/CS/Fe_3O_4含有丰富含氧官能团,氧化石墨烯片层上均匀负载四氧化三铁磁性粒子,分散到水中的磁性复合材料在外加磁场的作用下,具有良好的磁分离效果.选择磺胺嘧啶为目标污染物考察复合材料吸附性能.结果表明,吸附动力学符合拟二级动力学模型,吸附等温线符合Langmuir模型,在295、303、313 K温度下最大吸附量分别为53.30、60.56、79.23 mg·g~(-1),吸附热力学参数表明GO/CS/Fe_3O_4对磺胺嘧啶的吸附是以物理吸附为主的自发吸热反应.通过不同pH条件下吸附量和Zeta电位分析吸附机理,证明π-π电子共轭效应及静电吸附是复合材料吸附磺胺嘧啶过程中的主导作用力.     

移动床生物反应器处理低C/N比生活污水试验研究

通过移动床生物膜反应器处理低C/N比生活污水的试验研究,探讨了填料填充率、曝气量和水力停留时间对处理效果的影响,确定出了适合反应器的填充率为53%,最佳曝气量为0.07L/h,最佳水力停留时间为8h。在该实验条件下,COD平均去除率在85%左右,TN去除率最高为62%,平均生物浓度2.63mg/L,生物膜活性强,结果表明反应器对低C/N比生活污水有较好的处理效果。     

改进近场动力学方法在圆柱绕流问题中的应用

在传统近场动力学键理论方法的基础上,考虑粒子邻域范围内粒子间的法向键力作用,并引入了切向键力作用,提出一种改进的近场动力学键理论方法。该方法假设速度场在粒子邻域范围内线性变化,根据均质不可压缩牛顿流体的运动特性,推导出基于拉格朗日描述的近场动力学形式的流体运动控制方程,分别考虑法向键力与压力、切向键力与黏性力的关系,克服了传统近场动力学键理论方法难以描述流体黏性力的局限性。采用Fortran语言编程,利用改进的近场动力学键理论方法模拟计算了低雷诺数时无限域圆柱绕流问题算例,并与有限体积法的模拟结果进行对比,分析了在x、y方向速度场的分布、速度最大值的误差。结果表明:本文提出的改进近场动力学键理论方法与有限体积法的模拟结果在x、y方向速度场的分布、变化趋势基本一致,且终止时刻速度最大值误差分别为6.4%、22.6%,从而验证了该方法的可行性和有效性,可为近场动力学方法在流体问题领域中的应用提供参考。