C/SiC復合材料在典型模擬環境下高溫拉伸性能研究

唐君 袁澤帥 黃汝超 袁建宇 徐林 李軍平 盧鵡

（航天材料及工藝研究所，北京 100076）

文摘 以先驅體浸漬裂解（PIP）工藝制備的C/SiC 復合材料為對象，研究了C/SiC 復合材料在典型模擬環境下的高溫拉伸性能，首次獲得了約3 000 s時間不同變狀態條件下材料的高溫拉伸性能數據，探討了不同條件下C/SiC復合材料高溫承載行為及其變化規律。研究結果表明，C/SiC復合材料經歷約3 000 s復雜階梯熱環境后拉伸強度仍保持60%左右；經歷大溫度梯度熱震后，C/SiC 復合材料的高溫拉伸性能保持率反而提高，最高保持率超過80%；熱震溫差越大，熱震后保溫時間越長，對材料的高溫拉伸性能保持和提高越有利。

0 引言

C/SiC復合材料具有較高的比強度、比模量和優良的耐高溫性能，作為航空航天新型飛行器熱結構部件的重要候選材料，已經在國內外獲得大量應用［1-3］。實驗表明，新型飛行器在大氣環境中以高馬赫數飛行時，其鼻錐和機翼前緣部分的溫度可達2 000 ℃［4］。復雜的熱-力耦合服役環境對C/SiC復合材料的力學性能有極高的要求。C/SiC復合材料中碳纖維與SiC基體熱匹配性較差，內部結構存在大量的微細裂紋和孔洞［5-6］。在受到高溫和外來載荷的作用時，這些微裂紋和孔洞可能進一步擴展形成宏觀尺度上的裂紋，表現為基體/纖維開裂、界面脫粘等，最終導致材料失效和結構的破壞，且不同熱力環境對材料結構和性能影響不一。因此，研究C/SiC 復合材料模擬服役環境下高溫力學行為對改善材料性能有重要的意義，可以為材料設計、工藝優化以及工程應用提供理論指導。

已有研究表明，C/SiC復合材料的拉伸斷裂應變普遍小于0.6%，屬于脆性材料，而脆性材料對熱震通常是非常敏感的［7］。材料的抗熱震性能是指在溫度急劇變化后材料抵抗破壞的能力。熱震溫差的大小及過程中產生的熱應力影響材料力學行為。一般陶瓷材料隨著熱震溫度的升高，強度急劇下降甚至可能會導致材料失效。例如3D-C/SiC復合材料，熱震溫差大的試樣損傷大于溫度落差小的試樣，且壽命顯著小于溫度落差小的試樣［6］。但是有一些陶瓷材料，如MAX陶瓷材料，具有異常熱震的機制，即開始時隨著熱震溫度升高強度逐漸下降，但是當溫度升高到一定值時其強度反而開始升高［8］。材料在經歷熱震時內部產生的熱應力主要來自于三個方面：（1）因熱脹冷縮受到限制而產生的熱應力；（2）多相復合材料因各相膨脹系數不同而產生的熱應力；（3）因溫度梯度而產生的熱應力［7］。然而目前研究表明，熱應力對C/SiC復合材料力學性能的影響比較復雜，說法不一，需要進一步探索。可見，由于陶瓷基復合材料制備工藝和組分等相對復雜多樣，熱震對陶瓷基復合材料力學性能的影響也比較復雜，且目前公開報道的文章中熱震條件相對單一，沒有考慮多因素的相互影響，所以針對具體的使用環境研究熱震對C/SiC復合材料高溫力學性能的影響具有非常重要的意義。

本文以PIP工藝制備的C/SiC 復合材料為研究對象，綜合考慮飛行器飛行過程的上升、飛行到再入大氣所經歷的復雜溫場變化，設計三類典型模擬熱環境，研究C/SiC 復合材料在復雜階梯熱環境后的高溫拉伸行為，揭示不同條件熱考核及熱震對其高溫承載行為的影響規律。

1 試驗

1.1 試驗材料

C/SiC 復合材料采用陶瓷基復合材料廣泛使用的PIP工藝制備。其中，碳纖維預制體采用機織緞紋布縫合成型，隨后利用SiC 前驅體經過多輪次的浸漬-裂解循環致密化后制備而成。

1.2 拉伸試驗條件和方法

設計三種模擬環境（狀態一～狀態三）。其中，狀態一模擬新型飛行器從起飛到再入大氣，熱防護結構所經歷的熱過程；狀態二在狀態一的基礎上快速降溫至室溫（熱震溫差～1 525 ℃）后再快速升溫至1 550 ℃，目的是獲得C/SiC復合材料在經歷復雜階梯熱過程和大溫差熱震后高溫力學性能，驗證其重復使用可行性；狀態三是在狀態二的基礎上，進一步研究熱震溫差對C/SiC復合材料高溫力學性能的影響，二者的主要區別在于其中一段大的熱震溫度落差，狀態二約為1 525 ℃和狀態三約為1 825 ℃（圖1）。

圖1 C/SiC復合材料階梯加熱曲線Fig.1 Step heating curves of C/SiC composites

試件經歷三種熱狀態后均立刻以2 mm/min的速度進行高溫（1 550 ℃）拉伸試驗。拉伸試驗采用試樣肩部加持方式，利用通電加熱超高溫力學性能測試系統完成測試，測試方法參考Q/Y 616—2015 執行。具體高溫拉伸試驗條件如表1所示。

表1 高溫拉伸試驗條件Tab.1 Test conditions of high temperature tensile experiments

實驗開始前先抽真空，然后充氬氣保護，熱過程中保持預載荷100 N。由于高溫試驗溫度高、時間長，會對引伸計造成損傷，狀態一未安裝引伸計，采用橫梁位移法，獲得載荷-位移曲線；狀態二和狀態三在最后一個階段試樣降溫至室溫時安裝引伸計，獲得應力-應變曲線。拉伸測試前力保持過程中C/SiC復合材料試樣發生的位移和應變未進行記錄。

1.3 斷口分析

拉伸試驗后采用Leica EM SCD500 濺射鍍膜儀噴金制樣，隨后采用Quanta FEG 650 場發射掃描電鏡對試樣進行宏/微觀觀察，分析C/SiC復合材料拉伸斷裂損傷模式和破壞機理，其加速電壓為20 kV。

2 結果與討論

2.1 高溫拉伸性能

圖2為不同狀態下C/SiC復合材料典型試驗件載荷-位移曲線和應力-應變曲線。由圖2可知，室溫和三種熱狀態下C/SiC復合材料的拉伸載荷-位移曲線和應力-應變曲線均呈非線性特征（其中在載荷-位移曲線中，初始階段～0.1 mm內的拐點為夾具與試樣間的滑移導致），應力-應變曲線顯示，曲線大致可分為兩個直線段，且直線段斜率均隨應力增大而減小，未出現斜率再上升的過程。這意味著在上述狀態下C/SiC復合材料在基體開裂不久就發生了整體斷裂失效。

圖2 C/SiC復合材料不同狀態下拉伸曲線對比Fig.2 Tensile curves of C/SiC composites at different conditions

從表2拉伸試驗結果可知，常溫下C/SiC復合材料的拉伸強度為204 MPa。與常溫下拉伸性能相比，經過狀態一過程后的C/SiC復合材料高溫拉伸強度保持率約59.8%；經歷狀態二和狀態三熱過程后，該材料的高溫拉伸強度保持率比經歷狀態一后的高，尤其是經歷狀態三熱過程后，高溫拉伸強度保持率高達82.4%。經過狀態二和狀態三的熱過程后，C/SiC 復合材料在1 550 ℃彈性模量較室溫高，斷裂應變較室溫低。這說明經歷狀態二和狀態三后，C/SiC復合材料高溫拉伸過程中發生彈性變形減小。

表2 拉伸試驗結果1）Tab.2 The results of tensile test

2.2 斷口形貌

圖3 為C/SiC 復合材料拉伸測試斷口宏觀形貌。C/SiC 材料室溫拉伸斷口粗糙，表明裂紋擴展不僅受纖維和基體的影響，也受纖維/基體界面的影響［9］。在裂紋擴展過程中，裂紋尖端遇到纖維束后發生偏轉，由于碳纖維與基體界面強度低于碳纖維本身的強度，因此裂紋受到碳纖維阻礙后沿著強度相對較弱的纖維與基體界面擴展，形成較為粗糙，不平齊的斷口形貌［圖3（a）］。經過三種復雜熱過程后［圖3（b）～（d）］，C/SiC 復合材料拉伸斷口與室溫下拉伸斷口相比較為平整，表明經過狀態一～狀態三熱過程后，材料內部組織結構和承載能力發生了變化，裂紋尖端擴展至碳纖維后偏轉程度較小或不偏轉。由宏觀觀察結果判斷，經過復雜熱過程后，C/SiC 復合材料斷裂模式由室溫下纖維拔出向纖維斷裂轉變。

不同狀態C/SiC 復合材料拉伸斷口微觀形貌如圖4 所示。可見，C/SiC 復合材料室溫拉伸斷口基體比較疏松，纖維束幾乎沒有被破壞，纖維從基體中拔出。經過狀態一～狀態三熱過程后，C/SiC 復合材料基體發生不同程度的燒結。其中，在狀態一基體中觀察到貫穿基體的裂紋。斷口仍存在大量的拔出纖維束，但是目測拔出纖維長度比室溫下的小。

2.3 復雜熱過程對C/SiC復合材料拉伸性能影響

室溫下，C/SiC 復合材料具有較高的拉伸性能，斷裂應變為0.43%，斷裂模式為纖維拔出。這是由于SiC 基體在制備過程中會逸出小分子，從而在基體內部形成大量裂紋、孔洞等缺陷。加載過程中裂紋首先自基體缺陷處萌生，隨后沿著纖維/基體界面擴展，形成纖維拔出形貌。纖維的拔出需要外力做功消耗一定能量，因此起到增韌作用［10］。

與室溫拉伸試驗相比，經過狀態一～狀態三熱過程后C/SiC復合材料拉伸強度和斷裂應變均發生不同程度降低，拔出纖維束長度明顯減小，斷裂模式向纖維斷裂轉變。這是由于C/SiC復合材料在高于1 600 ℃后，材料基體發生燒結，對纖維/基體界面產生影響，導致碳纖維與基體的界面結合增強，增加纖維拔出所需能量［11］。同時，文獻［10，12-13］研究表明界面層對于復合材料的性能有著至關重要的影響，如果界面粘結較強，則當基體中的裂紋擴展到纖維時，界面一般不發生脫粘，而只有大量纖維的破壞，復合材料中不再存在橋聯裂紋的纖維，因此不會起到增韌效果。另外，較高的界面滑行阻力也會阻止斷裂纖維從基體中拔出。這些均導致基體裂紋不易偏轉，進而發生脆性斷裂，復合材料的強度和破壞應變降低。

2.4 熱震對C/SiC復合材料高溫拉伸性能影響

從拉伸性能測試結果可看出，經過狀態二和狀態三后C/SiC 復合材料拉伸強度較經歷狀態一后要高27%和38%。且狀態二和狀態三下的C/SiC 復合材料試樣斷口目測平均纖維拔出高度大于狀態一。這是由于狀態二和狀態三中C/SiC 復合材料經歷一次由高溫快速冷卻到室溫再快速升溫的熱震過程。在快速冷卻階段，由于溫度快速下降，SiC 基體和碳纖維熱膨脹系數不同會產生熱應力［14］。熱應力導致應力集中并在應力集中處產生基體裂紋（只要界面結合部分不發生界面破壞，基體仍能起到傳遞載荷和承受載荷的作用［15］），起到微裂紋增韌強化作用［16］，同時微裂紋可松弛部分殘余應力［17］，導致界面結合強度一定程度降低［18］，可以提高纖維強度保持率。在快速升溫階段，由于最終溫度低于1 600 ℃，基體不會進一步發生燒結，但是會發生熱膨脹，與狀態一相比可能會進一步降低纖維/基體界面結合力，從而導致狀態二和狀態三拉伸強度高于狀態一。

對比經過不同溫度熱震的狀態二和狀態三的C/SiC 復合材料，拉伸強度σˉt狀態三略高于σˉt狀態二。這可能是由于，C/SiC 復合材料經歷狀態三由高溫回到室溫的過程中，所經受的溫差比狀態二高300 ℃，內部的各組分間的熱失配和由此引發的累積熱應力、界面殘余剪切應力要高于狀態二。這就使得冷卻至室溫時，狀態三下的C/SiC 復合材料試樣內裂紋、間隙在數量上和開裂程度上都要高于狀態二，緩解了基體燒結體積收縮等導致的界面結合強度增高現象，最終導致最大脫粘力要小于狀態二。在最后溫度升至1 550 ℃后，狀態三保溫500 s，這也導致狀態三材料基體膨脹程度高于狀態二。當界面結合力適中，在界面脫粘后，基體裂紋發生偏轉，擴展路徑加長，且由于裂紋不在一個橫截面上擴展，因此減輕了纖維應力集中，同時也減緩了斷裂過程；另一方面，基體裂紋張開并擴展后，界面脫粘使連續纖維在脫粘長度范圍內承受了更高的應力，纖維性能得到了更大程度的發揮［13，19］，同時保溫過程中，使應力得以更充足地釋放，從而降低了材料尤其是基體因殘余應力集中而發生開裂的概率，使材料自身的承載能力得以改善或提高［16］。可見在一定范圍內，更大的熱震溫差和保溫時間對于提高C/SiC 纖維束復合材料的拉伸強度保持率有利。

3 結論

（1）C/SiC 復合材料在經過約3 000 s 長時間階梯加熱后，材料仍保持較高的拉伸性能，高溫拉伸性能保持率為59.8%。材料變化主要表現為基體燒結、體積收縮，這些變化降低了基體對纖維的均勻承載作用，限制了纖維拔出效應，斷裂模式由室溫下的纖維拔出轉變為纖維斷裂。

（2）引入熱震段后能顯著提高材料高溫拉伸性能，最高拉伸性能保持率超過80%。性能提高的主要原因是熱震降溫段產生的熱應力，增加了基體中微裂紋數量，起到微裂紋強韌化作用。且在一定范圍內，熱震溫差越大和保溫時間越長，更有利于緩解基體燒結，體積收縮等導致的界面結合力增強現象，最終使得C/SiC 復合材料纖維基體及界面性能得到了更大程度的發揮。