宇航材料工艺
宇航材料工藝
우항재료공예
AEROSPACE MATERIALS & TECHNOLOGY
2007年
2期
10-16
,共7页
碳纤维%黏胶丝基碳纤维%C/C复合材料%炭化%层剪强度
碳纖維%黏膠絲基碳纖維%C/C複閤材料%炭化%層剪彊度
탄섬유%점효사기탄섬유%C/C복합재료%탄화%층전강도
采用黏胶丝基碳布进行了二维层板C/C复合材料研究.和PAN基碳布进行对比,分别从碳纤维微观结构、表面形貌、碳布物理性能、树脂基复合材料炭化过程残余热应力模拟、C/C复合材料力学和热物理性能表征等方面进行了对比分析和研究.结果表明,2 200℃处理的黏胶丝基碳纤维是非石墨化结构;纤维横断面呈腰子形,碳布纬向纱弯曲.黏胶丝基碳纤维的密度仅1.39g/cm3;拉伸模量很低,约50 GPa.炭化过程研究表明,黏胶丝基碳纤维轴向具有持续的正的线膨胀行为,在炭化初期与酚醛树脂的膨胀行为相一致;黏胶丝基碳布增强树脂基材料在800℃的面内自由热应变是PAN基材料的1/8;模拟的炭化过程热应力是PAN基材料的1/60.黏胶丝基C/C层板材料的层剪强度高于PAN基C/C复合材料,达到16.2 MPa;其拉伸强度为46.6 MPa,弯曲强度高达95.5 MPa,拉伸模量与弯曲模量基本一致,约10 GPa.黏胶丝基C/C复合材料在800℃的热导率是6.48 W/(m·K),与PAN基C/C复合材料非常接近;在800℃的线膨胀系数是2.18×10-6 /K,远高于PAN基C/C复合材料的-0.387×10-6 /K.总之,黏胶丝基碳纤维由于其表粗糙度大、碳布纬向纱弯曲、极低的拉伸模量、正的轴向线膨胀系数,因而C/C复合材料层剪强度高,成型工艺中热应力低,较PAN基碳纤维更适合于研制不分层的二维C/C复合材料.
採用黏膠絲基碳佈進行瞭二維層闆C/C複閤材料研究.和PAN基碳佈進行對比,分彆從碳纖維微觀結構、錶麵形貌、碳佈物理性能、樹脂基複閤材料炭化過程殘餘熱應力模擬、C/C複閤材料力學和熱物理性能錶徵等方麵進行瞭對比分析和研究.結果錶明,2 200℃處理的黏膠絲基碳纖維是非石墨化結構;纖維橫斷麵呈腰子形,碳佈緯嚮紗彎麯.黏膠絲基碳纖維的密度僅1.39g/cm3;拉伸模量很低,約50 GPa.炭化過程研究錶明,黏膠絲基碳纖維軸嚮具有持續的正的線膨脹行為,在炭化初期與酚醛樹脂的膨脹行為相一緻;黏膠絲基碳佈增彊樹脂基材料在800℃的麵內自由熱應變是PAN基材料的1/8;模擬的炭化過程熱應力是PAN基材料的1/60.黏膠絲基C/C層闆材料的層剪彊度高于PAN基C/C複閤材料,達到16.2 MPa;其拉伸彊度為46.6 MPa,彎麯彊度高達95.5 MPa,拉伸模量與彎麯模量基本一緻,約10 GPa.黏膠絲基C/C複閤材料在800℃的熱導率是6.48 W/(m·K),與PAN基C/C複閤材料非常接近;在800℃的線膨脹繫數是2.18×10-6 /K,遠高于PAN基C/C複閤材料的-0.387×10-6 /K.總之,黏膠絲基碳纖維由于其錶粗糙度大、碳佈緯嚮紗彎麯、極低的拉伸模量、正的軸嚮線膨脹繫數,因而C/C複閤材料層剪彊度高,成型工藝中熱應力低,較PAN基碳纖維更適閤于研製不分層的二維C/C複閤材料.
채용점효사기탄포진행료이유층판C/C복합재료연구.화PAN기탄포진행대비,분별종탄섬유미관결구、표면형모、탄포물이성능、수지기복합재료탄화과정잔여열응력모의、C/C복합재료역학화열물이성능표정등방면진행료대비분석화연구.결과표명,2 200℃처리적점효사기탄섬유시비석묵화결구;섬유횡단면정요자형,탄포위향사만곡.점효사기탄섬유적밀도부1.39g/cm3;랍신모량흔저,약50 GPa.탄화과정연구표명,점효사기탄섬유축향구유지속적정적선팽창행위,재탄화초기여분철수지적팽창행위상일치;점효사기탄포증강수지기재료재800℃적면내자유열응변시PAN기재료적1/8;모의적탄화과정열응력시PAN기재료적1/60.점효사기C/C층판재료적층전강도고우PAN기C/C복합재료,체도16.2 MPa;기랍신강도위46.6 MPa,만곡강도고체95.5 MPa,랍신모량여만곡모량기본일치,약10 GPa.점효사기C/C복합재료재800℃적열도솔시6.48 W/(m·K),여PAN기C/C복합재료비상접근;재800℃적선팽창계수시2.18×10-6 /K,원고우PAN기C/C복합재료적-0.387×10-6 /K.총지,점효사기탄섬유유우기표조조도대、탄포위향사만곡、겁저적랍신모량、정적축향선팽창계수,인이C/C복합재료층전강도고,성형공예중열응력저,교PAN기탄섬유경괄합우연제불분층적이유C/C복합재료.
