固体火箭技术
固體火箭技術
고체화전기술
JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY
2010年
3期
332-335,344
,共5页
高亚奇%邓红兵%邹武%程文%吴书锋
高亞奇%鄧紅兵%鄒武%程文%吳書鋒
고아기%산홍병%추무%정문%오서봉
高密度%C/C复合材料%轴棒法%热膨胀系数
高密度%C/C複閤材料%軸棒法%熱膨脹繫數
고밀도%C/C복합재료%축봉법%열팽창계수
以轴棒法4D编织预制体、高温煤沥青为前驱体,采用常压、高压相结合的液相浸渍-炭化技术制备高密度(≥1.95 g/cm3)的C/C复合材料,并研究了轴棒法编织C/C复合材料在RT～1 000 ℃的热膨胀性能及其影响因素.结果表明,由于材料预制体编织结构与微观结构的界面裂纹具有方向性,导致了C/C复合材料热膨胀表现出明显的各向异性,径向热膨胀系数低于轴向,高温尺寸稳定性较好;轴棒法C/C材料的热膨胀行为在800 ℃出现拐点,拐点与材料界面裂纹愈合有关,受最终制备温度的影响很大;材料经2 500 ℃热处理之后,拐点后延,整体热膨胀系数下降,随温度上升趋势变缓.
以軸棒法4D編織預製體、高溫煤瀝青為前驅體,採用常壓、高壓相結閤的液相浸漬-炭化技術製備高密度(≥1.95 g/cm3)的C/C複閤材料,併研究瞭軸棒法編織C/C複閤材料在RT～1 000 ℃的熱膨脹性能及其影響因素.結果錶明,由于材料預製體編織結構與微觀結構的界麵裂紋具有方嚮性,導緻瞭C/C複閤材料熱膨脹錶現齣明顯的各嚮異性,徑嚮熱膨脹繫數低于軸嚮,高溫呎吋穩定性較好;軸棒法C/C材料的熱膨脹行為在800 ℃齣現枴點,枴點與材料界麵裂紋愈閤有關,受最終製備溫度的影響很大;材料經2 500 ℃熱處理之後,枴點後延,整體熱膨脹繫數下降,隨溫度上升趨勢變緩.
이축봉법4D편직예제체、고온매력청위전구체,채용상압、고압상결합적액상침지-탄화기술제비고밀도(≥1.95 g/cm3)적C/C복합재료,병연구료축봉법편직C/C복합재료재RT～1 000 ℃적열팽창성능급기영향인소.결과표명,유우재료예제체편직결구여미관결구적계면렬문구유방향성,도치료C/C복합재료열팽창표현출명현적각향이성,경향열팽창계수저우축향,고온척촌은정성교호;축봉법C/C재료적열팽창행위재800 ℃출현괴점,괴점여재료계면렬문유합유관,수최종제비온도적영향흔대;재료경2 500 ℃열처리지후,괴점후연,정체열팽창계수하강,수온도상승추세변완.
