宇航材料工艺
宇航材料工藝
우항재료공예
AEROSPACE MATERIALS & TECHNOLOGY
2005年
2期
47-51
,共5页
C/C复合材料%碳化温度%微观结构%热性能
C/C複閤材料%碳化溫度%微觀結構%熱性能
C/C복합재료%탄화온도%미관결구%열성능
采用CVI+PIC工艺制备了四种碳毡增强碳基复合材料(C/C),其中对三种样品A、B、C在2 500℃进行了一次石墨化处理,样品D未进行石墨化处理.为与900℃碳化对比,研究了1 500℃碳化对复合材料微观结构及热性能的影响.结果表明:碳化温度由900℃提高到1 500℃后,样品A的开孔率下降11.6%～13.5%,1 000℃的xy向线膨胀系数由1.75×10-6/K增大到2.17×10-6/K;xy向和z向的800℃热导率分别由65.07 W/(m·K)、45.98 W/(m·K)增大到75.44 W/(m·K)、54.86W/(m·K);xy向和z向的比热容分别由1.70 kJ/(kg·K)、1.43 kJ/(kg·K)增大到1.79 kJ/(kg·K)、2.19 kJ/(kg·K).样品B和样品C也表现出基本相同的趋势;随着碳化温度由900℃提高到1 500℃,样品D中微晶尺寸由2 nm增大到4nm.
採用CVI+PIC工藝製備瞭四種碳氈增彊碳基複閤材料(C/C),其中對三種樣品A、B、C在2 500℃進行瞭一次石墨化處理,樣品D未進行石墨化處理.為與900℃碳化對比,研究瞭1 500℃碳化對複閤材料微觀結構及熱性能的影響.結果錶明:碳化溫度由900℃提高到1 500℃後,樣品A的開孔率下降11.6%～13.5%,1 000℃的xy嚮線膨脹繫數由1.75×10-6/K增大到2.17×10-6/K;xy嚮和z嚮的800℃熱導率分彆由65.07 W/(m·K)、45.98 W/(m·K)增大到75.44 W/(m·K)、54.86W/(m·K);xy嚮和z嚮的比熱容分彆由1.70 kJ/(kg·K)、1.43 kJ/(kg·K)增大到1.79 kJ/(kg·K)、2.19 kJ/(kg·K).樣品B和樣品C也錶現齣基本相同的趨勢;隨著碳化溫度由900℃提高到1 500℃,樣品D中微晶呎吋由2 nm增大到4nm.
채용CVI+PIC공예제비료사충탄전증강탄기복합재료(C/C),기중대삼충양품A、B、C재2 500℃진행료일차석묵화처리,양품D미진행석묵화처리.위여900℃탄화대비,연구료1 500℃탄화대복합재료미관결구급열성능적영향.결과표명:탄화온도유900℃제고도1 500℃후,양품A적개공솔하강11.6%～13.5%,1 000℃적xy향선팽창계수유1.75×10-6/K증대도2.17×10-6/K;xy향화z향적800℃열도솔분별유65.07 W/(m·K)、45.98 W/(m·K)증대도75.44 W/(m·K)、54.86W/(m·K);xy향화z향적비열용분별유1.70 kJ/(kg·K)、1.43 kJ/(kg·K)증대도1.79 kJ/(kg·K)、2.19 kJ/(kg·K).양품B화양품C야표현출기본상동적추세;수착탄화온도유900℃제고도1 500℃,양품D중미정척촌유2 nm증대도4nm.
