查旭 楊勝春 黃光啟 程鵬飛

摘 要 隨著科學技術的進步，復合材料在航空領域得到了廣泛的發(fā)展。陶瓷基復合材料因其具有高比強度、高比模量、耐高溫和耐腐蝕的特性被廣泛應用于航空發(fā)動機的熱端部件。然而，制備過程中產(chǎn)生的初始損傷和殘余以及復雜的失效模式，給建立陶瓷基復合材料的損傷本構(gòu)模型、研究陶瓷基復合材料的損傷失效機理帶來了巨大的困難。本文對陶瓷基復合材料損傷失效機理的研究進展進行綜述。首先，介紹了陶瓷基復合材料的發(fā)展歷史細觀建模研究現(xiàn)狀；然后，綜述了陶瓷基復合材料損傷失效機理的研究現(xiàn)狀；最后，對陶瓷基復合材料損傷失效機理研究的發(fā)展趨勢進行了展望。

關鍵詞 陶瓷基復合材料；損傷模型；失效機理

Progress on Damage Failure Mechanism and

Model of Ceramic Matrix Composite

ZHA Xu， YANG Shengchun， HUANG Guangqi， CHENG Pengfei

（National Key Laboratory of Strength and Structural Integrity，

Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710000）

ABSTRACT With the progress of science and technology， composite materials have been widely developed in the aviation field. Ceramic matrix composite are widely used in hot end components of aeroengines because of their high specific strength， high specific modulus， high temperature resistance and corrosion resistance. However， the initial damage， residual and complex failure modes generated in the preparation process have brought great difficulties to establish the damage constitutive model of Ceramic matrix composite and to study the damage failure mechanism of Ceramic matrix composite. In this paper， the research progress of damage and failure mechanism of Ceramic matrix composite is reviewed. Firstly， the development history of Ceramic matrix composite and the research status of micro modeling are introduced; Then， the research status of damage and failure mechanism of Ceramic matrix composite is reviewed; Finally， the development trend of research on damage and failure mechanism of Ceramic matrix composite is prospected.

KEYWORDS ceramic matrix composite; damage model; failure mechanism

通訊作者：楊勝春，研究員，碩士生導師。研究方向為復合材料力學。E-mail：2249469092@qq.com

1 引言

科技的快速進步使復合材料得到了廣泛的發(fā)展。陶瓷基復合材料（CMCs）因其具有高比強度、高比模量、耐高溫和耐腐蝕的特性，已經(jīng)在一些國防領域替代了傳統(tǒng)的高溫合金材料。尤其是在航空領域中，陶瓷基復合材料廣泛應用于軍用飛機和民用飛機的熱端部件以及飛機的“心臟”-航空發(fā)動機。在航空發(fā)動機中采用陶瓷基復合材料來制造熱端部件，可以降低冷卻空氣量，提高發(fā)動機進氣溫度和燃燒效率，減輕發(fā)動機重量，對民用飛機來說，可以降低燃油的消耗和有害氣體的排放，提高經(jīng)濟效率；對軍用飛機來說，可以提高發(fā)動機的推重比，使飛機獲得更好的性能^［1］。自上世紀80年代開始，歐美許多國家開始廣泛地研究陶瓷基復合材料。自1979年起，美國在陶瓷基復合材料研制與應用領域花費高達數(shù)十億美元，開展了HITEMP、IHPTET以及HSR-EPM/CPC計劃等計劃；同時，歐洲和日本也相繼開展陶瓷基復合材料的研制與應用計劃，如英國的AST計劃，法國的ASTF計劃，日本的AMG計劃。我國從20世紀90年代開始展開對陶瓷基復合材料的研究，制備技術已經(jīng)趨于成熟?，F(xiàn)在常用的陶瓷基復合材料是SiC/SiC和C/SiC，為了保證材料在各個方向均擁有良好的性能，陶瓷基復合材料大多采用編織結(jié)構(gòu)，但這增加了陶瓷基復合材料細觀單胞建模的難度；并且，由于材料特性，陶瓷基復合材料在受載過程中不像樹脂基復合材料（PMC），在其應力應變曲線中會有一段非線性段，如圖1所示，這就導致描述其損傷變得困難；在判斷是否失效時，也很難用樹脂基的失效準則來進行判斷。因此，建立準確的損傷模型和失效判據(jù)就顯得尤為重要。本文首先回顧了陶瓷基復合材料的發(fā)展歷史并簡要介紹了陶瓷基復合材料的細觀建模研究現(xiàn)狀，然后就陶瓷基復合材料的損傷失效機理和模型的研究現(xiàn)狀進行了重點介紹。

2 陶瓷基復合材料的發(fā)展

2.1 陶瓷基復合材料纖維發(fā)展

國外通過先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法制備了3代碳化硅纖維。第一代為高碳含量碳化硅纖維，主要有日本碳公司生產(chǎn)的Nicalon系列纖維^［2］

和日本宇部興產(chǎn)公司生產(chǎn)的Tyranno Lox-M^［3］纖維；日本碳公司和宇部興產(chǎn)公司分別改進工藝，通過在無氧氛圍中采用電子輻射照對原纖維進行不融化處理生產(chǎn)出第二代纖維^［2，4］；日本和美國通過在無氧氛圍下高溫處理去除富余碳和氧，并引入燒結(jié)助劑，制備了具有更好耐高溫性能的第三代碳化硅纖維^［5］。

我國的國防科技大學經(jīng)過長期研究，制造出了與國外三代碳化硅纖維對應的不同系列的碳化硅纖維——KD-1型、KD-2型和KD-3。并且，三種類型纖維的性能水平能夠達到國外三代纖維的性能水平。廈門大學、蘇州賽力菲陶纖有限公司均制造出了接近同類水平的纖維^［5］。

2.2 陶瓷基復合材料制備工藝

自20世紀80年代開始，各國開始廣泛地研究陶瓷基復合材料，經(jīng)過幾十年的研究，CMCs的制備技術已經(jīng)趨于成熟?，F(xiàn)在常用的制備工藝為以下3種：化學氣相滲透法（CVI）、聚合物先驅(qū)體浸漬裂解法（PIP）和熔滲法（MI）^［5］。

3 陶瓷基復合材料細觀單胞建模研究進展

為了保證各個方向都能保持優(yōu)異的性能，陶瓷基復合材料基本都采用編織結(jié)構(gòu)，這增加了對其進行宏觀分析的難度。因此，對CMC開展宏細觀跨尺度分析是必要的，建立的單胞模型是否能夠準確反映實際結(jié)構(gòu)將影響分析結(jié)果的準確性。本節(jié)簡要介紹了國內(nèi)外對陶瓷基復合材料單胞建模的研究進展。

孫方方^［6］等人提出了一種考慮三維機織復合材料中紗線的截面形狀、截面扭轉(zhuǎn)、彎曲系數(shù)、張力變形、接觸變形以及紗線路徑的建模方法并預測了三維機織陶瓷基復合材料的剛度，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致；石多奇^［7］等人基于Monte-Carlo方法，采用氣孔單元法對基體施加孔隙，避免了多孔結(jié)構(gòu)導致的網(wǎng)格劃分問題。預測結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好；馮偉^［8］等人建立一種不僅可以考慮因打緊工藝造成的纖維束軸線彎曲構(gòu)型以及截面變形，還可以給出編織參數(shù)和模型宏細觀參數(shù)之間關系的建模方法，基于該方法預測了三維四向復合材料的剛度，與試驗結(jié)果吻合較好；周琪琛^［9］首先基于分子動力學的隨機堆積算法建立纖維束單胞模型，并預測了其剛度，然后根據(jù)CT掃描的結(jié)果建立單胞模型并將孔隙看作一種材料，通過在基體網(wǎng)格中隨機選取不同百分比的單元作為孔隙單元實現(xiàn)孔隙的隨機分布，隨后進行了剛度以及強度的預測，預測結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致。

Tranquart^［10］等人基于圣維南原理，開發(fā)了一種陶瓷基復合材料紗線建模方法，該方法消除了劃分網(wǎng)格的困難并且縮短了計算的時間；Bheemreddy^［11］等人對連續(xù)纖維增強陶瓷復合材料的微觀力學損傷行為進行了全面的數(shù)值分析并開發(fā)了一種三維微觀力學有限元建模程序，該程序考慮了界面對材料彈性性能的影響，基于該程序，建立了RVE模型，預測了CMCs的剛度，并預測了其損傷，分析結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致；Sadik^［12］等人開發(fā)了一種用于Abaqus的插件，可以方便地給具有周期性網(wǎng)格的編織陶瓷基復合材料施加周期性邊界條件并計算其彈性性能。

4 陶瓷基復合材料損傷失效機理和模型研究進展

郭洪寶^［13］等人采用Iosipescu純剪切試件進行室溫剪切試驗，對比了室溫下2D C/SiC和2D SiC/SiC的剪切損傷特性，結(jié)合對SEM結(jié)果的分析提出纖維彎曲承載機制，并通過兩個損傷變量表征了材料的損傷演化進程。張卓越^［14］通過擠壓試驗得到CMCs擠壓性能的相關數(shù)據(jù)以及破化模式，建立單胞模型進行漸進損傷分析，根據(jù)試驗數(shù)據(jù)和仿真數(shù)據(jù)分析得到了CMCs擠壓的失效機理；郭洪寶^［15］首先分析了不同加載歷史下2D C/SiC和2D SiC/SiC的拉壓損傷力學行為和面內(nèi)剪切損傷演化進程，然后通過偏軸拉壓試驗分析了偏軸角度對2D C/SiC力學行為的影響，最后基于以上分析，設計完成了2D C/SiC軸向交替加載試驗，實現(xiàn)了對材料的拉剪和壓剪損傷耦合效應的定量解耦；陳天雄^［16］等人基于損傷力學和Tasi-Hill，提出了表征2D C/SiC各向異性的損傷方程，對2D C/SiC進行了損傷分析，揭示了復合材料在損傷驅(qū)動力及材料特性作用下?lián)p傷呈現(xiàn)各向異性演化的特征；劉波^［17］等人基于剪滯模型、能量平衡方法和斷裂力學脫粘準則研究了纖維增強陶瓷基復合材料在單向載荷下的損傷失效機制，并將剪滯模型和Curtin損傷模型結(jié)合預測了單向纖維增強陶瓷基復合材料在單軸載荷下的應力-應變曲線；馮雨春^［18］等人建立了預測平紋編織SiC/SiC四點彎曲失效的內(nèi)聚力模型，并預測了平紋編織SiC/SiC梁的彎曲強度、分層萌生以及擴展，預測結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好；楊程鵬^［19］等人提出虛擬線性化的概念，并根據(jù)損傷等效的假設針對線性損傷和非線性損傷，對基于應力的經(jīng)典二次失效準則進行變換，建立了一種基于損傷的強度理論，“Ｄ 失效判據(jù)”。

Talreja^［20］將單向纖維增強的陶瓷基復合材料的損傷分為四種基本形式，基于熱力學的公式推導了內(nèi)部變量的本構(gòu)關系、應力應變損傷關系，基于此提出了一種確定陶瓷基復合材料損傷力學響應的連續(xù)體模型，；Jain^［21］等人受Tasi-Wu失效準則的啟發(fā)，提出了一種基于二次損傷的失效準則，相對于Tasi-Wu失效準則可以更準確地預測失效應力和應變；Ismar^［22］等人考慮了2D SiC/SiC在制備過程中產(chǎn)生的基體裂紋和殘余應力進行了單胞的建模，并利用細觀分析的結(jié)果建立了宏觀的結(jié)構(gòu)，研究了纖維體積分數(shù)和纖維威布爾模量對復合材料性能的影響。Shi^［23］等人基于力學測試和微觀結(jié)構(gòu)分析，研究了虛擬等效單向?qū)拥奶匦圆⒍x了兩個材料建模組，基于以上研究，對不同纖維取向的纏繞陶瓷基復合材料在拉伸載荷下的失效性能進行了預測，預測結(jié)果和試驗結(jié)果吻合良好；Meyer^［24］等人基于預測連續(xù)纖維CMC損傷的裂紋帶方法建立了微觀力學斷裂的數(shù)學模型，基于實際微觀結(jié)構(gòu)創(chuàng)建了復合材料的有限元模型，并與隨機創(chuàng)建的RVE進行了比較并且研究了幾何不均勻性對應力-應變響應和裂紋發(fā)展的影響；Travis^［25］等人結(jié)合斷裂力學和內(nèi)變量提出了一種陶瓷基復合材料熱力學損傷模型，該模型考慮了CMC長度尺度方向的力學行為，并可以有效地表示應力強度因子超過材料的斷裂韌性時引發(fā)的基體裂紋產(chǎn)生的影響。對2D C/SiC等材料進行了預測，預測結(jié)果與實驗結(jié)果基本一致。

5 結(jié)語

綜上所述，常溫下陶瓷基復合材料細觀單胞模型和損傷與失效機理的分析已經(jīng)發(fā)展的較為成熟。但是，對高溫下?lián)p傷本構(gòu)模型、損傷失效機理分析的研究工作尚為有限?；谝陨戏治?，可見未來陶瓷基復合材料損傷失效機理與模型的研究趨勢為：（1）建立高溫下可以考慮氧化損傷的細觀單胞模型;（2）建立高溫下材料的損傷本構(gòu)模型;（3）發(fā)展高溫下材料的失效準則，能夠較為準確地預測材料在高溫下的失效。

參 考 文 獻

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