揭示1100-1500°C温度下2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料因氧化作用导致的环向拉伸失效机制

《Composites Part B: Engineering》：Unraveling the oxidation-induced hoop tensile failure mechanism of 2.5D woven C/C–ZrC–SiC composites at 1100-1500°C

2.5D编织C/C-ZrC-SiC复合材料经高温氧化后环向拉伸性能及失效机制研究，发现1300℃氧化样品强度最高（82.76±6.76MPa，保持率98.43%），源于氧化诱导的致密Zr-Si-O涂层与优化纤维/基体界面协同作用，有限元模拟揭示内表面应力集中主导失效。

　　

作者：王润、何彩欣、谭成龙、程成、杨晓辉、白龙腾、张家平、费杰、傅强刚

单位：西北工业大学热结构复合材料实验室，陕西纤维增强轻质复合材料重点实验室，中国西安 710072

摘要

超高温度陶瓷改性的碳/碳（C/C）复合材料的环向拉伸性能对于航空航天推进系统的应用至关重要，但迄今为止仍难以准确评估。本研究系统地研究了在1100-1500°C氧化环境下通过反应熔渗法制备的2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料的环向拉伸失效行为和机制。在1300°C氧化后，这些复合材料表现出最高的环向拉伸强度，为82.76 ± 6.76 MPa，相应的强度保持率为98.43%。致密的原位Zr–Si–O氧化层的形成以及优化的纤维/基体界面有助于保持纤维完整性并促进有效的载荷传递。这些因素有助于裂纹偏转，并提高了与在1100°C和1500°C氧化的试样相比的能量耗散。有限元模拟显示，试样的宏观环向几何形状导致截面上的应力梯度，最大拉伸应力始终位于内表面，这成为失效的起源。关键的是，氧化引起的固有损伤与几何形状驱动的外在应力集中的协同效应加速了失效过程。本研究推进了C/C–ZrC–SiC管状组件在航空航天推进系统中的工程应用，并为在极端热氧化环境中运行的陶瓷基复合材料的可靠设计提供了关键见解。

引言

随着航空航天推进系统的进步，热防护组件需要承受越来越极端的服务条件，包括高温、热冲击、氧化和烧蚀[1,2]。这些需求加剧了对具有高温稳定性、抗氧化性和优异机械性能材料的需求[3,4]。碳/碳（C/C）复合材料因其低密度、高模量和优异的热冲击抗性而被视为有前景的结构材料[5]。然而，它们在450°C以上容易氧化，这严重限制了其更广泛的应用[6]。许多研究已经证实，用超高温度陶瓷（UHTCs，如ZrB₂、ZrC、HfB₂、HfC或TaC）改性C/C复合材料是显著提高其抗氧化性的有效方法[[7], [8], [9]]。其中，ZrC–SiC体系因其成本效益、出色的高温抗氧化性和良好的机械性能而引起了极大的兴趣[10,11]。目前，制备C/C–ZrC–SiC复合材料的主要方法包括浆料浸渗（SI）[12]、前驱体浸渗和热解（PIP）[13,14]以及反应熔渗（RMI）[15]。与其他方法相比，RMI工艺因其短制造周期、操作简便性和接近净形状的制造能力而受到广泛关注[16]。因此，通过RMI制备的C/C–ZrC–SiC复合材料正成为热防护结构组件的非常有前景的候选材料。

良好的机械性能是确保热结构材料在极端环境中可靠服务的前提[17,18]。特别是C/C–UHTC复合材料的拉伸性能在材料选择、评估和应用中起着关键作用，尤其是在涉及高温、氧化和外部机械载荷的苛刻环境中[19,20]。如表1所总结的，最近关于C/C和C/C–UHTC复合材料在室温（RT）下的轴向拉伸强度的研究按预制件结构进行了分类，如图1所示[[20], [21], [22], [23], [24], [25], [26], [27], [28], [29], [30], [31], [32], [33], [34], [35], [36], [37], [38], [39]]。在这些研究中，多维编织/编织结构被认为是实现更高强度复合材料的有希望的发展方向[40]。在我们之前的工作中[2,41]，5D编织结构提供了出色的接近净形状的能力和增强的层间机械性能，使其成为具有高强度和抗烧蚀性的C/C–ZrC–SiC复合材料的理想增强材料。

实际上，虽然2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料预计将用于圆形或管状组件，如喷嘴和燃烧室衬里，但由于几何差异，传统的平板拉伸测试无法准确评估其实际拉伸性能[42,43]。一些研究已经探索了评估管状复合材料拉伸性能的方法[[44], [45], [46]]。Eduardo Szpoganicz等人[47]成功地使用从棒状试样改编的拉伸测试方法，在固定装置的帮助下评估了环形碳纤维增强聚合物的拉伸强度。同样，Seulhee Lee等人[42]通过环向拉伸测试研究了管状C/SiC复合材料的拉伸性能，并确定了最佳测试参数。他们的发现证实，环向拉伸测试更好地模拟了实际加载条件，适用于表征管状复合材料的拉伸性能。然而，C/C–ZrC–SiC复合材料的环向拉伸性能仍很大程度上未被探索。此外，这些复合材料的拉伸性能受到温度、成分氧化、机械损伤及其协同效应的强烈影响。然而，关于2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料在高温氧化后的环向拉伸性能和失效机制的研究仍然有限。分析2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料在复杂载荷下的机械响应可以用来识别其内部损伤模式，并进一步阐明材料的失效机制。这对于确保这些复合材料的安全应用和提高其服务可靠性非常重要。

为了填补这一空白，本研究采用了丝材缠绕技术制备了2.5D编织碳纤维预制件，并通过RMI制备了C/C–ZrC–SiC复合材料。在1100°C、1300°C和1500°C氧化后，系统地评估了这些复合材料的环向拉伸性能。详细表征了微观结构演变和相组成变化，以与其机械性能相关联。利用有限元模拟分析了拉伸载荷下的应力分布。基于综合实验和数值结果，阐明了2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料的环向拉伸失效行为和氧化引起的损伤机制。本研究的结果为评估管状C/C-UHTC复合材料的拉伸性能提供了宝贵的见解，并支持其在航空航天领域的深入应用。

部分摘录

材料制备

本研究使用了具有浅直链结构的2.5D编织碳纤维预制件（江苏博龙航空航天新材料技术有限公司制造），其经纱和纬纱的体积分数为40-50%。2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料制备过程的示意图如图2(a)所示。首先，使用丝材缠绕技术制备了2.5D编织碳纤维增强管状预制件。随后，制备了PyC基体

2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料的微观结构

图5展示了RMI后复合材料的相组成和微观结构。XRD分析确认了表面和截面中存在ZrC和SiC相。值得注意的是，表面显示了ZrSi和ZrSi₂的特征峰，这归因于残留的Zr–Si合金（图5(a)）。从图5(b)和(c)可以看出，原位形成的陶瓷涂层覆盖了复合材料表面，陶瓷基体分布在纬纱和经纱之间，形成了

结论

本研究系统地研究了高温氧化对通过RMI制备的2.5D编织C/C–ZrC–SiC复合材料环向拉伸性能的影响。分析了控制拉伸强度演变的主要失效机制，特别强调了氧化的作用。主要发现总结如下：

(1)

在1300°C氧化后的环向拉伸强度为82.76 ± 6.76 MPa，具有最高的强度保持率（98.43%）

作者贡献声明

王润：撰写 – 审稿与编辑、撰写 – 原稿、方法论、研究、正式分析。何彩欣：撰写 – 审稿与编辑、方法论。谭成龙：撰写 – 审稿与编辑、方法论。程成：撰写 – 审稿与编辑、方法论。杨晓辉：监督、方法论。白龙腾：监督、方法论。张家平：撰写 – 审稿与编辑、监督、资金获取、概念化。费杰：撰写 – 审稿与编辑、监督。

利益冲突声明

作者声明他们没有已知的竞争财务利益或个人关系可能影响本文报告的工作。

致谢

本研究得到了国家重点研发计划（2021YFA0715803）、国家自然科学基金（52522204, 52432003, 52272044, 52125203）、陕西先进材料实验室的资助（2024ZY-JCYJ-04-05）、江苏省科技计划（BE2023044）以及西北工业大学的博士论文创新基金（CX2025054）的支持。作者感谢张胜浩博士的