C_C复合材料高温热物理性能实验研究

宇　航　学　报

JournalofAstronautics

Vol.23No.5September2002

C/C复合材料高温热物理性能实验研究

易法军,张　巍,孟松鹤,杜善义

(哈尔滨工业大学复合材料研究所,哈尔滨150001)

摘　要:实验研究了烧蚀防热C/C复合材料从常温到高温的等效热膨胀系数、热扩散率、比热随温度的变化情况,并计算了材料不同温度下的热导率与抗热应力系数。结果表明:材料的热膨胀系数很小,接近零膨胀。热扩散率随温度升高而下降,比热随温度升高近似比例增加,而热导率随温度的变化规律与热扩散率相似。材料的抗热应力系数随温度的升高变化不大,抗热震性能稳定。

关键词:C/C复合材料;热膨胀系数;热导率;抗热应力系数

中图分类号:TB33　　　文献标识码:A　　　文章编号:1000-1328(2002)05-0085-04

0　引言

烧蚀防热材料是返地航天器头部防护气动加热的关键材料,碳基复合材料具备烧蚀率低、烧蚀热高、抗热震性能及高温力学性能优良等特点,因而,在航天器再入环境下碳基复合材料是颇具前途的高性能烧蚀材料。其中C/C复合材料的使用温度可高达2000℃以上,是目前能用于2000℃以上热结构的理想备选材料[1,2]。随着“结构·材料·设计一体化”思想的提出,工程结构的设计向着小型化、轻型化方向发展,对材料要求也越来越严格,对结构的设计与评价也越来越细致,因而,材料在超高温下的热物理性能的实验研究就显得特别重要。

C/C复合材料的高温热物理性能是工程结构设计必不可少的数据,文献[3]测定了不同热处理温度下C/C复合材料的导热系数。本文通过实验手段,研究了C/C复合材料的热膨胀系数、比热、热扩散率和热导率随温度的变化情况,并讨论了材料的抗热震性能。1　材料基本参数

本研究所使用的C/C复合材料为三向细编穿刺结构,织物的XY向为层叠碳纤维(1K)缎布,Z向为6K穿刺碳纤维束,碳纤维的直径均为7.0Lm。预成形件经化学气相沉积(CVD)处理,然后经加压浸渍-碳化-石墨化多个循环,石墨化温度在2500℃

收稿日期:2001-12-03,修回日期:2002-07-08。

基金项目:国家自然科学基金资助(批准号:10102005,19932030)

以上,最终制成的复合材料中,穿刺纤维束间平均距离为1.2mm,Z向每厘米厚度内碳布为35～40层。2　热膨胀系数

热膨胀系数通常是从热膨胀的连续观察计算得来,可以用瞬时线热膨胀系数代表真实热膨胀系数。瞬时线热膨胀系数定义为

Al=

L2-L1

L0(T2-T1)

(1)

式中　L0为室温(20℃)下的长度,L1和L2分别为

本文采用石英拉杆式膨胀计,T1、T2温度下的长度。

用千分表测量试样在稳定温度下的绝对伸长量,代

入方程(1)计算得到材料不同温度下的热膨胀系数。

测试装置为中国科学院金属研究所研制的KJ-1型

膨胀仪,执行国家标准GB/T4339-1999,测试误差

±10%。试样为棱柱状,尺寸为:3×4×50mm,测试

最高温度为1000℃。

从测试结果(图1所示,图中曲线由实验数据经

最小二乘法拟合获得,下同)可以看出,C/C复合材

料的热膨胀系数很低(碳钢的膨胀系数在12×

10-6/K左右),接近零膨胀;材料Z向的膨胀系数较

XY向小;无论是材料XY向还是Z向,在一定温度

范围内都为负膨胀,原因是材料中碳纤维的含量较高,而碳纤维具有沿轴向负膨胀的特性,因此使得材纤维含量15.21%,XY向纤维含量14.28%)。

料表现出负膨胀的特性,而且沿Z向更为明显(Z向

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宇航学报第23卷

超过1700℃以后,逐渐趋于相同(如图2所示)。这样的变化规律一方面揭示了复合材料各向异性的特

征,另一方面也表明在高温状态下,材料内部的温度

场将趋于均匀,这有利于缓解结构内部热应力、提高图1　热膨胀系数

3　热导率

热导率又称导热系数,一般采用间接测量的方法得出,测量时得到的是材料的热扩散率和比热,热导率则按以下公式求得:

k=DõCpõQ

(2)

式中　k为热导率(J·cm-1

·s-1

·℃-1

),D为热扩

散率(cm2·s-1),Cp为定压比热(J·g-1·℃-1),Q为密度(g·cm-3)。

热扩散率又称为导温系数,是表征物体在加热和冷却过程中各部分温度趋向于一致的能力的参量。材料的的热扩散率越高,在相同的外部加热或冷却条件下,内部温度的传播速度越大,各点的温度差就越小。测量采用非稳态法-激光脉冲加热-降温法。采用国家军用标准(GJB1201.1-91固体材料高温热扩散率测试方法-激光脉冲法),热扩散率由下式得出:

D=

W1/2õL2

P2õt1/2

(3)

式中　W1/2=1.37。当不满足绝热边界条件时,需要进行修正;L为试样厚度,视热导率大小和测试要求确定,在0.1～0.5cm之间变动;t1/2为试样背面(不受激光照射的一面)最大温升之半所需时间。测试装置为微机运控激光热物性仪,温升采用硫化铅(PbS)红外探测器测量,温度采用光学高温计测量,测试误差±5%。热扩散率试件为片状,尺寸为:<10×2、2.5、3mm,测试最高温度为2500℃。

结果表明,热扩散率随温度的升高逐渐降低,在1000℃以下,下降速度较快,超过1000℃以后,下降速度减慢,在2000℃以后趋于稳定。材料Z向的热扩散率较XY向的小,在1700℃以下差别较大,

结构的抗热震性能。

图2　热扩散率

比热的测试用滴落式铜卡计法,采用国家军用标准(GJB330-87固体材料比热测试方法),比热由

下式得出:

Cp=

dHdT

(4)

式中　H为试样的热焓,H=A·$T,A为量热计热值(J/g)。$T为量热计温升,用铂电阻温度计测

量。测试装置为金属所研制的真空自动绝热控制铜量热仪,测试误差±4%,比热试件为圆柱状,尺寸

为:<10×40mm,测试最高温度为2600℃。

图3　比热

第5期

易法军等:C/C复合材料高温热物理性能实验研究

87

测试结果表明:材料的比热与温度基本上呈线性关系,与其他碳基复合材料(如碳毡/碳复合材料[4])的比热性质相似。温度越高,比热越大,相同温升所消耗的热量也越大,这正是碳基复合材料用于高温防热结构的优势所在。

材料高温下的密度可设定为常数,室温下的密度为1.92g/cm。根据热扩散率、比热及密度的测试结果(拟合数据),可以得到C/C复合材料的热导率。热导率计算误差为±10%。

3

一定温度梯度的应变就小;弹性模量小,由热应变产生的应力就小;另外,低密度材料的膨胀系数也低,

抗热震性能好。因此为提高C/C复合材料抗热震性

能,除了提高材料高温强度的方法外,还可以考虑提

高材料的热传导性能,降低热膨胀系数和模量等方热震性能提高的原因。

不同温度下C/C复合材料的抗应力系数如表1法,这也是某些材料经过高温热处理强度下降而抗

所示,热膨胀系数均取1000℃下的测量值,强度与

图4　热导率

热导率随温度的变化规律与热扩散率相似,材料XY向热导率比Z向的大,温度超过2000℃以后

趋于相同。可以看出C/C复合材料的热导率较大(黄铜热导率108w/m·k),这样有利于热量在材料内部的传递,减小材料内部的温度梯度及热应力,提高抗热震性能。4　抗热震性能

材料在使用时能经受温度的剧烈变化而不破坏的性能称为抗热震性能(ThermalShockResistance),它是热烧蚀材料的关键性能指标之一。抗热应力系数[5](ThermalStressResistance)是衡量热烧蚀材料抗热震性能的重要标志,由下式给出:TSR=RkEA

(5)

式中　TSR为抗热应力系数,R为材料拉伸或弯曲强度,k为热导率,E为拉伸或弯曲模量,A为膨胀系数。可以看出,材料的强度高,可以抵抗较大的热应力而不破坏;热传导率大的材料具有较低的温度梯度,热应力也相应减小;材料的热膨胀系数小,对应

模量的比值见文献[6]。

表1　C/C复合材料不同温度下的抗热应力系数

Case

R/E

k

ATSR

(×10-3)(w·m-1·℃-1)

(×10-6℃-1)(kw·m-1)

1200℃

XY2.1763.080.27360.11Z2.2244.530.13570.251600℃

XY2.1956.23—325.06Z2.3541.84—569.192000℃

XY2.1453.31—300.76Z2.5943.86—

656.962200℃

XY2.6762.80442.25Z

2.46

38.70

550.45

从表中可以看出材料的强度、模量、热导率与热

膨胀系数对材料抗热震性能的贡献。尽管热扩散率

随温度升高而下降,但是高温下强度与模量的比值

增大,因而抗热应力系数值变化不大,在高温下还有所增强,可见随温度升高材料的抗热震性能稳定。而

且两个方向的抗热震性能并不相同(Z向优于XY向),这反映了复合材料各向异性的本质,在结构设

计时应给予相应考虑,以便充分发挥材料的性能。5　结论

1.C/C复合材料的热膨胀系数较小,接近零膨

胀,在一定温度范围内还表现出负膨胀的特性。材料

的比热随温度升高线性增大。热扩散率随温度的升高指数降低,并逐渐趋于稳定,热导率与热扩散率具

有相同的变化规律。

2.材料两个方向的热物理性能并不相同,这反

映了复合材料非各向同性的本质,但随温度的升高,

材料不同方向的热扩散率和热导率趋于相同,表明C/C复合材料结构在高温下的温度场分布将趋于

均匀,结构的高温稳定性增强。88

宇航学报

尔滨工业大学博士学位论文,1997

第23卷

参考文献:

[1]　杜善义,韩杰才,赫晓东,等.多向编织碳/碳复合材料力学行

为研究.宇航学报,1995,16(4):94-100

[2]　于翘,陈万金,罗焱.值得重视的复合材料研究新动向.宇航材

料与工艺,1999,(1):7-11

[3]　邹林华,黄伯云,黄启忠等.C/C复合材料的导热系数.中国

有色金属学报,1997,7(4):133-135

[4]　孟松鹤.碳毡/碳复合材料超高温性能与热结构行为研究.哈

[5]　LaninAG,DeryavkoII.InfluenceofResidualStresseson

ThermalStressResistanceofRefractoryCeramics.J.Euro.Ceram.Soc.,2000(2):209-213

[6]　易法军.碳基防热复合材料超高温性能与烧蚀行为.哈尔滨工

业大学博士学位论文,2001

作者简介:易法军(1970-),男,汉族,博士,从事复合材料防热系统的力学性能与烧蚀行为的实验研究与数值模拟。

Anexperimentalstudyonthermophysicalproperties

ofC/Ccompositesatelevatedtemperature

YIFa-jun,ZHANGWei,MENGSong-he,DUShan-yi

(CenterforCompositeMaterials,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150001)

Abstract:Inpresentpaper,coefficientofthermalexpansion,thermaldiffusivityandspecificheatofablationthermalprotectivecomposites-C/Ccompositesfromroomtemperaturetoultrahightemperaturehavebeenexperi-mentallyinvestigated.Thermalconductivityandthermalstressresistanceofthecompositearethereforecomputedbasedonexperimentalresults.Theresultsshowthatthecompositehasaverylowthermalexpansioncoefficient,nearzero.Thermaldiffusivitydecreasesexponentiallywithincreasingtemperature.Thespecificheatincreaseslin-eartywithtemperature.Andthermalconductivityhasasimilarvarietyasthermaldiffusivity.Thermalstressresis-tancehasalittlechangewithtemperature,thethermalstressresistanceofthecompositekeepsstable.

Keywords:C/Ccomposites;Coefficientofthermalexpansion;Thermalconductivity;Thermalstressresistance

2002年“世界空间周”活动宣传

围内宣传和庆祝空间技术为改善人类生存条件做出的贡献。为了积极响应联合国的这一决定,我国于2000

联合国在1999年7月第54次外空会议上将每年的10月4日至10日定为“世界空间周”,旨在世界范

年和2001年都在全国范围内举办了一系列的航天科普宣传活动,取得了很好的社会效益。为继续宣传中国

航天科技事业的伟大成就,向广大公众普及航天科技知识,中国航天科技集团公司在今年的“世界空间周”期发展。

间仍将开展许多活动,目的是为了大力宣传空间技术与人们生活的密切关系,普及航天知识,促进国民经济

受中国航天科技集团公司委托,中国宇航学会将于2002年10月4日上午9:00在北京国家图书馆音乐厅举办“2002年‘世界空间周’开幕式暨航天科普报告会和航天知识竞赛颁奖会”。届时,中国航天科技集团

公司的领导及有关领导将出席开幕式;中国科学院院士、火箭控制系统专家、导弹控制系统研制领域的创始丰富,深入浅出,是一场难得的航天科普报告会。

中国宇航学会2002年9月27日

人之一梁思礼教授将作题为“航天技术的回顾与展望”的科普报告。该报告采用多媒体动画,生动形象,内容