許承海，宋樂(lè)穎，孟松鶴

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)，特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

0 引言

C/C復(fù)合材料同時(shí)結(jié)合了纖維增強(qiáng)復(fù)合材料高性能、可設(shè)計(jì)性和炭素材料優(yōu)異的高溫性能和化學(xué)穩(wěn)定性等優(yōu)點(diǎn)，廣泛用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、高速飛行器頭部與翼前緣、先進(jìn)大型飛機(jī)剎車(chē)材料等領(lǐng)域［1－3］。多向編織復(fù)合材料的可設(shè)計(jì)性更加突出，從根本上改善了C/C復(fù)合材料的力學(xué)性能和燒蝕性能;應(yīng)用于SRM喉襯可簡(jiǎn)化噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，使噴管減重30% ～50%，是一種理想的SRM 噴管材料［4－6］。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，C/C喉襯在惡劣的噴管熱環(huán)境下，承受巨大的壓應(yīng)力和熱應(yīng)力，C/C復(fù)合材料在高溫環(huán)境下的失效破壞，將引起發(fā)動(dòng)機(jī)整體結(jié)構(gòu)完全崩潰，對(duì)于航天器必將是災(zāi)難性的。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)C/C復(fù)合材料的斷裂行為已經(jīng)進(jìn)行了較多的實(shí)驗(yàn)研究。

Mohamed對(duì)比分析了2D、3D C/C復(fù)合材料的損傷與失效行為，結(jié)果表明3D C/C復(fù)合材料較弱的纖維束/基體界面強(qiáng)度引起該類(lèi)材料具有較低的剪切強(qiáng)度、較高的剪切變形能力和更高的斷裂韌性［7］。美國(guó)NASA蘭利研究中心針對(duì)三維編織C/C復(fù)合材料層間斷裂韌性表征提出了雙懸臂梁拉伸和單懸臂梁彎曲兩種方案，采用柔度標(biāo)定法獲得了裂紋擴(kuò)展阻力曲線(xiàn)(R曲線(xiàn))，分析了R曲線(xiàn)各階段對(duì)應(yīng)裂紋尖端纖維橋連機(jī)理，最后基于細(xì)觀力學(xué)建立了一套量化C/C復(fù)合材料裂紋開(kāi)裂機(jī)制及材料斷裂行為的理論方法［8－9］。石榮采用SEM原位技術(shù)對(duì)1D C/C復(fù)合材料的拉伸斷裂過(guò)程進(jìn)行了跟蹤觀察，發(fā)現(xiàn)該材料為表面多處隨機(jī)起裂，主裂紋擇優(yōu)擴(kuò)展，導(dǎo)致材料破壞［10］。冉紅星分別測(cè)試了石墨、氈基C/C、多維C/C及石墨滲銅等喉襯材料的斷裂韌性，多維編織C/C材料斷裂能密度最高，且與材料中的纖維含量及分布密切相關(guān)［11］。程文實(shí)驗(yàn)研究了編織C/C復(fù)合材料、針刺C/C復(fù)合材料和氈基C/C復(fù)合材料室溫、高溫的斷裂韌性，以及3種不同增強(qiáng)體C/C復(fù)合材料的沖擊韌性，結(jié)果表明材料的高溫?cái)嗔秧g性均高于室溫，高溫消除了C/C復(fù)合材料制造時(shí)內(nèi)部的殘余熱應(yīng)力，使裂紋閉合、鈍化，增強(qiáng)了高溫下抗裂紋擴(kuò)展的能力［12］。由于C/C復(fù)合材料的多樣性和復(fù)雜性，使得材料的損傷與失效斷裂機(jī)制表現(xiàn)為多種形式。

本文基于多向編織C/C復(fù)合材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征，運(yùn)用SEM原位加載技術(shù)觀察多向編織C/C復(fù)合材料內(nèi)部裂紋萌生與擴(kuò)展路經(jīng)，記錄材料破壞過(guò)程，分析了C/C復(fù)合材料在外載荷下的斷裂特征及失效機(jī)理。

1 試驗(yàn)

1.1 材料細(xì)觀結(jié)構(gòu)

多向徑編C/C復(fù)合材料采用拉擠成型的細(xì)炭纖維剛性棒構(gòu)成徑向增強(qiáng)網(wǎng)絡(luò)，并采用軟纖維紗編織成預(yù)成型體結(jié)構(gòu)。通過(guò)化學(xué)氣相沉積(CVD)和瀝青浸漬/炭化混合增密工藝向纖維預(yù)成型體中引入基體炭，經(jīng)最終石墨化處理后獲得密度大于1.90 g/cm3的多向編織C/C復(fù)合材料。

從母材內(nèi)切取1 cm×1 cm×1 cm的立方體，借鑒金相試樣制造方法對(duì)試樣進(jìn)行打磨、拋光與超聲波清洗。GE Explore Locus SP Micro-CT、KEYENCE VHX-900偏光顯微鏡、OLYMPUS OLS-3100激光共聚焦顯微鏡和FEI Quant 200掃描電鏡(SEM)觀察多向編織C/C復(fù)合材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征。

1.2 SEM動(dòng)態(tài)原位試驗(yàn)

通過(guò)單邊切口三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)觀察多向編織C/C復(fù)合材料內(nèi)部裂紋萌生與擴(kuò)展路徑，研究材料損傷失效過(guò)程，在內(nèi)置于FEI Quant 200型掃描電鏡觀測(cè)艙內(nèi)的電伺服力學(xué)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行。彎曲試樣尺寸為36 mm×6 mm×3 mm，采用電火花切割預(yù)制切口(深度＜1 mm，寬度0.2 mm)。加載采用恒定位移控制，設(shè)定加載速度為0.5 mm/min。參照金屬材料的斷裂韌性測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)，采用單邊缺口梁(SENB)彎曲法測(cè)試了材料的斷裂韌性KIC。

2 結(jié)果與討論

2.1 復(fù)合材料細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征

圖1為多向編織C/C復(fù)合材料的細(xì)觀顯微形貌。從圖1可見(jiàn)，編織纖維束的幾何形態(tài)與走向，徑向炭纖維硬質(zhì)棒截面近似為圓形，纖維走向較平直;軸向纖維束走向呈波浪形，纖維束截面受其他方向纖維束擠壓變形顯著，多呈不規(guī)則的四邊形。

圖1 C/C復(fù)合材料細(xì)觀顯微形貌Fig.1 Meso-scale micrograph of C/C composite materials

圖2為多向編織C/C復(fù)合材料纖維束界面與基體炭的微觀顯微形貌。從圖2(a)可看出，在纖維束周?chē)栏揭粚雍穸燃s為20 μm的CVD沉積炭層，沉積炭與外部瀝青炭基體間存在脫粘，最大脫粘尺寸在100 μm以上，開(kāi)裂層局部位置存在未與外部基體相連的獨(dú)立基體。纖維束周?chē)植课恢么嬖陔p界面層，纖維束內(nèi)部股與股纖維束間也存在清晰的分界，個(gè)別分界位置存在未被基體填滿(mǎn)的孔洞，其孔洞直徑可達(dá)100 μm以上。分析認(rèn)為，采用CVD和瀝青浸漬炭化工藝相結(jié)合制備的C/C復(fù)合材料，就碳的形成工藝來(lái)說(shuō)，有炭纖維、CVD炭殼和瀝青炭 3層結(jié)構(gòu)并形成相互界面。CVD炭殼光滑致密，較少存在間隙、氣孔等缺陷;瀝青炭結(jié)構(gòu)為層片狀，層片較為疏松，有較多間隙。瀝青炭與CVD碳間的密度相差較大，在隨后的材料石墨化過(guò)程中熱膨脹失配，界面處產(chǎn)生很大的熱應(yīng)力，引起界面脫粘。

圖2 C/C復(fù)合材料微觀形貌Fig.2 Microscopic morphologies

由于多向編織C/C復(fù)合材料預(yù)成型體編織結(jié)構(gòu)單元較大，纖維束間空隙較大而且呈開(kāi)放狀，在高壓下液態(tài)瀝青容易浸入而形成整體大塊瀝青炭基體。從圖2(b)可以發(fā)現(xiàn)，瀝青炭基體內(nèi)部含有較多的孔洞，孔洞的形狀、尺寸及分布均是不規(guī)則的，具有一定的非均勻、隨機(jī)性特征。

圖3為多向編織C/C復(fù)合材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)Micro-CT重構(gòu)形貌。從圖3可看出，較大尺寸孔隙主要分布于各向纖維束間的瀝青炭基體內(nèi)和纖維束/基體界面處，特別是纖維束/基體界面位置存在的大量孔隙已相互貫通而形成大尺寸裂紋，這種貫穿裂紋必將嚴(yán)重影響到相應(yīng)界面的性能。受Micro-CT觀測(cè)精度的限制，并不能觀察到纖維束內(nèi)部的微觀結(jié)構(gòu)。

圖3 Micro-CT重構(gòu)的材料內(nèi)部微結(jié)構(gòu)特征Fig.3 Material internal microstructure characteristics of Micro-CT reconstruction

2.2 復(fù)合材料破壞歷程的SEM動(dòng)態(tài)原位觀測(cè)

多向編織C/C復(fù)合材料軸向切口試樣三點(diǎn)彎曲加載損傷與破壞歷程如圖4所示。圖4(a)～(f)分別對(duì)應(yīng)加載初始時(shí)刻、最大載荷20%、最大載荷80%、最大載荷100%、剩余載荷20%、最終失效時(shí)試樣內(nèi)部裂紋萌生與擴(kuò)展過(guò)程。

從圖4(a)可看到，切口尖端位于軸向纖維束內(nèi)，軸向纖維束部分被割斷，纖維束界面層內(nèi)存在大量的顯微孔洞，這些孔洞均可作為材料受載后的裂紋源。從圖4(b)可看出，在外載荷施加到最大載荷20%值時(shí)，切口尖端未見(jiàn)裂紋萌生，在切口前端的縱向纖維束界面薄弱區(qū)出現(xiàn)了微裂紋萌生。外載荷施加到最大載荷80%值時(shí)，在未被切斷的軸向纖維束界面層以及縱向纖維束界面層內(nèi)多處位置觀察到裂紋的萌生與擴(kuò)展，裂紋擴(kuò)展方向均順著界面方向;隨損傷的形成與發(fā)展，材料的非線(xiàn)性特征逐漸體現(xiàn)。隨載荷的繼續(xù)增加，處于有利位向的微裂紋不斷擴(kuò)展，并與周?chē)牧鸭y連接形成主裂紋，主裂紋分別沿著軸向纖維束、縱向纖維束和徑向纖維束的界面薄弱區(qū)擴(kuò)展，偏轉(zhuǎn)、交匯與聚集，裂紋路徑錯(cuò)綜曲折，如圖4(d)所示。當(dāng)外載荷超過(guò)到破壞載荷值后，軸向纖維束斷裂，裂紋失穩(wěn)快速擴(kuò)展，材料假塑性破壞，如圖4(e)所示。

圖4 軸向切口試樣三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)動(dòng)態(tài)損傷與斷裂過(guò)程Fig.4 Development of damage around the notch tip in the axial flexural specimen

多向編織C/C復(fù)合材料徑向切口試樣三點(diǎn)彎曲加載損傷與破壞歷程如圖5所示。圖5(a)～(f)分別對(duì)應(yīng)加載初始時(shí)刻、最大載荷20%、最大載荷80%、最大載荷100%、剩余載荷20%、最終失效時(shí)試樣內(nèi)部裂紋萌生與擴(kuò)展過(guò)程。

圖5 徑向切口試樣三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)動(dòng)態(tài)損傷與斷裂過(guò)程Fig.5 Development of damage around the notch tip in the radial flexural specimen

從圖5(a)可見(jiàn)，切口尖端恰好位于軸向纖維束與基體的界面位置，平行裂紋擴(kuò)展方向的界面區(qū)域存在大量的孔洞與裂紋。在外載荷增加到最大載荷20%時(shí)，切口尖端出現(xiàn)微小裂紋萌生，界面內(nèi)的孔洞區(qū)域未見(jiàn)裂紋產(chǎn)生，如圖5(b)所示。載荷達(dá)80%值時(shí)，在界面內(nèi)的孔洞附近發(fā)生沿軸向纖維束方向的裂紋萌生、擴(kuò)展，形成材料初始損傷區(qū)，未見(jiàn)垂直于切口方向的裂紋，如圖5(c)所示。隨著載荷繼續(xù)增加，上述損傷裂紋穩(wěn)態(tài)擴(kuò)展、聚集，裂紋尖端到達(dá)徑向纖維棒，切口尖端裂紋要橫向穿過(guò)徑向纖維棒需要較大的外力載荷，因此徑向纖維束增強(qiáng)作用顯著改善了多向編織C/C復(fù)合材料徑向彎曲性能，如圖5(d)所示。徑向纖維棒內(nèi)纖維與基體具有較高的界面結(jié)合強(qiáng)度，裂紋橫穿纖維棒，引起徑向纖維棒脆性斷裂，達(dá)到材料極限承載能力。當(dāng)外力載荷超過(guò)到破壞載荷值后，裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展，裂紋擴(kuò)展路徑平直，造成材料脆性破壞。

2.3 復(fù)合材料的斷裂韌性

圖6所示為復(fù)合材料單邊切口三點(diǎn)彎曲斷裂韌性試驗(yàn)載荷-撓度曲線(xiàn)。

圖6 三點(diǎn)彎曲法斷裂韌性測(cè)試載荷-撓度曲線(xiàn)Fig.6 Load-deflection curves of fracture toughness testing using three-point bending method

從圖6可看出，軸向載荷-撓度曲線(xiàn)近似為線(xiàn)性，當(dāng)載荷超過(guò)材料的破壞極限后，材料并沒(méi)有類(lèi)似脆性材料那樣突然斷裂，而載荷呈階梯狀逐級(jí)下降，這表明材料軸向有較強(qiáng)的抗裂紋擴(kuò)展能力;徑向載荷-撓度曲線(xiàn)非線(xiàn)性特征明顯，在較低載荷下即發(fā)生裂紋的萌生與擴(kuò)展，引起材料性能的非線(xiàn)性轉(zhuǎn)變，當(dāng)載荷超過(guò)材料的破壞極限后，徑向硬質(zhì)纖維棒斷裂，材料發(fā)生脆性破壞。

表1所列為多向編織C/C復(fù)合材料的斷裂韌性KIC值，可見(jiàn)材料的軸向KIC顯著高于徑向。但總體來(lái)看，采用該方法表征的材料KIC偏低。

KI的理論公式是根據(jù)線(xiàn)彈性力學(xué)公式推導(dǎo)出的，在特殊應(yīng)力狀態(tài)(平面應(yīng)力或平面應(yīng)變狀態(tài))下，金屬等均質(zhì)、連續(xù)彈性介質(zhì)的裂紋前端內(nèi)應(yīng)力場(chǎng)的度量。KIC是材料內(nèi)部裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展時(shí)裂紋前端應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)因子KI的臨界值，因而它具有明確的物理、力學(xué)定義，是用來(lái)衡量材料阻止宏觀裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展能力的度量。然而對(duì)于C/C類(lèi)纖維增強(qiáng)的非均質(zhì)材料，其力學(xué)行為遠(yuǎn)比均勻彈性體復(fù)雜得多。從上述彎曲實(shí)驗(yàn)典型載荷-撓度曲線(xiàn)非線(xiàn)性特性，并結(jié)合SEM原位加載觀測(cè)，不難發(fā)現(xiàn)載荷達(dá)到破壞載荷(極限載荷)之前，裂紋已經(jīng)出現(xiàn)了一定的擴(kuò)展，直接把極限載荷值當(dāng)作裂紋起裂臨界載荷計(jì)算得到的KIC誤差較大，且裂紋的擴(kuò)展歷程與傳統(tǒng)材料也大相徑庭。

表1 多向編織C/C復(fù)合材料斷裂韌性Table 1 KICof 5D C/C composites

總的來(lái)看，按照傳統(tǒng)脆性材料斷裂韌性測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)獲得的多向編織C/C復(fù)合材料KIC值偏低，測(cè)試結(jié)果并不能真實(shí)反映該類(lèi)材料阻止宏觀裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展的能力，用KIC表征多向編織C/C復(fù)合材料的斷裂韌性有一定的局限性。對(duì)于本文研究的多向編織C/C復(fù)合材料來(lái)說(shuō)，如果要用KIC來(lái)表征其斷裂韌性，建議使用大尺寸或整體試樣來(lái)測(cè)量，測(cè)得的斷裂韌性值將更接近材料的真實(shí)斷裂韌性。

3 結(jié)論

(1)多向編織C/C復(fù)合材料具有多樣的內(nèi)部細(xì)觀結(jié)構(gòu)，不同增強(qiáng)方向的纖維束尺寸、形狀不同，徑向硬質(zhì)纖維束棒近似為圓形，軸向軟編纖維束受其他方向纖維束的擠壓變形較顯著，截面呈不規(guī)則的多邊形，纖維束表現(xiàn)為波紋形。

(2)多向編織C/C復(fù)合材料內(nèi)部隨機(jī)分布大量孔隙，其中較大尺寸孔隙主要分布于各向纖維束間的瀝青炭基體內(nèi)和纖維束/基體界面區(qū)域，特別是纖維束/基體界面區(qū)域存在的大量孔隙已相互貫通而形成大尺寸孔洞。

(3)材料的斷裂行為表現(xiàn)出多樣性，界面層孔隙位置成為最主要的裂紋源，外載荷作用下軸向試樣微裂紋主要在軸向纖維束界面位置萌生，受縱向和徑向纖維束的影響發(fā)生偏轉(zhuǎn)、交匯與聚集，裂紋形狀錯(cuò)綜曲折引起材料假塑性破壞;徑向試樣裂紋主要在環(huán)向纖維束界面位置萌生，沿環(huán)向纖維束界面快速擴(kuò)展，裂紋形狀較平直導(dǎo)致材料脆性斷裂。

(4)多向編織C/C復(fù)合材料各向異性顯著，采用傳統(tǒng)脆性材料斷裂韌性測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)獲得斷裂韌性KIC值偏低，不能真實(shí)反映該類(lèi)材料阻止宏觀裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展的能力。

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