多向编织碳／碳复合材料力学行为研究

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1、维普资讯http://www.cqvip.com一第l6卷第4期宇航学报Vo1．16No．41995年lO月J0URNALOFASTRONAUTICSOct．1995多向编织碳／碳复合材料力学行为研究挂兰赫晓东顾震隆＼／／(啥尔滨工业大学复合材料所·喑尔滨·150001)摘要本文综述了作者近十年来在多向编织碳／碳复合材料力学性能研究方面的成果．包括力学摸型与强『v虚准则、热应力分析、断裂行为、性能预报与优化设计、超高温试验技术及组织性能与高温退化等内容，井分析了其存在的新问题和解决途径。主垃调碳，碳复台!在!丝簦1引言材

2、料技术是航空航天的关键之一，没有材料技术上的成就，航空航天的任何方案都难以实现。碳／碳(以下简记为C／C)复合材料具有独特的综合性能，作为一种新型高温热结构材料得到了广泛承认，并已成功地用于制造航天飞机的鼻锥和机翼前沿、火箭发动机喷管喉衬、导弹端头帽、军用飞机的制动器等]。同时由于C／C复合材料的可设计性，通过改变纤维、编织形式和致密化次数，可以在很宽的范围内裁选C／C的力学性能满足使用要求。对结构设计者来说，高比强度、高比模量、高温低蠕变性能以及高破坏容限，使C／C具有很大的潜力。作为一种新型战略材料，在美、俄、英、法

3、等国家，其研制和发展主要由空军、海军或政府预算中给予支持。我国为适应航空航天事业的发展，早在7O年代末就开始这方面的研究工作，陕西非金属材料工艺研究所成功地研制了毡基C／C，缠绕四向C／C复合材料f北京材料工艺研究所继三向正交C／C后，又初步完成了细编穿刺C／C复合材料的研制工作。然而，为了有效地利用C／C材料进行航空航天结构设计，还必须深入了解C／C复合材料在不同环境的宏、微观力学行为，获得可靠的材料性能数据0]。本文回顾了作者近十年来在多向编织C／C复合材料力学性能研究方面的成果，分析了所面临的新问题和解决前景。2力

4、学模型、强度准则与热应力分析2．1力学模型C／C材料热结构分析的前提是建立力学模型，只有正确反映该种材料的应力一应变关系，所计算的热应力才有可能接近实际，设计工作才能建立在可靠的基础上。针对国产3DC．／C复合材料，顾震隆[等测定了拉压模量、剪切模量、泊松比、剪切极限应变等数据．建立了反映C／C复合材料的结构关系基本特征的非线性双模量力学模型，分析了模型应该本文于]994年3月10日收到维普资讯http://www.cqvip.com第l期杜善义，多向嫡飒碳，囊复合材料力学行为研究95翼备的条件，给出表征c／c材料力学模

5、型的一般表达式：G=cJr口()]+c[一()]i，J，量=1，2'．．·，6式中[()]是阶梯函数，根据^()的正负号来决定()]=1或0。同时，从拉伸、压缩、双轴拉伸、双轴压缩等实验证明，3DC／C复台材料在拉伸、压缩时的应力一应变关系基本上是线性的。只有剪应力一剪应变是非线性的，非线性行为从一开始就很明显，破坏时的剪切应变很大，可达(2～3)×IO。实验测得的剪切应力一应变拟合关系；r；／口+b／7(7口／b)式中：z向：a；2．75×10。m。／N，b；8．3×10。m／N

6、XY平面la=3．42×10一。m。／N，’b=7．63×10一。m／N即考虑双模量特性又考虑剪切非线性，因此形成了完整表征ClC材料的力学模型，与如nes通过测定AVCOMod3ac／c复合材料主方向上的拉伸和压缩特性曲线建立的jone$一Nel—son—Morgan非线性多模量材料模型类似可用于准确分析c／c结构部件的应力场。2．2强度准则3DC／C复合材料强度准则是其结构设计和校核的主要依据，在现有的国内外文献中没有3DCIC强度准则方面的报道，只有在个别文章中讨论到最大应力最大应变强度准则对设计的影响。我们通过简

7、单受力、双轴受力的实验数据在适当的应力空间中比较不同准则，提出以可作为设计依据的3Dc／c材料在复合状态下的强度准则。为考虑试验数据的分颤性，用t一分布来衡量实验强度的置信度“]。2．33DC／C端头帽热应力分析导弹再入大气层时，在几十分之一秒内，端头帽表面温度可达到25oo~35oo~C。美国针对3DC／C端头帽的热应力分析已发展了几种计算程序，其中用得最多的是SAASI。该程序是根据石墨材料的端头帽来研制的，石墨材料的应力一应变关系。为适合于国产3DC／C材料端头帽热应力计算，在SAASI基础上重新研制了计算程序NS

8、AAS，其优点是反映国产BDC／C的双模量模型，根据材料主方向的应力来决定用拉伸模量还是压缩模量以及广义胡克定律中柔度矩阵主对角线两边的柔度系数如何确定·考虑材料剪切非线性行为}程序中增添了3DC．1C材料的强度准则以检查结构的安全性}在分析结束后，可以图形输出直观地描述物体变形情况、应力分布}通过端头帽的应力分析来