硼化物基超高温陶瓷材料热冲击及热力耦合作用下断裂失效行为的研究与评价

Taking the candidate materials application to spacecraft, hypersonic aircraft and rocket propulsion systems and so on as an background, using the method of theoretical analysis, experimental test and numerical simulation combined with parameters of ceramic materials, reveal effect of grain size on the impact properties of UHTC heat resistant, between UHTC internal Zirconium boride and SiC thermal mismatch caused by expansion of the damage mechanism of material failure. By the envelope method study on the microstructure and temperature extension resistance effects on UHTC crack, reveal the effect of the crack propagation resistance factors, to provide basis for the preparation of the crack resistance of UHTC materials improved process. In view of the existing micro defects and crack of different orientation of internal materials during thermal shock, with three dimensional hybrid displacement discontinuity element with crack tip element (3D-DDM) method, revealed in the thermal shock and thermal shock and tensile, shear coupling condition, should change regularity of stress intensity factors, crack propagation is established theoretical model. The use of ZrB2 based UHTC material has good electrical conductivity, novel UHTC local rapid heating test platform, reveal the prediction model of failure probability of UHTC material residual effect mechanism of bending strength attenuation and different load as the research material, considering the effect of strain rate and lay the theoretical foundation during thermal shock.

以新型天地往返飞行器、高超声速飞行器和火箭推进系统等最具前景的候选材料-硼化物基超高温陶瓷材料的应用为背景，采用理论分析、试验测试和数值模拟相结合的方法，研究硼化物基超高温陶瓷材料（UHTC）微观结构参数对晶间残余应力和晶粒尺度对UHTC抗热冲击性能的影响，揭示UHTC内部二硼化锆和碳化硅之间热膨胀不匹配所引起材料失效的破坏机理。针对热冲击过程中材料内部存在微缺陷及不同方位裂纹情况，采用具有裂尖单元的三维杂交位移不连续元(3D-DDM)法，揭示在热冲击及热力耦合作用下，应力强度因子变化规律，建立裂纹扩展理论模型。利用硼化物基UHTC材料具有较好的导电性，提出新颖的UHTC局部快速升温试验平台，揭示UHTC材料剩余弯曲强度衰减的影响机理及不同载荷下失效概率预测模型，为研究材料在热冲击过程中考虑应变速率的影响奠定理论基础。

硼化物基超高温陶瓷材料具有高熔点、耐腐蚀、在高温下能够保持力学和化学稳定性等一系列优点，因而该材料成为新型天地往返飞行器、高超声速飞行器和火箭推进系统等最具前景的候选材料。首先，从材料的制备工艺入手，采用固相法中的碳热还原法来制备ZrB2，实验制备ZrB2的反应体系为ZrO2-B4C-C。实验在制备过程中控制温度和B4C、C含量两个变量，在不同条件下分别制备出二硼化锆粉末，制备出各组ZrB2粉体后用XRD分析，根据二硼化锆XRD衍射图谱可以得出在1600℃下煅烧得到的ZrB2粉末相对合适进行烧结，将1600℃下得到的粉末压片，于1800℃进行烧结。烧结结束后，用扫描电子显微镜(SEM)分析其微观表征。其次，采用理论分析、试验测试和数值模拟相结合的方法，研究硼化物基超高温陶瓷材料（UHTC）微观结构参数对晶间残余应力和晶粒尺度对UHTC抗热冲击性能的影响，揭示了UHTC内部二硼化锆和碳化硅之间热膨胀不匹配所引起材料失效的破坏机理。针对热冲击过程中材料内部存在微缺陷及不同方位裂纹情况，采用具有裂尖单元的维杂交位移不连续元法，揭示在热冲击及热力耦合作用下，应力强度因子变化规律，建立了裂纹扩展理论模型。利用硼化物基UHTC材料具有较好的导电性，提出新颖的UHTC局部快速升温试验平台。 .为了更加全面的分析UHTC的热冲击失效问题的影响因素，以超高温陶瓷材料体系ZrB2-20%SiC-15%C作为研究对象，利用ABAQUS软件对带有表面贯穿裂纹的UHTC标准试件进行淬火仿真实验模拟，得出裂纹尖端的应力应变数值，并利用ORIGIN软件进行数据处理。结合实际，对高超声速飞行的航天飞机翼端前缘进行实体建模，模拟加载飞机在超高速飞行时翼缘所受的超高温热力场，得出翼缘处的应力应变场，并进行热力耦合分析。.通过对UHTC淬火过程中裂纹扩展分析得出除少数组发生突变外，不同裂纹深度的应力强度因子都是随着裂纹深度的增加变大，裂纹深度越大裂纹越易发生扩展的结论；对UHTC飞机翼缘传热分析得出了模型在700s的热冲击过程中热流密度分布云图和节点温度分布云图，得出在700s的热冲击过程中整个模型的温度最大点为2373.30℃，符合自然界的热量传递规律；对UHTC飞机翼缘热应力分析得到了热冲击700s后模型的热应力分布云图和热应变分布云图，得出在翼缘前端出现区域应力集中的原因。