热冲击及热失配下界面层裂的跨尺度表征及热-力等效实验研究

Delamination is a main failure mode of material or structure under the thermal shock and thermal mismatch. Delamination is the contact propagation of an interfacial crack with shear-dominating for surface layer or coating layer under compression due to thermal mismatch. In the project, mechanism of the interfacial delamination of composite structure systems will be investigated with regard to the probable thermal shock environment and the requirements for withstanding the thermal shock and for light material in weight, etc. The studies will be based on the trans-scale mechanics characterization, the heat-force equivalent experiments, as well as the numerical simulation. The composite structure system probably adopted will be taken as a reservation one for near-space aircrafts in the near future. Firstly, through heat-force equivalence and systematical experiments, the delamination fundamental law led to by the microcrack nucleation and evolution will be observed and measured, and a relationship among trans-scale theoretical parameters will be developed. In the experimental researches, the thermal mismatch for uniform temperature distribution case will be modeled by using the tension-shear test method, and the thermal shock for gradient temperature distribution case will be modeled by using the peeling test method. Secondly, the delamination mechanism of interface between external surface layer of withstanding heat with substrate under thermal shock will be characterized based on the trans-scale theoretical model presented in the previous research. Finally, through large-scale computation simulation, the contact friction effect and its influence on the delamination propagation will be investigated. Through the project implementation, a theoretical basis for optimizing the composite structure system of withstanding the thermal shock will be presented.

层裂是热冲击下材料及结构的主要失效模式之一。层裂为表层材料或涂层在热失配压应力作用下界面裂纹在剪切主导下的接触扩展问题，层裂过程为一跨尺度力学破坏机制。本项目主要针对未来近空间飞行器所涉及的热冲击环境以及它对抗热冲击和轻质等方面的要求，从跨尺度力学表征、热-力等效试验和计算模拟等角度系统地研究复合材料结构体系（作为未来近空间飞行器设计的备选材料结构）的界面层裂问题。首先通过热-力等效及系统的试验研究（由粘接薄板拉剪试验模拟均匀温度热失配；由撕裂试验模拟梯度温度热失配（热冲击）），观测微裂纹形核、演化导致层裂的基本规律，建立跨尺度力学理论参数间的关系。其次从前期建立的跨尺度理论模型出发刻划受热冲击作用外表隔热层与基体层间界面的层裂机制。最后，通过大规模的计算机仿真模拟，系统地研究裂纹面的接触摩擦效应及对层裂扩展的影响规律。通过本项目研究，为进一步优化耐热冲击复合材料结构体系提供理论依据。

本项目在前两个项目研究的基础上，继续以纳米结构陶瓷涂层/镍基超合金体系为研究对象，研究了以其作为近空间飞行器表层材料结构受热冲击作用的层裂及断裂破坏的力学机制。层裂和断裂是热冲击下材料及结构的主要失效模式，层裂为表层材料或涂层在突加热失配压应力作用下界面裂纹在剪切主导下的接触扩展问题，层裂过程为一跨尺度力学破坏机制。本项目的研究工作主要针对近空间飞行器所涉及的热冲击环境以及它对抗热冲击和轻质等方面的要求，从跨尺度力学表征、热-力等效试验和计算模拟等角度系统地研究纳米颗粒陶瓷涂层/镍基超合金基体复合材料结构体系（作为未来近空间飞行器设计的备选材料结构）的界面层裂和断裂问题。在研究过程中，首先通过热-力等效及系统的试验研究（由粘接薄板拉剪试验模拟均匀温度热失配；由撕裂试验模拟梯度温度热失配（热冲击）），观测微裂纹形核、演化导致层裂的基本规律，建立了跨尺度力学理论参数间的关系。其次从前期建立的跨尺度理论模型出发刻划了受热冲击作用外表隔热层与基体层间界面的层裂机制。通过大规模的计算机仿真模拟，系统地研究裂纹面的接触摩擦效应及对层裂扩展的影响规律，获得了热冲击失效机制对涂层厚度的依赖关系。通过本项目研究，为进一步优化耐热冲击复合材料结构体系提供了理论依据。