C/C复合材料

摘要： 采用中间相沥青基碳纤维(MPCF)与中间相沥青热模压后,通过化学气相渗透和前驱体浸渍裂解致密化,制备得到单向(1D)、两向正交(2D)密度为1.97 g/cm^(3)的高导热C/C复合材料。基体碳包括中间相沥青碳(MPC)、热解碳(PyC)与树脂碳。通过扫描电子显微镜(SEM)进行微观结构表征,采用纳米压痕技术与三点弯曲方法进行力学性能表征,分析探究高导热C/C复合材料的微观结构及其对微观结构与力学性能的影响。结果表明,MPCF为内辐射外洋葱的混合型结构,MPCF内辐射结构与MPC的石墨微晶取向度较高,MPCF外洋葱结构与PyC的石墨微晶取向度较低;石墨微晶取向度越高,弹性模量越低。MPC、PyC及MPCF之间构筑了多层次的界面结构;1D-C/C、2D-C/C的弯曲强度分别为240.77和143.12 MPa,多层次的界面结构在弯曲破坏中能有效改变裂纹扩展路径而减缓裂纹扩展,使材料的韧性得到提高,弯曲断裂模式表现为“假塑性”断裂。

摘要： 采用三次包埋法在C/C复合材料表面制备了ZrSi_(2)-TaB_(2)-SiC复合涂层。对其进行了1500°C静态抗氧化实验和抗热震性能测试,借助X射线衍射仪(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)和能谱仪(EDS),对涂层氧化前后的组织结构和微观形貌进行表征。结果表明:所制备的ZrSi_(2)-TaB_(2)-SiC复合涂层外层疏松内层致密,涂层与涂层之间以及涂层与基体之间相互嵌合,且生成的(Zr,Ta)B_(2)固溶体相均匀嵌布在涂层中。该涂层在1500°C静态空气中保护基体168 h,质量损失率只有2.91%;经历从室温到1500°C的热循环30次,质量损失率仅3.10%,具有优异的静态抗氧化和抗热震性能。这归功于ZrSi_(2)-TaB_(2)-Si C复合涂层的结构,以及涂层氧化后生成Zr-Ta-Si-O复相玻璃层。在高温下,稳定的高熔点ZrO_(2)、Ta_(2)O_(5)和ZrSiO_(4)作为“镶嵌相”弥散在玻璃相中,起到“钉扎”作用,提升了涂层的抗氧化性能。

摘要： 采用新型Ni基钎料连接C/C复合材料。当钎焊温度从1080°C升高至1100°C时,润湿角从23°降至14°,该钎料在C/C复合材料表面具有良好的润湿性能。焊缝由Ni固溶体和Cr_(3)C_(2)组成。随着钎焊温度的升高,大量的Cr_(3)C_(2)在连接界面处产生,并形成一定厚度的反应层。当焊接温度达到1120°C时,C/C复合材料连接接头的剪切强度达到最大值31.5MPa,其断裂路径为在靠近连接界面的C/C复合材料基体内延伸。

摘要： 目的提高C/C复合材料在超高温下的抗烧蚀性能。方法采用化学气相沉积法,在C/C复合材料表面制备SiC过渡层,然后以惰性气体保护等离子喷涂工艺在带有SiC过渡层的C/C材料表面制备W涂层,研究所制备的W-SiC-C/C复合材料的微观形貌与结构特征。以200 kW超大功率等离子焰流,考核W-SiC-C/C材料的抗烧蚀性能,并与无涂层防护的C/C材料进行对比分析。结果W涂层主要为层状的柱状晶结构。W涂层与SiC过渡层、过渡层与基体界面呈镶嵌结构,结合良好。SiC过渡层阻止了W、C元素相互迁移与反应。在驻点压力为4.5 MPa、温度约5000 K、热流密度为36 MW/m^(2)的烧蚀条件下,当烧蚀时间小于10 s时,涂层对C/C材料起到了较好的保护作用,W涂层发生氧化烧蚀,基体未发现烧蚀,平均线烧蚀率为0.0523 mm/s;当烧蚀时间超过15 s后,涂层防护作用基本失效,基体C/C材料发生烧蚀现象。结论以W涂层、SiC过渡层为防护的C/C复合材料,能够适用于短时间超高温的烧蚀环境,如固体火箭发动机等。W涂层的熔融吸热、氧化耗氧以及SiC过渡层的氧化熔融缓解涂层热应力和氧扩散阻碍的联合作用,提高了C/C材料的抗烧蚀性能。

摘要： 随着科学技术的飞速发展,新型航天装备对防热、承载、多功能材料和结构提出了新的需求,也给C/C复合材料研究和应用带来了新的契机。本文总结了近年来C/C复合材料在超高温防热、高温承载、高导热以及非烧蚀低密度防热等功能及结构实现技术方面的主要进展,讨论了当前存在的主要问题,对未来研究方向提出了发展与展望。

摘要： 以天然气为碳源前驱体、N_(2)作为载气,采用等温、等压化学气相渗透(CVI)工艺,对初始密度为0.42g/cm^(3)的预制体针刺毡进行致密得到C/C复合材料,本文研究了载气条件对C/C复合材料的致密化效率、微观结构及性能的影响。研究结果表明,沉积温度1050°C、沉积压力4KPa条件下,沉积120h后送N_(2)(天然气与N_(2)的比例为5∶1),300h致密化后C/C复合材料的密度可达到1.46g/cm^(3),表观和内层的密度差异仅为0.07g/cm^(3);复合材料表面可看到明显的预制体孔隙,未出现结壳情况;弯曲强度可达到107.8MPa,断口形貌以假塑性断裂为主,纤维与热解碳之间结合良好;在1000°C下垂直纤维方向的最大热膨胀系数仅为0.925×10^(-6)/°C,说明复合材料具有优异的热力学性能。

摘要： 针对C/C复合材料紧固件失效模式多、承载低且无设计标准的特点,本文对影响沉头螺钉承力的公称直径D、钉头高度H、钉头角度α、螺纹啮合深度h等4个设计变量进行分析,结合抗氧化C/C复合材料力学性能特点,提出抗氧化C/C复合材料螺钉的设计方法,分析涂层对螺钉承载的影响,给出设计变量与材料性能之间关系:H>D×σ_(t)/(4×ζ)、α>ctan(ζ/σ_(c))、h>3H(螺牙进行抗氧化涂层处理后可稍微减小h,但也需大于2H)。该设计方法消除螺纹拉脱、钉头拉脱/压溃等C/C复合材料螺钉的失效模式,大幅度提升螺钉承载能力。设计验证实验,通过实验考核螺钉结构形式及设计方法的正确性,验证抗氧化涂层工艺对螺钉承载的影响。

摘要： ZrB_(2)基超高温陶瓷因其优异的高温抗氧化和烧蚀等性能,成为C/C复合材料理想的热防护涂层材料。本文从以下几个方面对C/C复合材料表面用ZrB_(2)基超高温陶瓷涂层的研究现状进行了综述:介绍了ZrB_(2)基超高温陶瓷涂层体系的主要制备技术,并对比了其制备的涂层抗氧化性和抗烧蚀性,总结了各制备方法的优点与不足;从单元、双元、三元材料掺杂改性的角度,详述了ZrB_(2)基复合涂层常见的材料体系,总结了其改性思路;介绍了ZrB_(2)基涂层在多层结构设计与开发方面的研究现状。最后简要展望了ZrB_(2)基超高温陶瓷涂层未来的研究方向。

摘要： 离子推力器是一种应用广泛的电推力器。栅极在离子推力器中用于将离子引出并加速产生推力,是决定离子推力器的性能以及可靠性的关键组件。近年来,用于制备栅极的材料由钼等金属材料过渡到碳基材料,尤其是C/C复合材料具有更优的热稳定性与耐离子溅射性能,是大承载、长寿命、高稳定性离子推力器理想的栅极候选材料。一些国家已开展C/C复合材料栅极研制并实现星际飞行,而我国栅极材料仍采用金属钼,C/C复合材料栅极工程应用仍处于空白。本文主要总结栅极材料的发展现状,分析各种栅极材料的优缺点,并探讨各国C/C复合材料栅极的制造技术。

摘要： 采用液相增密法制得碳/碳(C/C)复合材料,用压汞仪测试不同工艺阶段材料的孔隙结构,用扫描电镜观察了不同工艺阶段C/C复合材料的孔隙形貌。结果表明:随着致密化的进行,材料孔隙孔径分布为0.01~0.30μm,0.30~10.00μm,10.00~200.00μm;碳基体经过热解、高温石墨化处理形成纳米孔,C/C复合材料烧后收缩和挥发物逸出,小孔聚集或连通形成大孔,材料中的孔隙以纳米孔和100μm级孔隙为主。

摘要： 以美国航天用C/C复合材料专利申请为蓝本,研究了当前C/C复合材料及其应用中存在的技术问题、采用的技术手段,剖析了提高C/C复合材料抗氧化、耐高温、致密化、防裂解等性能的重点工艺。为进一步推动C/C复合材料在航天领域的应用提供专利情报参考。

摘要： 以美国航天用C/C复合材料专利申请为蓝本,研究了当前C/C复合材料及其应用中存在的技术问题、采用的技术手段,剖析了提高C/C复合材料抗氧化、耐高温、致密化、防裂解等性能的重点工艺。为进一步推动C/C复合材料在航天领域的应用提供专利情报参考。

摘要： 以美国航天用C/C复合材料专利申请为蓝本,研究了当前C/C复合材料及其应用中存在的技术问题、采用的技术手段,剖析了提高C/C复合材料抗氧化、耐高温、致密化、防裂解等性能的重点工艺。为进一步推动C/C复合材料在航天领域的应用提供专利情报参考。

摘要： 以美国航天用C/C复合材料专利申请为蓝本,研究了当前C/C复合材料及其应用中存在的技术问题、采用的技术手段,剖析了提高C/C复合材料抗氧化、耐高温、致密化、防裂解等性能的重点工艺。为进一步推动C/C复合材料在航天领域的应用提供专利情报参考。

摘要： 介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬。2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Φ1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向。

摘要： 介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬。2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Φ1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向。

摘要： 介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬。2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Φ1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向。

摘要： 介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬。2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Φ1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向。

摘要： 以斜纹炭布/炭纤维网胎、无纬布/炭纤维网胎针刺圆筒预制体为基准，通过在无纬布/网胎结构中增加角度铺设连续纤维，设计和研制了新型结构针刺预制体，对比研究了不同针刺预制体结构对圆筒炭/炭（C/C）复合材料拉伸性能的影响。结果表明，在相同条件下，随着纤维铺设角度的增加，平均环向应变有增加的趋势；且无纬布轴、环向铺层针刺C/C 复合材料的轴向拉伸强度达到157.0MPa，较斜纹炭布增强C/C 材料提高了83.0%，而在其结构的基础上加入斜向角度铺设纤维，其轴向拉伸强度也有所提高，最大可达 179.0MPa，提高了14%。

摘要： 以斜纹炭布/炭纤维网胎、无纬布/炭纤维网胎针刺圆筒预制体为基准，通过在无纬布/网胎结构中增加角度铺设连续纤维，设计和研制了新型结构针刺预制体，对比研究了不同针刺预制体结构对圆筒炭/炭（C/C）复合材料拉伸性能的影响。结果表明，在相同条件下，随着纤维铺设角度的增加，平均环向应变有增加的趋势；且无纬布轴、环向铺层针刺C/C 复合材料的轴向拉伸强度达到157.0MPa，较斜纹炭布增强C/C 材料提高了83.0%，而在其结构的基础上加入斜向角度铺设纤维，其轴向拉伸强度也有所提高，最大可达 179.0MPa，提高了14%。

摘要： 提供一种抑制在预成形时增强纤维的配置的参差不齐并提高成形性从而能够成形形状的制约较少且品质较高的复合材料的复合材料的制造方法、复合材料的制造装置、预制件以及复合材料。复合材料(400)的制造方法是包括增强基材(510)和浸渗于增强基材的树脂(600)的复合材料的制造方法，具有：对包括第1区域(511)和第2区域(512)的片状的增强基材以第2区域的粘接剂(520)的含有密度比第1区域低的方式赋予粘接剂的赋予工序(步骤S12)、以及将增强基材预成形为第2区域的曲率比第1区域大的立体形状而形成预制件的预成形工序(步骤S17)。

摘要： 本发明体提供由均匀分散有植物性材料的植物性复合材料制成的成型体的制造方法及其植物性复合材料成型体、以及均匀分散有植物性材料的植物性复合材料的制造方法及其植物性复合材料。本成型体的制造方法为含有植物性材料(槿麻芯等)和热塑性树脂(聚丙烯和聚乳酸等)的植物性复合材料制成的成型体的制造方法，本成型体的制造方法具备如下工序：对植物性材料进行压固而获得原料颗粒的工序；将原料颗粒和热塑性树脂进行混炼而获得植物性复合材料的工序；对植物性复合材料进行成型而获得成型体的成型工序。本成型体通过本成型体的制造方法获得。

摘要： 本发明涉及基于ZIF‑67衍生的Co2P@Ni2P/CC蜂窝状纳米片复合材料及其应用。将Co(NO3)2·6H2O、2‑甲基咪唑和去离子水室温下搅拌，所得混合液中放入亲水处理过的碳布CC，室温下静置4h，洗涤干燥后得到ZIF‑67/CC材料，经刻蚀‑碳化‑磷化后制得目标产物Co2P@Ni2P/CC复合材料。本发明采用原位生长‑刻蚀‑碳化‑磷化的方法制备了蜂窝状纳米片复合电极材料，经三电极测试表明，在电流密度为2mA cm‑2时，电极材料的面积比电容达到2876mF cm‑2。Co2P@Ni2P/CC复合材料的制备过程易实现，制备成本低廉，可作为超级电容器电极材料。

摘要： 一种Ni/CC/Cu复合材料电极，所述电极包括基层、粘连层、塑形层、催化层，所述的基层为镍片，所述的粘连层由导电胶组成，所述的塑形层由碳布（CC）组成，所述的催化层为附着在所述碳布上的微米铜。本发明具备制备容易、操作简单以及节能环保等特点，制得的Ni/CC/Cu复合材料电极拥有优越的电催化活性，对水体COD的检测具有较高的灵敏度和较低的检测限，数值准确，并且造价低廉，具有很好的环保和经济效益。

摘要： 详细说明一种具有层序列(50)的前体复合材料(60)，该层序列包括黏合层(20)、黏合层(20)上的载体层(10)、载体层(10)上的离型层(40)和离型层(40)上的分离层(30)，层序列(50)的布置为：黏合层(20)背离层序列(50)的一面至少布置在分离层(30)背离层序列(50)一面的部分区域中。进一步详细说明了一种复合材料、用于制备该前体复合材料的方法、用于制备该复合材料的方法以及前体复合材料的用途和复合材料的用途。

摘要： 本发明提供了一种制备氯乙烯类聚合物复合材料的方法、氯乙烯类聚合物复合材料和包含该复合材料的氯乙烯类聚合物复合材料组合物，所述方法包括：进行氯乙烯类单体的本体聚合的第一步骤；和在本体聚合完成后回收未反应的氯乙烯类单体并获得氯乙烯类聚合物复合材料的第二步骤，其中，在第一步骤和第二步骤的至少一个步骤中添加聚乙烯醇，并且基于总共100重量份的氯乙烯类单体，以0.003重量份至0.500重量份的量添加聚乙烯醇。

摘要： 提供一种抑制在预成形时增强纤维的配置的参差不齐并提高成形性从而能够成形形状的制约较少且品质较高的复合材料的复合材料的制造方法、复合材料的制造装置、预制件以及复合材料。复合材料(400)的制造方法是包括增强基材(510)和浸渗于增强基材的树脂(600)的复合材料的制造方法，具有：对包括第1区域(511)和第2区域(512)的片状的增强基材以第2区域的粘接剂(520)的含有密度比第1区域低的方式赋予粘接剂的赋予工序(步骤S12)、以及将增强基材预成形为第2区域的曲率比第1区域大的立体形状而形成预制件的预成形工序(步骤S17)。

摘要： 本发明的目的在于提供有效地制造CNT的损伤得到抑制、且高度分散有CNT的碳纳米管分散液的方法。本发明的碳纳米管分散液的制造方法包括向包含比表面积为600m

摘要： 本发明体提供由均匀分散有植物性材料的植物性复合材料制成的成型体的制造方法及其植物性复合材料成型体、以及均匀分散有植物性材料的植物性复合材料的制造方法及其植物性复合材料。本成型体的制造方法为含有植物性材料(槿麻芯等)和热塑性树脂(聚丙烯和聚乳酸等)的植物性复合材料制成的成型体的制造方法，本成型体的制造方法具备如下工序：对植物性材料进行压固而获得原料颗粒的工序；将原料颗粒和热塑性树脂进行混炼而获得植物性复合材料的工序；对植物性复合材料进行成型而获得成型体的成型工序。本成型体通过本成型体的制造方法获得。

摘要： 本发明涉及热结构复合材料技术领域，公开了一种CC‑SiO2陶瓷基复合材料制备方法，包括如下步骤：将碳纤维布依次铺叠通过缝合方式制备预制体、放入高温炉内进行除胶处理、放入气相沉积炉内进行化学气相渗透至预设第一密度、放入真空浸渍容器中进行真空浸渍、转移至固化炉内进行加压‑催化交联、转移至炭化炉内炭化，重复浸渍、加压‑催化交联、炭化使预制体达到预设第二密度后进行高温石墨化，然后进行真空浸渍并烘干烧结，重复浸渍、烘干、烧结至预制体增重率小于1％。本发明CC‑SiO2陶瓷基复合材料制备方法，制取的材料耐高温，重量轻，能够在有氧气环境下长期使用，且制备周期短。