碳(石墨)环氧复合材料及其在航天器上应用研究进展.pdf

碳(石墨)/环氧复合材料及其在航天器上应用研究进展Application of Carbon(grphite)Fiber/Epoxy Composites in theSpacecraft and the Research on Their Behaviors姜利祥,何世禹,杨士勤(哈尔滨工业大学空间材料与环境工程实验室,哈尔滨 150006)陈平,盛磊(中国空间技术研究院第 508 研究所,北京 100076)JIANG Li-xiang,HE Shi-yu,YANG Shi-qin(Space Materials and Environment Engineering Lab,Harbin Institute of T echnology,Harbin 150006,China)CHEN Ping,SHENG Lei(508 Institute Chinese Academy of Space T echnology,Beijing 100076,China)摘要:综述了空间环境因素的特征及其效应,包括太阳电磁辐射、带电粒子辐射、空间真空效应、冷黑环境、原子氧侵蚀、微流星和空间碎片的撞击。碳(石墨)纤维、环氧树脂、碳(石墨)/环氧复合材料的性能以及碳(石墨)/环氧复合材料在航天器上的应用和研究现状。关键词:空间环境因素;碳(石墨)/环氧复合材料;航天器中图分类号:T B332文献标识码:文章编号:1001-4381(2001)09-0039-05Abstract:Characters and effects of the space environment factors including solar electromagnetic ra-diation,charged particles radiation,vacuum circumstance,cold-dark condition,erosion of atomicoxygen,micro-meteor and impact of space fragment were introduced.Properties of carbon(graphite)fiber/epoxy matrix composites were summarized.Application and research of design andmanufacture for spacecraft of these materials were reviewed.Key words:space environment factors;carbon(grphite)fiber/epoxy composite;spacecraft随着航天事业的发展,各国对空间材料提出了越来越高的要求。复杂的空间环境对空间材料的影响和损伤是不可忽视的重要因素,它会直接影响航天器正常的 运行、工作 和在 轨服役 寿命。美国 宇航 局(NASA)及世界各国的航天机构都投入了大量资金和精力,利用各种手段和方法进行此方面的研究。美国研制的长期暴露试验装置(LDEF),及前苏联的“和平号”空间站搭载试验舱等,都为空间环境下材料行为研究提供了大量的数据。我国对此也非常重视,专门建立了空间环境地面综合模拟试验室,对各种空间材料进行地面模拟试验,为航天器设计、制造和选择提供参考依据。碳纤维增强环氧树脂基复合材料(CF/EP)由于具有密度小、高比强、高比模、热膨胀系数小等一系列优异特性,在航天器结构上已得到广泛的应用。本文简述碳纤维增强环氧树脂基复合材料(CF/EP)在航天器部件上的应用,以及 CF/EP 在空间环境因素作用下的行为研究现状。1空间环境因素的特征及其效应航天器(人造卫星、空间站、航天飞机等)在太空服役期间将受到各种空间环境因素的强烈作用。空间环境因素多种多样,主要特征是太阳电磁辐射、带电粒子辐射、高真空、冷黑环境、原子氧侵蚀,以及微流星和空间碎片的撞击等。它们对航天器及其结构组件的影响也各不相同。1.1太阳电磁辐射太阳是太阳系中唯一的强辐射源,每秒钟向空间辐射的功率为3.861025kW,相当于每平方米太阳可见面积的辐射功率为 6.4104kW 1。在太阳电磁辐射中,紫外辐射和 X 射线占总辐射能中的比例不到1%,但其作用却十分重要。它们能使地球高层大气强烈电离而形成电离层。航天器表面受它们的作用后,会发生光电效应,使航天器表面带有静电,影响航天器内电子系统与磁性器件的正常工作。太阳电磁辐射还包括太阳的微波辐射、太阳风(主要成分是日冕中39碳(石 墨)/环 氧复合 材料及其 在航天 器上应用 研究进 展的氢被电离后所形成的质子和电子)和光压(太阳辐射作用于物体表面而产生的辐射压力)等。太阳电磁辐射将导致材料内的分子产生光致电离和光致分解效应,尤其会破坏航天器上高分子材料的化学键,使材料产生质损、表面析气现象,并使力学性能恶化。1.2带电粒子辐射空间的辐射粒子可分为地球辐射带粒子、宇宙线粒子和极光粒子 3 种。1.2.1地球辐射带按其分布的位置,地球辐射带由内、外两个辐射带组成。内辐射带位于赤道上海拔约 60010000km之间,主要成分是质子和电子;外辐射带位于赤道上海拔约 1000060000km 之间,主要成分是电子。1.2.2宇宙线宇宙线是宇宙空间能量较高的带电粒子。宇宙线来自银河系叫做银河宇宙线,成分绝大部分是质子,其次是 A粒子;来自太阳的宇宙线叫做太阳宇宙线,成分绝大部分是质子,其次是A粒子,少量是电子,故太阳宇宙线又称为太阳质子。1.2.3极光粒子高度范围为651100km,主要是电子,能量小于50keV,最大强度达 1010粒子/(cm2s),其次是质子,强度比电子小得多,能量也比较低。地球辐射带、太阳宇宙线、银河宇宙线可造成航天器材料与涂层等的辐射损伤,极光粒子可以严重损坏低轨道航天器上的太阳电池、卫星的光学仪器表面以及热控涂层。1.3空间真空效应航天器大多是在超高真空中飞行。在海拔800km高空的气压约为 10-7Pa,海拔 2100km 高空的气压约为 10-9Pa,月球表面的气压约为 10-11Pa,星际间的气压约为 10-14Pa。高真空对航天器及其材料的影响主要有:压力差效应;真空放电效应;辐射传热效应;真空出气效应;材料蒸发、升华和分解效应;粘着和冷焊效应;空间大气密度对航天器的阻尼效应;真空下材料的出气污染效应等。1.4冷黑环境不考虑太阳与行星的辐射时,宇宙空间的能量密度约为 10-5W/cm2,相当于温度为4K 的物体发出的热量 2。卫星上可伸缩的活动机构,如太阳帆板、天线等,由于冷黑环境效应,会使展开机构卡死,影响其伸展性能。卫星上某些有机材料在冷黑环境下会产生老化和变脆,影响其力学性能。1.5原子氧侵蚀原子氧是低地球轨道大气的重要成分,密度并不高。静态环境下其影响是可以忽略的。但是航天器飞行中承受动态环境,卫星表面与原子氧的相对速度达8km/s,可产生约 5eV 的能量。美国和俄罗斯等国的空间搭载试验表明,航天器材料,尤其是聚合物基材料,在暴露于低地球轨道中的原子氧以后,发生了质量损失、表面粗糙化、物理和力学性能的变化。1.6微流星和空间碎片的撞击微流星通常指直径在 1mm 以下,质量在 1g 以下的固体颗粒。空间碎片又称空间垃圾,停止使用的航天器、航天器残骸及排放物等都属于空间碎片。在近地轨道上空间碎片的运动速度约为 8km/s,而微流星体的运动速度约为 20km/s,如果与航天器发生碰撞能造成航天器严重的机械损坏,如产生裂纹、破裂、孔洞和表面磨蚀等。此外,微重力、等离子体层、磁层亚爆、无线电噪声等空间环境因素对航天器及其结构组件都有不同程度的影响。值得注意的是,上述的空间环境因素具有综合的作用,所以产生的损伤效应也具有叠加的性质。2碳(石墨)/环氧复合材料的性能及应用目前,碳纤维增强环氧树脂基复合材料由于其优异的性能在航天器结构上已得到广泛的应用,现已成为航天航空领域四大结构材料之一。2.1碳(石墨)/环氧复合材料的性能2.1.1碳(石墨)纤维的性能碳(石墨)纤维具有低密度、高强度、高模量、耐高温、抗化学腐蚀、低电阻、高热导、低热膨胀、耐化学腐蚀等优良特性。虽然碳(石墨)纤维具有柔曲性和可编性,比强度和比模量优于其它纤维增强体,但由于碳纤维性脆和高温抗氧化性能较差,很少单独使用,主要用作树脂、碳、金属、陶瓷、水泥、橡胶基复合材料的增强体。2.1.2环氧树脂的特点在化学结构方面,除有活性环氧基(113kJ/mol)外,还有羟基、醚基和活波氢,因而粘接力强。在固化成型方面,固化收缩率比较小(2%),挥发物逸放少,孔隙率低;固化后生成交联密度高的网络结构,不溶不熔,化学稳定性高,耐腐蚀性强。在力学性能方面,具有较高的强度、模量和伸长,赋予复合材料优异性能。在物性方面,它的耐热性和低温性较好,可使用在-50180;热膨胀系数在Tg以下约为3910-6/,Tg以上为 10010-6/;热导率约为 210010-6kJ/(cms)3;在室温下的防潮防渗性较好,且绝缘性高。在工艺方面,环氧树脂的品种多,与此相匹配的固化剂也很多,选择范围广,适应性强;粘度和固化温度都可调节,可满足不同工艺的要求;储存期较长,稳定性高,操作弹性大,工艺性能好。40材料工程/2001年 9期碳(石墨)/环氧复合材料综合了碳纤维和环氧树脂的特点,具有密度小、高比强、高比模、耐疲劳、抗蠕变、耐高温、耐腐蚀、耐磨损、导电、导热、热膨胀系数小、自润滑和吸能抗振等一系列优异特性。2.2碳(石墨)/环氧复合材料在航天器上的应用2.2.1人造卫星人造地球卫星发射时,卫星受到很大的加速度过载和强烈的振动,要求材料具有足够的强度。为了避免卫星和发射系统产生共振,要求卫星结构具有足够的刚度。在轨道运行中卫星处于高低温交变的环境中,卫星的某些部件,如抛物面天线等尺寸精度要求很高,必须有尽可能小的热膨胀系数。而展开式结构(如太阳电池阵基板)也要有足够的刚度,以免在轨道运行过程中对姿态控制不利。此外,还要求卫星结构材料在高真空及粒子、紫外辐射下具有足够的稳定性。返回式卫星再入大气层时,处于气动热环境中,必须进行防热。卫星结构的减重比飞机和其他航天器更重要。归纳起来,人造卫星对材料的要求是比强度、比模量高、热膨胀小、尺寸稳定性好,在各种空间环境因素作用下性能稳定(表 1)。CF/EP 的比强度及比刚度在现有结构材料中是最高的(图 1)4。表 1卫星发射条件和工作环境对所用结构材料的要求T able 1Requirements of structure materials to thesatelltes launch condition and the work environment对材料的要求主要理由减重与轻量化卫星减重 1kg,发射总重量可减少100kg 左右,降低发射费用或携带更多的仪器设备高比强度、高比模量经得起发射过程中静负荷、发射负荷、冲击载荷和振动热膨胀系数小、适应温度骤变、耐热耐冷性好卫星向着太阳交替变化,温度由+160-150变化,材料的线膨胀系数小,保持形状和尺寸的稳定性材料自身的稳定性高在真空条件下稳定,以免释放出气体等污染仪 器和设备。在 6.6510-3Pa(125/24h)条件下,TWL 在 1%以下,VCM 在0.1%以下使用寿命长,一般为1030 年在苛刻的空间环境下,能经受紫外线、各种宇宙射线的辐射,耐疲劳,抗蠕变,在冷热交变的环境中,温湿性能稳定减振阻尼发射时不要减振阻尼设施,自身的减振阻尼特性可经受住发射过程中的振动(1)卫星本体结构图 1几种材料的比模量和比强度的对比Fig.1Comparison of specific modulus andstrength of several materialsCF/EP 的比模量高,适于用作卫星结构的本体材料。如日本 ETS-1 卫星壳体内部主要由 M40 的CFRP 制成的 0.5m 的推力筒、设备架、8 根设备架支杆和一分隔环组成。国际通信卫星 5 的中心推力筒由圆筒壳和锥壳组成。壳体由铝蜂窝和 CF/EP 面板的夹层结构构成。蒙皮用 T 300 布和高模量单向带复合材料制成,其它部件也多用 CF/EP 制成。随卫星尺寸和有效载荷的日益增加,卫星结构质量占整星质量的比例日益减小,由过去的 13%20%向 10%以下发展,因此 CF/EP 作为卫星结构材料的应用和开发前景十分广阔。在卫星结构材料应用中,玻璃钢的比模量低,不宜作主结构材料。硼纤维复合材料虽有高比模,但制造工艺复杂、价昂。Kevlar 复合材料比强度高,热膨胀低,在卫星结构中有一定实用价值,但其比模量低,压缩强度低,使其应用受到限制。SiC-金属宜用于高温结构,但距实用还有距离。总之,今后一定时期内,卫星结构的主要材料还应是高模量碳(石墨)纤维的聚合物基复合材料。(2)太阳电池阵结构人造卫星工作所需电力由太阳能电池板(阵)供给,用电量约在 700W 以上。三轴控制式人造卫星采用空中展开式大型太阳电池阵,面积相当大,需用轻质、高比强度、高比模量和热膨胀系数小的CF/EP 制作。例如:德国MBB 公司已研制了两种太阳电池阵结构。一种是刚性太阳电池阵,由CF/EP 面板、方形薄壁梁和铝蜂窝胶接而成,发射时折叠,在空中展开,已用于轨道试验卫星,面积为 11.4m2。国际通信卫星V的展开式太阳能电池板,每个翼长 7m,宽 1.7m,两个翼的总面积为 18.12m2,采用 CF/EP 制成桁架,铝蜂窝结构为芯材,面板也采用了 CF/EP 复合材料。另一种是半刚性太阳电池阵,用 CF/EP 制成薄壁方形管材的桁架,其上加预张紧的柔性薄膜支承太阳电池,此结构面密度较低。“东方红三号”通信广播卫星41碳(石 墨)/环 氧复合 材料及其 在航天 器上应用 研究进 展能源系统的太阳电池阵,有 6 块 CF/EP 网络面板铝蜂窝夹层结构件。由于大量使用 CF/EP 等先进复合材料,使其重量仅为过去制件的四分之一,而电能与重量比由 20W/kg 提高到 33W/kg。(3)天线抛物面天线是人造卫星等空间飞行器、空间结构体与地面保持通信联系必不可少的通信工具。其特点是通信联络的距离远(如同步卫星的定点轨道距离为36000km),要求天线在苛刻的宇宙环境中尺寸稳定性高,反射或发射电波的镜面具有高的精度和可靠性。表 2 列出了制造抛物面反射器对所用材料的要求。CF/EP 的性能可以满足这些要求,被广泛用来制造抛物面天线及其辅助构件。碳纤维轴向热膨胀系数为负值,而径向为正值,适当的铺层设计可获得接近于零的热膨胀系数。经过精心设计和合理的工艺可以制造出口径大约为 2.53.5m 的抛物面天线,其镜面精度(包括制造误差和轨道上运行时的热变形误差)可能达到0.2mm RMS。AT S-F 上的天线支撑桁架由8 根高模量的 CF/EP 管构成,最外层为玻璃/环氧树脂环向层,用以提供横向强度和抗冲击性能,并满足横向热膨胀要求。用CF/EP 桁架比铝合金减重 50%。此外,CF/EP 还广泛用于各种航天器及卫星天线反射器等零件(表 3)5,6,7。表 2抛物面反射器所用材料的特性Table 2Characteristic of materials used inparabloid refractor导电特性反射镜面为良导体力学特性减重及轻量化,尺寸稳定性(高比强度、高比模量、耐久性、耐候性)热特性低的热膨胀系数2.2.2太空望远镜太空望远镜运行在距地球612km 的轨道上,避开了大气层和各种气候的影响,分辨率比地球上观察时高 10 倍左右,观察距离远了七倍左右。哈勃太空望远镜是一个庞然大物,总长 43.4m,直径 4.3m,总重量达 11.6t。作为光学系统,要求所用材料轻而尺寸稳定。这不仅体现在制件的精度高上,而且在苛刻的空间环境中尺寸稳定。因此,选用热膨胀系数小的 CF/EP 制作测量支架。在光轴向的16 根 CF/EP 管状支架构成了测量桁架,直径 2.92m,长度为 5.33m,重量为 114kg。经过精心设计和制作,在轴向 CF/EP 构件的稳定性达到210-7mm/。太阳能电池板和无线电天线也采用了 CF/EP 制作。2.2.3空间站空间站的地球轨道高度一般在 240450km,处于微重力、高真空和温度交变的空间环境,遭受太阳电磁波、宇宙射线、原子氧等侵蚀以及微流星和空间碎片的碰撞。结构复杂和长寿命是空间站区别于其他航天器的主要特点,对结构刚度,尺寸稳定性,在空间可展开性、积木化快速组装和可修复性以及对空间环境的适应性和耐久性等提出了苛刻要求。要满足结构的这些要求,材料除应有高比模、高比强、低热膨胀外,对某些部件材料还可能要求良导热性、耐火性、真空放气少、耐原子氧、抗碎片击穿和耐高能电磁波及粒子辐射。CF/EP 并不能胜任所有这些要求,只能用于空间站的某些部件。表 3航天器天线用碳(石墨)/环氧复合材料Table3CF/EP used in spacecraft antennae航天器(卫星)名称部件名称材料“海盗号”火星轨道器旅行者天线高增益天线反射器(3.7m天 线 反 射器)GY-70 石墨/934 环氧树脂;GY-70 石墨/934 环氧树脂,铝蜂窝芯美国国防气象卫星精密天线反射器GY-70 石墨/环氧树脂ERS-1 卫星大型可展开式天线石墨/环氧树脂RCA 通迅卫星整体或单壳反射器石 墨/Kevlar/环 氧树脂蒙皮,Kevlar/环氧树脂蜂窝芯国际通迅卫星 V天线、馈源、波导天线支架多路调制器、太阳阵(其上有4000多个大小零件用复合材料制造)GY-70/Kevlar/环氧树脂蒙皮,T300/环氧树脂、Kevlar/环氧树脂芯美国技术卫星 F 和G 型反射器桁架管GY-70 石墨/环氧树脂印度 INSAT-1 通迅系统天线反射器石墨/环氧树脂“和平”号空间站大型桁架天线(EAR)是由碳纤维复合材料和轻合金胶接构成,折叠后尺寸为0.6m0.6m1.0m,展开为 3.8m3.6m。美国“自由”号永久性载人空间站结构将由航天飞机分 15 次飞行送入轨道,由宇航员在太空组装。支承各舱段和太阳电池阵的大桁架由许多管材构成,要求刚性好、重量轻、尺寸稳定、耐久性好。用CF/EP 代替铝,不但可减重 50%以上,而且热应力和热变形小。“自由”号上的太阳电池帆板、太阳能收集器以及其他桁架组件的辅助结构也将采用CF/EP。为防止原子氧的侵蚀42材料工程/2001年 9期和重复热循环产生微裂纹的影响,用0.05mm 厚的铝薄缠绕。空间平台材料应刚度好、重量轻、热膨胀系数小,高模量CF/EP 是理想材料。美国空间站机器人采用高强 CF/EP 或钛合金作结构材料。日本空间实验室的机械臂采用高模量 CF/EP 和 Nomex 蜂窝结构,外用Kevlar/环氧缠绕。3空间环境因素作用下碳(石墨)/环氧复合材料的行为研究NASA 提供的长期暴露试验装置(LDEF),为在空间进行试验并向地面实验室返回数据进行评估提供了一次独一无二的飞行机会。LDEF 在 1984 年 4 月7 日研制成功,1990 年 1 月 12 日回收,在近地轨道环境下暴露了 5 年零 9 个月。对搭载的 CF/EP 试样空间暴露后的力学性能分析表明,断裂韧性明显下降,至少降低 2 倍,对弹性模量的影响也很大,拉伸、弯曲和层剪强度都有不同程度的降低。利用 SEM 和XPS 对 CF/EP 的表面分析表明,近地轨道暴露使环氧树脂基体和碳(石墨)增强纤维发生了侵蚀(表面有变化:腐蚀、一些小裂纹)。经历了真空和温度循环但没有受紫外线和原子氧侵蚀的暴露试样最终拉伸强度和拉伸模量降低的最少。空间暴露后试样发生了明显的质量损失,但是有金属保护涂层的试样避免了质量损失。现有的化学分析手段未能检查出树脂基聚合物的分子结构发生了变化,但有析气现象发生,使试样的尺寸发生了很大变化 1224。俄罗斯空间搭载试验也得到了类似的结果。空间站 的轨道高度为 300400km,环境温度-90150,暴露时间 300 天。用光学显微镜和扫描电镜观察 CF/EP 试样表面,可以看到纤维的剥落和基体树脂的破坏。经过暴露后试样发生了明显的质量损失,尺寸有变化,但也无法确定树脂基体的分子结构是否发生了变化。有保护层试样暴露后的力学性能下降程度要小于无保护层试样 25。由此可见,空间环境因素对 CF/EP 有着明显的破坏作用,使力学性能下降、组织形貌破坏,产生质量损失、尺寸发生变化等。虽然金属保护层对 CF/EP起到一定的保护作用,但这不是根本的解决办法。金属保护层增加了工艺的复杂性和卫星的整体重量,有必要从材料自身去克服上述影响。试验证明,添加纳米材料能有效的提高材料的抗辐照能力。我们采用适当的工艺向 CF/EP 中添加适量的纳米材料,利用真空紫外辐照模拟设备和质子加速器对材料进行辐照,得到了比较满意的试验结果。表 4 所示为模拟真空紫外线辐照一年时 CF/EP 的质量损失。由表中可见,加入纳米材料后,CF/EP 的质损明显减少。通过光学显微镜和 SEM 观察辐照后的试样表面发现,未加纳米的复合材料纤维和基体表面有明显的破损,而加纳米的复合材料表面几乎没有变化。质子辐照的结果也基本类似,只是对纤维和基体的破坏程度没有真空紫外线严重。这说明纳米材料有效地提高了 CF/EP 的抗辐照性能。这为进一步研究新型CF/EP,并开拓其在空间领域的应用潜力提供了依据。空间环境因素的复杂性使得我们必须深入研究CF/EP 在空间环境因素下的性能演化规律和破坏机制,以及纳米材料对CF/EP 的增强机制,以便为航天器材料的设计、选择和制造提供参考依据。表 4添加纳米材料对 CF/EP 在VUV辐射下质量损失的影响T able 4Effect of addition of nano-materialinfo CF/EP on mass loss试样编号辐照前/g辐照后/g质量损失百分比/%1(纳米增强)0.321240.320410.25842(纳米增强)0.316230.315390.26563(无纳米增强)0.323350.322050.40204(无纳米增强)0.328090.326800.3932参考文献 1 贾乃华著.宇航物理 M.北京:科学出版社,1990,78.2 王浚,黄本诚,万才大等著.环境模拟技术 M.北京国防工业出版社,1996,214217.3 贺福,王茂章著.碳纤维及其复合材料 M.北京科学出版社,1997,175,273277.4 曾汉民主编.高技术新材料要览 M.北京:中国科学技术出版社,1993,2127.5 沃丁柱主编.复合材料大全M.北京:化学工业出版社,2000,10601063.6 高慎斌主编.卫星制造技术 M.北京:宇航出版社,1998,6772.7 沃西源.张惠丽,卢大成.石墨/环氧卫星天线支撑结构研制与质量控制 J.宇航材料工艺,1997,4:4751.8 韩鸿硕.国外航天运输系统防热系统、结构和材料的总体分析研究 J.宇航材料工艺,1997,4.9 邱惠中等.国外航天材料的新进展.宇航材料工艺,1997,4.10 甄华生.复合材料在航天器中的应用近况 J.宇航材料工艺,1997,4:1416.11 江辉.国外航天结构新材料发展简述 J.宇航材料工艺,1998,4:18.12 Rutledge Sharon K,Paulsen Phillip E,Brady Joyce A.Evalua-tion of Atomic Oxygen Resistant Protective Coatings for Fiber-glass-Epoxy Composites in LEO.NASA N8921100.13 Stein Bland A,Pippin Gary H.Preliminary Findings of the(下转第 46 页)43碳(石 墨)/环 氧复合 材料及其 在航天 器上应用 研究进 展于温度梯度可以调整,当条件控制合适的时候就可以出现图 3 所示的孔隙率变化趋势,实际上,实验证明这种孔隙变化趋势所获得的致密化效率最高。一个高效的CVI 工艺应尽可能使 dNdt增大、dDdt减小。在致密化过程中,当预制体上表面温度及气体流量固定的时候,某时刻预制体内的沉积速率是一定的,如果密度增加速率过快,造成闭孔孔隙体积最大值增大,一旦闭孔孔隙的最大值高于最终密度所要求的值的时候,将导致最终密度难以达到或后续致密化效率大幅度降低。在工艺试验过程中发现:最初的 20h的沉积所形成的密度分布将决定整个预制体的致密化效率和最终所能达到的最大密度。若经过最初的20h 的沉积后,预制体内密度分布不合理,则无论后期采用何种方法,都不可能得到理想的致密化效率和最终密度,即使达到较高的密度也只能以牺牲致密化效率为代价。3结论(1)采用 LT CVI 工艺可以获得较高的致密化效率,但是在 LT CVI 工艺中也不可避免地会因为形成闭孔孔隙而影响致密化效率。(2)对于不同的最终密度要求,评价致密化效率的方法不同,要获得最高的致密化效率就必须使预制体在每一时刻具有合理的密度分布。(3)加入填充剂减小纤维束内孔隙可以提高预制体的致密化效率,但是并非初始密度越高致密化效率就越高,在初始孔隙率分布均匀的前提下,最高致密化效率所对应的初始密度有一最佳值。参考文献 1 侯向辉.C/C复合材料快速CVI致密化技术及模拟研究 D.西安:西北工业大学,1998.2 S M Gupte,J A Tsamopoulos.Densification of Porous M aterialsby Chemical Vapor Infiltration J.J Electrochem Soc,1989,136(2):986995.3 Marinkovic S,Dimitrijevic 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Exposure of Some Epoxy M a-trix Composites on Their T hermal Expansion and MechanicalProperty.NASA N9224844.19 T ennyson R C and M atthews R.T hemal-Vacuum Response ofPolymer Matrix Composites in Space.NASA N9431033.20 Jang Bor Z,Bianchi J,Liu Y M and Chang C P.Space Environ-mental Effects on Polymer Composites:Research Needs andOpportuntties.NASA N9431035.21 George Pete E.Low-Earth Effects on Organic Composite Mate-rials Flown on LDEF.NASA N9431036.22 Grammer Holly l and Wightman James p.Surface Characteriza-tion of LDEFCarbon Fiber/PolymerMatrixComposites.NASA N9523900.23 Harry Dursch and Pete George.Organic Matrix Composite Pro-tective Coatings for Space Applications.NASA N9523914.24 Startsev Oleg V.Structure and Properties of Polymeric Com-posite M aterials During 1501 Days Outer Space Exposure at“Salyut-7”Orbital Station.NASA N9523915.25 ,.,1982,7882.收稿日期:2001-04-02;作者简介:姜利祥(1971-)男,博士研究生,联系地址:哈尔滨工业大学 432 信箱(150006)欢迎订阅 热加工工艺杂志 热加工工艺双月刊,1972 年创刊,国内外公开发行,本刊集铸造、压力加工、焊接、金属材料及热处理等热加工技术与信息为一体,面向科研生产第一线,信息量大,综合性强。读者对象为铸造、锻压、焊接、金属热处理及理化检测行业的管理干部、技术人员和高校师生。本刊为大 16 开本,国内定价为 8 元/本,全年 48 元。各地邮局均可订阅,邮发代号5249,错过订阅机会者,也可随时到本刊编辑部订阅,免收邮寄费。编辑部地址:陕西兴平 44 号信箱邮编:71310246材料工程/2001年 9期