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　　航空发动机涡前温度每提高100℃，推力可增加20%以上。SiC/SiC陶瓷基复合材料在1650℃以下的热端部件不但具有长寿命，而且可显著提升航空发动机推重比。带环障涂层EBC的SiC/SiC（EBC-SiC/SiC）热端部件会遭受外来物碰撞损伤（FOD），损伤后还需要继续承受高温、机械载荷和氧化腐蚀的热-力-氧耦合作用。毫米级（＞1mm）金属颗粒在不同速度单次碰撞EBC-SiC/SiC的损伤及损伤后高温力学服役行为研究尚有不足。中科院SCI力学一区TOP期刊《Engineering Fracture Mechanics》发表了西北工业大学题为“High-velocity impact damage by projectile and tension after impact behavior at 1300℃ for SiC/SiC with Environment Barrier Coating”的论文，西工大航空学院刘斌副研究员（第一作者）与西工大超高温结构复合材料重点实验室刘永胜教授为共同通讯作者。实验关注了直径2mm金属球体在177.5m/s~252.7m/s不同速度下碰撞EBC-SiC/SiC复合材料的损伤及1300℃拉伸剩余强度。通过光学显微镜、SEM和工业CT技术观察分析了不同尺度的碰撞损伤以及高温拉伸损伤扩展与断裂过程。

　　SiC/SiC复合材料选用国产第三代SiC纤维，基体与界面相为CVI工艺， 材料密度为2.5g/cm-3， 孔隙率约10%。环障涂层为Si/Yb2Si2O7/Yb2SiO5，喷涂工艺为大气等离子喷涂技术，厚度约150微米。图2为碰撞后试样正面和背面损伤与碰撞速度的对应关系。当速度低于241m/s时，正面只会出现较金属球体直径略大的涂层剥落。当速度临近241m/s左右时，正面涂层剥落面积急剧增大，背面也出现较大范围的涂层剥落，且SiC/SiC出现了明显凹坑。当速度上升至252.7m/s时，背面涂层脱落面积超过正面。通过μCT扫描可以发现，金属球体碰撞正下方出现损伤之外，还导致了超出球体投影面积的分层损伤，如图3所示。因此，2mm钢球碰撞EBC-SiC/SiC使其正面产生断裂的能量为0.115J/mm2。对于撞击对侧背面涂层剥落的临界值约为0.05J/mm2。

　　图4为撞击后高温拉伸的试样形貌、应力-应变曲线以及屈服应力与断裂应力。SiC/SiC的高温拉伸力学特性受此类撞击载荷非常敏感，表现出屈服应力、应变(σy, εy) 和断裂应力、应变(σb, εb)的显著降低，而且应力较应变更为敏感。

　　将高温拉伸断口在扫描电镜下进行观察发现断口表面有不同程度的附着物，对其进行EDS成份分析发现主要是环障涂层的稀土元素等，符合稀土硅酸盐高温分解的分析

　　。因此，文章发现了有环障涂层的SiC/SiC复合材料在1300℃高温拉伸破坏过程中，最先发生裂纹的断面因附着稀土硅酸盐及其分解物，就此附着程度可以间接分析验证SiC/SiC复合材料在不同尺度下的损伤演化过程，即隧道裂纹→基体裂纹→局部纤维断裂→整体纤维瞬间断裂。

　　当2mm钢球撞击速度低于241m/s时，撞击正面EBC只会出现较钢球直径略大的涂层剥落，高于此速度时，正面涂层剥落面积急剧增大，背面也出现较大范围的涂层剥落，且SiC/SiC出现了明显凹坑。当速度上升至252.7m/s时，背面涂层脱落面积超过正面，且除钢球碰撞正下方SiC/SiC出现损伤之外，还导致了超出球体投影面积的分层损伤。SiC/SiC的高温拉伸力学特性受此类撞击载荷非常敏感，表现为屈服应力、应变和断裂应力、应变的显著降低，而且应力较应变更为敏感。文章还发现EBC及其分解物的在1300℃高温时侵入SiC/SiC复合材料的裂纹表面，可根据其附着程度间接分析验证SiC/SiC复合材料在不同尺度下的损伤演化过程：隧道裂纹→基体裂纹→局部纤维断裂→整体纤维瞬间断裂。作者未来的工作将关注粒径更小的非金属物的常温冲蚀及高温冲蚀损伤以及热力氧服役行为。

　　原标题：《西工大《EFM》：EBC-SiC/SiC碰撞损伤后1300℃拉伸力学行为》

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