[发明专利]一种高长径比棒状预制体及其制备方法

说明书

本发明公开了一种高长径比棒状预制体及其制备方法，解决基于现有预制体的陶瓷基复合材料螺栓螺纹牙内纤维增强体非均匀分布的问题。首先将纤维预制体设计为芯体结构和包层结构。然后确定包层和芯体的纤维束数量，将单向纤维束均匀分布形成集束结构，并采用熔融玻璃丝按螺旋方向捆绑，形成单向纤维集束的芯体结构。之后采用编织方法在其表面编织纤维束包层，使得芯体单向纤维集束预制体受到包层编织预制体的压应力。最后细熔融玻璃丝缝合芯体和包层预制体，形成棒状预制体。本发明制备的新型高长径比棒状预制体结构，可实现螺纹牙内纤维增强体均匀分布，有助于包层螺纹牙具有更优异强韧性，芯体单向纤维束充分发挥纤维强韧性。

技术领域

本发明涉及一种陶瓷基复合材料紧固件用棒状预制体制备方法，特别涉及一种具有全局载荷共享机制的高长径比棒状预制体及其制备方法。

背景技术

陶瓷基复合材料具有耐高温、低密度、高强韧性、伪塑性力学行为、缺口不敏感性和不发生灾难性损毁等优异性能，是国际公认的新型热结构材料，在航空发动机和航天热结构领域广泛应用。随新一代航空发动机和高性能可重复使用航天飞行器的发展，采用陶瓷基复合材料研制大型薄壁复杂热结构件成为未来高性能装备应用的主要形式，如火焰筒、涡轮外环、涡轮导叶、隔热屏、火焰稳定器、中心锥、密封片/调节片和内锥体等发动机热结构件，以及襟翼、舵、头锥、机翼前缘等航天飞行器热结构件。这些热结构件通常采用积木式设计方法，通过组装集成制造技术完成构件制造。由于组装集成区域通常为应力集中区，这对起连接作用的陶瓷基复合材料紧固件提出了高强韧性要求。

作为结构标准件，陶瓷基复合材料紧固件通常采用C/SiC或SiC/SiC复合材料制备，主要功能是连接、固定、支撑和传递载荷。由于陶瓷基复合材料的剪切强度通常为其拉伸强度的三分之一左右，导致目前研制的陶瓷基复合材料紧固件剪切强度低于陶瓷基复合材料孔周挤压强度，易发生紧固件剪切断裂失效或螺纹牙断齿失效，因此陶瓷基复合材料零部件的集成组装成为关键工序。发展高性能陶瓷基复合材料紧固件成为急迫需求。

陶瓷基复合材料紧固件的力学性能与其纤维预制体结构有关。目前采用二维叠层预制体或三维针刺预制体研制陶瓷基复合材料紧固件是当前主流的方法。

如，中国发明专利CN 105835455 A公开了一种二维碳/硅-碳化硅复合材料销钉制备方法。该方法公开的销钉预制体是一种二维(2D)叠层碳纤维布，采用石墨平板将2D预制体夹持和定型，CVI工艺制备界面层，RMI工艺制备SiC陶瓷基体；加工时将毛坯平板切割成方形长条，然后磨圆成柱状，最后切割成销钉成品。

再如，中国发明专利CN 101265935A公开了一种0/90正铺层和±θ斜铺层交替叠层二维碳/碳化硅复合材料螺栓制备方法。该方法公开的螺栓预制体是一种二维(2D)叠层碳纤维布，采用石墨平板将2D预制体夹持和定型，CVI工艺制备界面层，CVI结合PIP工艺制备SiC陶瓷基体；加工时将毛坯平板切割成方形长条，采用金刚石磨轮攻丝加工螺纹。

再如，文献“郝秉磊等，C/SiC陶瓷基复合材料螺栓连接件的振动响应特性及防松性能，复合材料学报，2014，31(3):653-660”公开了一种三维针刺C/SiC双头螺栓紧固件的制备方法。该方法公开的螺栓预制体是一种0°和90°无纬布交替叠层，0/90叠层布之间为碳毡布，该叠层预制体经穿刺缝合形成三维针刺预制体(3DN)。采用石墨平板将3DN预制体夹持和定型，CVI工艺制备界面层，CVI结合RMI工艺制备SiC陶瓷基体。