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与传统钛合金相比,SiC_f/Ti基复合材料具有更高的比强度和比模量,在未来航空航天发动机结构件中有广阔的应用前景。为确保SiC_f/Ti基复合材料结构件服役期内的可靠性,必须评价其变动载荷下的疲劳行为。前期对SiC_f/Ti基复合材料疲劳行为研究局限于SCS或Sigma系列的SiC_f/Ti基复合材料。然而,对国产SiC_f/Ti基复合材料疲劳行为研究未见报道。为探寻提高SiC_f/Ti基复合材料疲劳性能的潜在途径,本论文采用纤维涂层并结合热处理工艺对SiC_f/Ti基复合材料纤维/基体界面进行改性处理,研究界面特性对Si Cf/Ti基复合材料疲劳行为的影响。本文以Ti-6Al-4V合金为基体,分别选用C和C/Mo 2种涂层SiC纤维为增强体。采用箔-纤维-箔法、真空热压以及750°C真空热处理(36 h和100 h)工艺制备了6种不同界面特性的SiC_f/C/Ti-6Al-4V和SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料。采用SEM、EDS分析技术和纤维Push-out试验对复合材料界面特性进行了表征。研究了界面特性对复合材料静拉伸性能、疲劳寿命及疲劳裂纹扩展速率的影响。采用疲劳中止试验并结合SEM分析技术研究了复合材料疲劳损伤萌生及损伤演化过程,阐明了界面特性对复合材料疲劳裂纹扩展行为的影响规律。SEM和EDS界面分析表明,制备态SiC_f/C/Ti-6Al-4V和SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料界面区域分别为SiC︱C涂层︱TiC︱Ti-6Al-4V和SiC︱C涂层︱Mo涂层︱TiC︱αp+β︱Ti-6Al-4V。随着热处理时间延长,SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料界面区域TiC层显著增厚,局部形成显微孔隙,而SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料Mo涂层及其影响区不断β化,导致750°C/100 h热处理后其界面区域演化为SiC︱C涂层︱TiC︱β︱αp+β︱Ti-6Al-4V。复合材料热处理时Mo涂层消耗速率大于C涂层的消耗速率。引入Mo涂层不仅可降低复合材料中C涂层的消耗速率,而且避免复合材料热处理时SiC纤维原位强度下降。纤维Push-out试验结果显示,制备态SiC_f/C/Ti-6Al-4V和SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料界面剪切强度分别为115.7 MPa和129.3 MPa。随着热处理时间延长,SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料界面剪切强度急剧增大,而SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料界面剪切强度则略有增大。室温拉伸试验结果显示,制备态和热处理态SiC_f/C/Ti-6Al-4V和SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料的杨氏模量均基本相同。SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料的抗拉强度和延伸率均高于同样处理态的SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料。随着热处理时间延长,SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料的抗拉强度和延伸率均逐渐减低;而SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料的抗拉强度和延伸率则略有提高。断口分析表明,复合材料疲劳断口由疲劳裂纹萌生与亚稳态扩展区和疲劳瞬断区组成。随着循环应力增大,疲劳裂纹萌生与亚稳态扩展区逐渐减少,疲劳瞬断区则逐渐增大。疲劳裂纹主要萌生于试样机加工棱边受损纤维或微观缺口处,复合材料内部纤维/基体界面和纤维搭接处也会萌生疲劳裂纹。疲劳试验结果显示,制备态SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料疲劳寿命随循环应力增大几乎呈线性降低。在中高疲劳寿命区,其S-N关系曲线的数学模型为:Smax/μ=1.375-0.151×lgNf。无论是较高循环应力(Smax=900 MPa)还是低循环应力(Smax=600 MPa),随着热处理时间延长,SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材的疲劳寿命急剧降低,而SiC_f/C/Mo/Ti-6Al-4V复合材料疲劳寿命则逐渐提高。制备态SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料的疲劳损伤模式及损伤演化过程与循环应力水平密切相关。高循环应力(Smax=1000 MPa)时,纤维开裂是疲劳损伤萌生主要模式。纤维开裂后,纤维裂纹以及断裂纤维附近的基体裂纹开始联接并形成宏观扩展性疲劳裂纹。中等循环应力(Smax=800 MPa)时,基体裂纹萌生与扩展则是主要疲劳损伤模式。萌生于试样机加工棱边缺口或纤维/基体界面反应层的基体疲劳裂纹几乎沿着垂直于加载方向扩展,同时出现裂纹偏转和纤维桥接基体裂纹现象。低循环应力(Smax=600 MPa)时,即使加载106周次后也仅在部分C涂层内部和C涂层与界面反应层之间产生了界面脱粘现象。复合材料的疲劳裂纹扩展行为与纤维/基体界面特性密切相关。750°C/100 h热处理态SiC_f/C/Ti-6Al-4V复合材料由于其极高的界面结合强度、厚的脆性TiC反应层以及低的纤维原位强度致使未出现纤维桥接基体疲劳裂纹甚至疲劳裂纹偏转现象;而其它状态复合材料在疲劳裂纹扩展过程中均发生了明显的疲劳裂纹偏转和纤维桥接基体疲劳裂纹现象。相对C单涂层而言,引入C/Mo双涂层并结合750°C热处理能有效提高SiC纤维增强Ti-6Al-4V复合材料的抗拉强度、延伸率、疲劳寿命以及疲劳裂纹扩展抗力。