新型轻质超高尺寸稳定性碳/碳蜂窝结构的集成设计与热行为分析

《JOURNAL OF INTERACTIVE MARKETING》：Integrated design and thermal behavior analysis of novel lightweight ultrahigh-dimension-stability C/C Honeycomb structure

超轻碳/碳蜂窝结构通过优化粘接层厚度和蜂窝芯几何参数，实现近零热膨胀系数（-9.76×10??/K）和低热导率（0.05 W/(m·K)），结合数字图像相关和X射线显微CT技术揭示其抗压缩失效机理，为航空航天热防护系统提供轻量化、高承载及隔热一体解决方案。

　　

张一团|严涵|张一军|张泽毅|齐文辉|史文通|雷宇|张中伟

北京工业大学先进结构技术研究所，北京，10007，中国

摘要

在多功能复合材料的研究中，如何在轻量化、高承载能力、隔热性能和接近零的热膨胀之间取得平衡仍然是一个重大挑战。受天然蜂窝结构的启发，本研究开发了一种超轻量（<0.2?g/cm³）的碳/碳（C/C）蜂窝结构。首先，通过策略性地调整夹层结构中的粘合层厚度，实现了接近零的热膨胀系数（CTE）-9.76?×?10^?8/K，这归因于热膨胀补偿效应，该效应缓解了C/C面层与蜂窝芯之间的热膨胀不匹配问题。随后，通过优化蜂窝单元的尺寸和高度，将热导率有效降低到60?°C时的0.05?W/(m·K)；定制的空心六边形结构延长了热传递路径并困住了静止空气，从而抑制了热传导。最后，采用数字图像相关（DIC）技术结合X射线计算机断层扫描（CT）和数字体积相关（DVC）计算，系统地揭示了微观变形场的演变，并阐明了在面外压缩载荷下的内在失效机制。这种具有空心六边形结构和增强蜂窝壁的C/C蜂窝结构集成了高面外压缩强度、优异的隔热性能和接近零的热膨胀，显示出在需要集成轻量化、承载能力和热管理的航空航天热防护系统中的巨大潜力。

引言

为满足航空航天和精密工程等领域对热管理材料的极端需求，开发出同时具备零热膨胀（ZTE）、低热导率和高承载能力的材料已成为关键研究方向[1]。这类材料不仅要在热波动下确保结构部件保持接近零的热膨胀，还必须具备隔热和承载能力，从而提高系统的尺寸稳定性、可靠性和能源效率。

目前的零热膨胀材料大致可分为三类。第一类是内在ZTE材料，如某些合金和钙钛矿，它们在原子/晶体结构层面表现出ZTE特性。然而，这些材料往往存在制造困难、成本高昂、脆性大或ZTE温度范围狭窄的问题[2,3]。第二类是结构ZTE材料，通过巧妙的几何设计（如双材料梁或手性晶格结构）实现ZTE[[4], [5], [6]]。然而，这些材料通常机械强度较低且可加工性较差[7]。第三类主要是复合ZTE材料，通过结合具有负热膨胀特性的材料和具有正热膨胀特性的材料人工制造[[8], [9], [10]]。例如，Fan[11]利用了M55J纤维的负膨胀特性和SiC基体的正膨胀效应，以及PyC相的调节作用，在M55J纤维增强C/SiC复合材料中实现了低至0.34?×?10^?6/K的CTE。同样，Dang[12]使用M55J纤维作为增强材料，并通过交替化学气相渗透（CVI）沉积了具有正膨胀系数的(SiC-Si₃N₄)₅基体，使得复合材料的绝对CTE值降至0.10?×?10^?6/K。陶瓷基复合材料（CMCs）不仅具有低热膨胀特性，还表现出高承载能力。然而，CMCs的一个显著缺点是密度相对较高[13,14]。这一特性与现代设备对轻量化的迫切需求形成鲜明对比，使得CMCs难以同时满足轻量化设计、接近零的热膨胀和结构承载的要求。因此，开发一种能够协同优化轻量化、接近零的热膨胀、低热导率和高承载能力的新型材料架构已成为一个亟待解决的科学和工程挑战。

蜂窝结构材料是一种受生物启发的工程材料，其核心特点是模仿天然蜂窝的六边形晶格配置，从而实现低密度、高比强度和高比刚度等特性。目前，常见的蜂窝结构主要包括金属蜂窝、Nomex蜂窝和树脂基蜂窝。金属和Nomex蜂窝的机械性能较差，而树脂基蜂窝则存在吸湿和气体排放导致的质量下降问题，难以实现接近零的热膨胀。这些限制限制了它们在高精度卫星组件中的应用[[15], [16], [17]]。为了解决上述挑战，本研究创新性地提出并制备了一种碳/碳蜂窝结构，将蜂窝结构的轻量化特性与碳/碳复合材料的熱稳定性相结合。在轻量化特性、机械性能和熱稳定性之间存在显著的权衡，迫切需要协同优化设计。目前，关于实现面层与芯层之间热性能匹配（如接近零的热膨胀）的研究在国内和国际上都尚未深入探索。此外，C/C蜂窝夹层结构的失效模式和损伤机制也需要进一步研究。本研究采用多尺度设计策略来调整面层和粘合层的CTE。通过策略性地控制粘合层厚度，实现了接近零的平面内CTE -9.76?×?10^?8/K。此外，通过对蜂窝芯的几何优化，有效降低了热导率，在60?°C时降至0.05?W/(m·K)。通过结合DIC和CT等原位技术，全面揭示了面外压缩下的失效机制，主要是屈曲和V形剪切带的形成。这项工作提供了一种突破性的材料架构，能够同时满足下一代航空航天系统对轻量化设计、尺寸稳定性、隔热性能和承载能力的严格要求。

部分摘录

C/C蜂窝复合材料的制备

C/C蜂窝的制备过程如图1所示。通过互锁编织方法，使用T300-3K高强度碳纤维编织成蜂窝预制件。经纱由T300-3K高强度碳纤维制成，经密度为7根/厘米；纬纱由T300-1K高强度碳纤维制成，纬密度为10根/厘米。然后使用模具将这些纤维编织成规则的六边形结构。

零热膨胀设计

C/C蜂窝芯本身具有接近零的热膨胀特性。然而，它难以单独用于承载结构，通常作为夹层结构中的芯层使用，上下层为面层。因此，本研究以夹层结构作为研究对象。面层主要由碳纤维和碳基体组成，通过粘合层与蜂窝芯连接。

结论

受天然蜂窝的启发，本研究开发了一种超轻量（<0.2?g/cm³）的碳/碳（C/C）蜂窝结构。通过定制设计，面层和粘合层的热膨胀系数（CTE）可调。本研究取得了以下成果：(i) C/C面层和粘合剂的基本性能表征；(ii) 实现接近零膨胀的协同设计方法；(iii) 实现接近零的CTE -9.76?×?10^?8

CRediT作者贡献声明

张一团：撰写——初稿。严涵：撰写——审阅与编辑。张一军：数据整理。张泽毅：实验研究。齐文辉：实验研究。史文通：结果验证。雷宇：实验研究。张中伟：指导。

利益冲突声明

作者声明他们没有已知的财务利益或个人关系可能影响本文的研究结果。