制動過程中熱應力對C/C復合材料磨損表面形貌的影響

徐惠娟，易茂中，熊 翔，黃伯云，梁月明，郭 瑞

(中南大學 粉末冶金國家重點實驗室, 長沙 410083)

制動過程中熱應力對C/C復合材料磨損表面形貌的影響

徐惠娟，易茂中，熊 翔，黃伯云，梁月明，郭 瑞

(中南大學 粉末冶金國家重點實驗室, 長沙 410083)

以炭纖維針刺整體氈為預制體，經化學氣相滲透和樹脂浸漬增密方式得到C/C復合材料。采用有限元分析軟件，模擬飛機在正常著陸條件下，剎車盤在制動過程中的熱應力分布，并研究熱應力對C/C復合材料磨損表面形貌的影響。結果表明：熱應力是由于摩擦熱的不均勻分布引起的。在摩擦表面外徑處溫度較高，產生的熱應力較大，最大值約為3.15 MPa；而在靠近內徑處溫度較低，熱應力較小，約為1.78 MPa。內、外徑處熱應力的差異導致磨損表面具有兩種不同的組織形貌；靠近外徑處的磨損表面比較粗糙，摩擦膜不完整，顏色暗淡，為“暗帶”的組織形貌，摩擦性能較差；而靠近內徑處的磨損表面光滑，摩擦膜連續穩定，顏色明亮，為“亮帶”的組織形貌，摩擦性能較好。

C/C復合材料；有限元；熱應力；磨損表面

C/C復合材料由于具有耐高溫、熱膨脹系數小、導熱性能優良、強度高、摩擦性能良好以及磨損較低等優點，已廣泛應用于航空航天及軍事領域[1?2]。作為飛機剎車材料，C/C復合材料與鋼相比具有密度低和熱物理、力學性能良好等優點，它的密度僅為1.7～1.9 g/cm3，為鋼的1/4～1/5，可以使飛機質量減少幾百公斤；它不僅制動性能優良，而且使用壽命是金屬剎車盤的數倍，是當今最理想的飛機剎車材料[3?4]。

C/C復合材料的摩擦磨損性能不僅與基體炭的種類、纖維取向、纖維的體積分數及能載水平有關，還與摩擦表面的溫度及熱應力等因素有關[5?9]。不同結構的基體炭表現出不同的摩擦磨損特性，粗糙層熱解炭具有較好的摩擦性能，高能下摩擦因數衰減小；在摩擦表面不同取向的纖維會形成不同的摩擦層，產生不同的磨損率，當纖維體積分數超過30%時，磨損量顯著增加；粗糙層熱解炭結構的C/C復合材料在制動過程中產生的磨屑尺寸隨著能載水平的增加急劇減小，在不同的能載水平下，其摩擦磨損特性不同。總之，影響C/C復合材料摩擦磨損性能的因素很多，有材質本身的因素，也有試驗條件的影響。

制動盤在制動過程中將動能轉化成熱能，摩擦表面的溫度從室溫迅速上升到幾百甚至上千度[10]。這個迅速升溫的過程通常會對摩擦性能產生兩方面的影響：一方面是使吸附在摩擦表面的水氣、氧等解吸附，摩擦因數升高；另一方面是摩擦表面溫度的升高會增加磨屑層的變形能力，更高的溫度還會引起碳結構的削弱，導致更多的磨屑產生，使摩擦因數降低[11]。在高速制動條件下即當制動能量較高時，磨損表面會出現亮帶及暗帶光學組織。這是摩擦熱分布不均勻及表面熱應力不等引起的[9]，由于在實驗中很難測定制動盤的熱應力，其對C/C復合材料摩擦磨損性能的影響不能通過實驗來驗證。本文作者通過采用有限元軟件模擬計算實驗室試環在制動過程中的瞬態溫度場和熱應力場的變化，分析溫度對熱應力場的影響以及熱應力對C/C復合材料磨損表面形貌的影響，并研究其形成不同磨損表面形貌的機理。

1 實驗

1.1 樣件制備

以炭纖維針刺整體氈為預制體，經化學氣相滲透和樹脂浸漬增密，其基體炭為粗糙層結構的熱解炭和樹脂炭，最終經過2 000 ℃熱處理，樣件的密度為1.87 g/cm3。

1.2 熱物性能測定

將制得的C/C復合材料加工成d 14 mm×30 mm的樣件，采用銅卡計混合法在ZBY?800型中溫比熱儀上進行室溫到800 ℃比熱容的測試。將制得的C/C復合材料分別沿平行和垂直炭纖維疊層方向加工成d 10 mm×4 mm的樣件，采用激光閃光法，在JR?3型熱物性測定儀上測定樣件室溫到800 ℃的軸向和徑向熱擴散率α，根據比熱容和熱擴散率計算導熱系數。

熱膨脹系數的測量使用日本理學公司生產的TAS 100型熱分析儀。測量樣件的尺寸為3 mm×4 mm×20 mm，測量過程中以氬氣作為保護氣體，測量溫度從室溫到800 ℃，升溫速率為3 ℃/min。

1.3 摩擦磨損性能測試

本實驗采用縮比樣件模擬飛機在正常著陸條件下的能載水平，在MM?1000摩擦試驗機上采用摩擦熱沖擊方法進行環?環制動實驗。樣件的長纖維排布方向平行于摩擦表面，實驗開始之前，將樣件在磨床上磨平，確保動、靜環摩擦面的平行度達到要求。樣件的幾何形狀為外徑75 mm，內徑45 mm，厚17.5 mm的圓環。實驗參數為：壓力0.6 MPa，線速度25 m/s，慣量0.3 kg·m2。多次重復進行制動實驗直至摩擦因數穩定為止，在實驗過程中記錄制動力矩和摩擦因數曲線。

1.4 摩擦表面形貌觀察

制動實驗結束后，用數碼相機拍攝磨損表面形貌的宏觀照片，在JSM?5600LV型掃描電子顯微鏡下觀察樣件磨損表面的微觀形貌，并采用KH?7700三維視頻顯微鏡觀察樣件磨損表面的三維形貌。

2 溫度場、熱應力場的模擬仿真

2.1 有限元模型

考慮到制動試環的結構對稱性，取半個試環進行分析，并進行簡化處理。采用耦合單元SOLID5建立模型，劃分網格，進行熱?應力耦合分析，得到有限元模型如圖1所示。模型的內徑為45 mm、外徑為75 mm，厚度為17.5 mm。

2.2 熱傳導方程

根據傳熱學理論，對于無內熱源的各向異性材料，熱傳導方程如下[12]：

式中：T為溫度；t為熱傳導時間；ρ為材料密度；c為材料比熱容；kx、ky、kz分別為材料在x、y、z方向的熱導率。

圖1 樣件的三維有限元模型Fig.1 Three-dimensional finite element model of sample

2.3 位移約束

位移約束又稱DOF約束，是對模型在空間的自由度的約束。本實驗中由于樣件原本是一個完整的圓環，為了計算方便，模擬時只取半個圓環。為了保證試環所對稱半圓環計算的準確性，需約束其縱截面處的自由度，取uy=0，即限制物體在垂直于兩個縱截面方向上的位移，如圖2所示。

圖2 樣件施加的位移約束Fig.2 Displacement constraint on sample

2.4 熱應力的計算

物體A和B相對摩擦滑動時產生的摩擦熱以及摩擦體內部的熱傳導使物體各部分溫度發生變化，物體由于熱變形將產生線應變α(T?T0)，其中：α為物體材料的熱膨脹系數；T為彈性體內任一點現時的溫度；T0為初始溫度。由于物體受到約束且各部分的溫度變化不均勻，物體的熱變形不能自由進行，在物體中產生應力。物體由于溫度變化引起的應力稱為“熱應力”[13]。當彈性物體的溫度場已經求得時，就可以進一步求出彈性體各部分的熱應力。熱應力的計算公式為

式中：σ為熱應力，MPa；α為熱膨脹系數；E為彈性模量，GPa；T0為初始溫度，℃；T為某時刻溫度，℃。

3 結果與討論

3.1 樣件的熱物性能

圖3 比熱容隨溫度的變化曲線Fig.3 Curve of specific heat capacity vs temperature

圖4 導熱系數隨溫度變化曲線Fig.4 Curves of thermal conductivity coefficient vs temperature

圖5 熱膨脹系數隨溫度變化曲線Fig.5 Curves of thermal expansion coefficient vs temperature

圖3～5所示分別為樣件的熱物性能測試結果。由圖3可知，C/C復合材料的比熱容隨著溫度升高而增大。圖4所示為樣件在徑向和軸向的導熱系數，由圖4可知，樣件徑向的導熱系數大于軸向的導熱系數，這是因為平行方向炭纖維取向占優勢，而炭纖維是導熱的主要因素[14]；且無論在徑向還是軸向，隨著溫度的升高，樣件的導熱系數先增大，在200 ℃達到最大值，隨后逐漸減小。LUO等[15]對C/C復合材料在900℃以下導熱系數與溫度的關系進行研究后發現：對于組織結構好、結晶度高的樣件，隨著溫度的升高，熱導率逐漸降低；而對于結晶度低的樣件，熱導率則變化平緩；結晶度介于兩者之間的樣件，導熱系數先有一個升高的階段，到達一定值后逐漸降低。本實驗的樣件是以粗糙層熱解炭為主，添加少量低織構樹脂炭，其結晶度介于高織構和低織構之間，所以導熱系數先升高，到達一定值后逐漸降低。圖5所示為材料的熱膨脹系數隨溫度的變化曲線。由圖5可知，C/C復合材料的熱膨脹系數很小，隨著溫度升高，材料的熱膨脹系數逐漸增大，且軸向熱膨脹系數大于徑向熱膨脹系數, 這主要是由于材料的熱膨脹性能與其晶體大小的關系不大，而受晶體方向的影響較大[16]。

3.2 溫度場和熱應力場的計算

圖6所示為樣件在制動過程中的最高熱應力分布云圖和對應的溫度場分布云圖。從圖6(a)可以看出：樣件在徑向和軸向均存在熱應力梯度，徑向的熱應力梯度小于軸向的熱應力梯度，摩擦表面的熱應力最大，且摩擦表面從內徑到外徑方向，熱應力增加顯著，摩擦表面內徑處的熱應力最小，為1.78 MPa；摩擦表面外徑處的熱應力最大，為3.15 MPa，發生時間為制動開始后的第2.1 s。當熱應力達到最大值時，相應的溫度場分布云圖如圖6(b)所示。由圖6(b)可見，樣件在徑向和軸向均存在明顯的溫度梯度，軸向的溫度梯度比徑向的溫度梯度大，摩擦表面外徑處的溫度最高，其對應處的熱應力也最大。

圖6 樣件在制動過程中的最高熱應力分布云圖和對應的溫度場分布云圖Fig.6 Highest thermal stress field (a) and corresponding temperature field (b) distribution of sample during braking

圖7所示為樣件在軸向和徑向熱應力隨時間的變化曲線。圖7(a)所示為樣件中徑處軸向熱應力隨時間的變化曲線。由圖7(a)可知，在制動初始階段，摩擦表面的熱應力迅速上升，在2 s左右達到最大值，隨后快速下降，下降速度高于其他3個位置的熱應力下降速度；距摩擦表面不同厚度處的熱應力隨時間的變化相近，熱應力均隨著制動過程的進行緩慢上升，在4～5 s時達到最大值，之后緩慢下降，其最大值遠小于摩擦表面熱應力的最大值，摩擦表面的熱應力與樣件內部的熱應力相差很大，而樣件內部不同厚度處的熱應力差別較小。圖7(b)所示為樣件摩擦表面內、中及外徑處的熱應力隨時間的變化曲線。由圖7(b)可知：3個位置處的熱應力均在制動初始階段快速上升，在2 s左右達到最大值，隨后快速下降；內、中及外徑處的熱應力變化趨勢相近，外徑處的熱應力最大、內徑處的最小，內、中及外徑處的熱應力梯度比軸向熱應力梯度小，這主要與摩擦表面的內、中及外徑處的溫度梯度、熱膨脹量及約束較小有關。

3.3 磨損表面形貌特征

圖7 樣件在不同方向熱應力隨時間的變化Fig.7 Variation of thermal stress in different directions with time: (a) Axial direction; (b) Radial direction

在模擬飛機正常著陸條件的制動過程中，樣件磨損表面形成了兩種不同的形貌，如圖8所示。由圖8可看出，在靠近內徑處磨損表面比較光滑，由于鏡面反射顏色明亮，為灰白色，稱為“亮帶”；而靠近外徑處磨損表面則比較粗糙，發生漫反射而顏色暗淡，稱為“暗帶”。在亮帶區形成了比較完整的摩擦膜；暗帶區凹凸不平，沒有形成摩擦膜或者摩擦膜被破壞，這主要是由于樣件在制動過程中溫度分布不均勻及接觸面熱膨脹不等引起的。

圖9所示為樣件磨損表面亮帶和暗帶處的SEM像。由圖9可以看出：磨損表面的亮帶處形成了一層比較完整、連續、致密及較薄的摩擦膜，整個表面比較光滑；而磨損表面的暗帶處凹凸不平，沒有完整的摩擦膜形成，磨屑在表面堆積變形后形成了粗糙、較厚及松散的磨屑層。圖10所示為磨損表面的亮帶和暗帶部位的3D形貌圖。由圖10可見，磨損表面的亮帶部位平整光滑，暗帶部位高低起伏不平。亮帶部位的磨損表面的高度差約為2.0 μm；暗帶部位的磨損表面的高度差較大，約為3.9 μm，是亮帶部位磨損表面高度差的近1倍。

圖8 樣件磨損表面的宏觀形貌Fig.8 Macroscopical morphology of worn surface of sample

圖9 樣件磨損表面亮帶和暗帶處的SEM像Fig.9 SEM images of bright (a) and dark (b) bands on worn surface of sample

樣件在制動過程中外徑處的線速度大于內徑處的線速度，外徑處產生的熱流密度大于內徑處產生的熱流密度。同時，由于制動時間短，外徑處溫度迅速升高，且溫度升高速度遠大于熱量傳遞速度，從而在徑向和軸向產生了較大的溫度梯度，使溫度高的區域向溫度低的區域膨脹。但由于受到約束而不能自由進行，因此，在溫度高的區域產生壓應力，樣件外徑處的接觸應力較大，容易破壞由磨屑被壓制而形成的連續的摩擦膜，從而無法形成光滑連續的摩擦膜，在外徑處形成形貌為顆粒狀且比較粗糙的暗帶，此時的摩擦磨損機制類似于磨粒磨損，磨損較大；在內徑處的溫度較低，熱應力較小，不容易破壞由磨屑形成的連續的摩擦膜，磨損較小，較容易形成完整的摩擦膜而呈光滑的亮帶形貌。

圖10 磨損表面亮帶和暗帶部位的3D形貌Fig.10 3D morphologies of surface of bright (a) and dark (b) bands on worn surface of sample

4 結論

1) C/C復合材料樣件在徑向和軸向均存在熱應力梯度，徑向熱應力梯度小于軸向熱應力梯度，摩擦表面的熱應力最大，且摩擦表面從內徑到外徑方向，熱應力顯著增大，摩擦表面內徑處的熱應力最小，為1.78 MPa，摩擦表面外徑處的熱應力最大，為3.15 MPa。

2) 正常著陸條件試驗后，C/C復合材料樣件在其磨損表面形成了兩種不同的組織形貌：在靠近外徑處，磨損表面形成了粗糙的暗帶；而在靠近內徑處，磨損表面形成了光滑的亮帶。

3) 研究表明：在制動過程中的熱應力分布對磨損表面的形貌有直接影響，磨損表面外徑處高的熱應力導致較厚、松散磨屑層暗帶形貌的形成；而磨損表面內徑處形成的致密、較薄的摩擦膜亮帶形貌與內徑處較小的熱應力有關。

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(編輯 陳衛萍)

Effect of thermal stress on worn surface morphology of C/C composites during braking

XU Hui-juan, YI Mao-zhong, XIONG Xiang, HUANG Bai-yun, LIANG Yue-ming, GUO Rui
(State Key Laboratory of Powder Metallurgy, Central South University, Changsha 410083, China)

The thermal stress field of C/C composites with needled carbon fiber perform densified by chemical vapor infiltration and impregnating resin was simulated by finite element method in simulating normal landing. And the effect of thermal stress on the worn surface morphology was investigated. The results show that the thermal stress is caused by the existence of the non-uniform frictional heat on the contact surface. The temperature and thermal stress near the outer diameter of the friction surface are higher than those near the inner diameter. The maximum thermal stress near the outer diameter is 3.15 MPa and the thermal stress near the inner diameter is 1.78 MPa. Two different worn surface appearances can be observed on the sample because of the thermal stress distribution. The higher thermal stress near the outer diameter induces the rough and dull surface morphology named ‘dark band’, which has worse friction property. While the thermal stress near the inner diameter is lower, the surface is smooth and allows the maintenance of uniform and bright friction film named ‘bright band’, which has better friction property.

C/C composites; finite element; thermal stress; worn surface

TB 332

A

1004-0609(2011)01-0131-07

國家重點基礎研究發展計劃資助項目(2006CB600906); 國家高技術研究發展計劃資助項目(2009AA034301)

2010-08-02；

2010-09-29

徐惠娟，副研究員；電話：0731-88836929；E–mail: xuhj1@126.com