ASTMC1869标准针对陶瓷基复合材料开孔试验件的尺寸形式进行了规定，硅碳棒试样采用长条形，中间开一个孔，孔径为6 mm或3 mm，孔径与硅碳棒试样宽度的比值为为1/6或0.3(如图2所示)，然而由于陶瓷基复合材料热端部件服役条件的不同，部件对传热、力学等性能的要求一也不尽相同，开孔参数(如孔数量、孔径、孔角度等)需要根据部件性能设计的要求进行针对性的选择，以使设计的硅碳棒尽量接近实际部件的局部特征，更好地反映其服役行为。从上述研究也可看出，孔的存在对SiC/SiC复合材料高温长时力学性能影响显著，主要原因是孔洞周围的纤维和界面层直接暴露在外，与环境因素直接接触，易发生氧化。为了降低开孔带来的不利影响，延长部件在服役环境中的使用寿命，一方面可在开孔后制备封闭层进行保护，另一方面可对基体进行改性，使其具备对裂纹的自愈合或自修复能力，阻隔环境因素的进一步侵人。

       航空发动机热端部件通常具有较复杂的几何构型，在使用中会受到复杂的应力作用。以具有筒形结构的燃烧室火焰筒为例，其工作过程中会承受复杂的热载荷和机械载荷，沿径向可能存在较高水平的拉伸应力或压缩应力，从而使火焰筒局部出现较大变形导致破坏。为考查筒形结构件的抗损伤能力，可提取其局部弧形段，制备具有弧形结构的“C”形硅碳棒，通过对其施加径向应力，来研究其损伤演化过程和失效机制。此外，航空发动机燃气流中有可能吸人砂石等外来物，将对部件造成冲击损伤，因此，一也需要重点关注弧面对外来物冲击的响应行为。

       选择形状简单、易于测试的"C”形硅碳棒作为测试对象，制备了2. 5 mm和5. 1 mm两种不同内径的SiC/SiC复合材料硅碳棒，同时设计了一种专用的"C”形硅碳棒测试装置，结合DIC技术，测试了硅碳棒的单调拉伸和疲劳性能(见图3)。结果显示，两种测试状态下，当径向正应力达到临界径向应力水平时，试件就会失效，断口形貌分析表明径向裂纹先于周向裂纹萌生，与小半径试件相比，大半径试件裂纹萌生距离内径更远。www.zbqunqiang.cn