本发明专利技术公开了一种固溶体型(La2-xGdx)(Zr2-yCey)O7隔热陶瓷及其制备方法。所述陶瓷的化学组成为(La2-xGdx)(Zr2-yCey)O7，是通过Gd、Ce原子固溶取代La、Zr原子而形成的具有固溶体型晶体结构的陶瓷。本发明专利技术制得的(La2-xGdx)(Zr2-yCey)O7陶瓷材料具有大于90%致密度，200~700MPa的压缩强度，0.97~2.47W/(m·K)的低热导率。按照本发明专利技术提供的制备方法得到的(La2-xGdx)(Zr2-yCey)O7陶瓷具有高致密度、低热导率、良好的力学性能，是满足高超声速飞行器良好隔热性能与可靠力学承载性能的重要陶瓷材料。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及陶瓷材料
，具体而言，涉及一种固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷及其制备方法。
技术介绍
高超声速航空航天飞行器是21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向，随着飞行器飞行速度与航时进一步提高，高超声速飞行器在飞行过程中将遭遇到更为严重的气动加热环境，尤其在飞行器的头部、机翼前缘和尾翼的气动加热最为明显。气动加热使高超声速飞行器表面温度的升高使内部产生很大的温度梯度，必然引起热变形和热应力的产生，当应力超过极限时，飞行器就会造到破坏，增大了飞行器的安全隐患。为了克服气动加热造成的不利影响，在极端热环境和苛刻的负载条件下实现飞行器结构件的安全服役，开发具有高熔点、低热导、高强度、良好耐腐蚀性能的隔热材料是最为可行的方案之一。基于高超声速飞行器的运行环境，陶瓷材料因具有高熔点、低热导率、耐热腐蚀等优点成为最热门的热防护材料。目前，研究最成熟的ZrO2陶瓷具有高熔点、低热导率、高热膨胀系数等优良性能，成为高速飞行器的最主要的工程化用热防护材料。但是，因为纯的ZrO2材料在1170℃会发生晶型转变而引起4~6%的体积变化，在热循环过程中因产生很大的应力集中导致微裂纹的产生，使保护层失效。即使通过晶型稳定剂改性使其具有结构稳定性，但其工作温度上限和较高的高温热导率逐渐不能满足超高速飞行速度下更剧烈的气动加热对材料热防护能力的要求。目前，国内外大力开发不同体系的隔热材料，以加速实现高超声速飞行器的研制。其中稀土锆酸盐、石榴石、碱土金属锆酸盐、六角晶系铝酸镧和磷酸镧等体系是主要新体系隔热材料。稀土锆酸盐材料因具有特殊晶体结构与性能受到广泛关注。通过我们的研究发现，属于稀土锆酸盐陶瓷中的锆酸镧陶瓷熔点高，抗氧化能力强，在达到熔点之前都不会发生相变，为单一的焦绿石结构，表现出非常优良的结构热稳定性。而且，锆酸镧具有复杂的烧绿石型结构能够增强声子散射，从而有效地降低热导率，这种材料较低的热导率使其具有良好的隔热性能。在力学方面，锆酸镧陶瓷具有高硬度、高强度、高弹性模量、耐磨损等一系列优良的力学性能。因此，锆酸镧陶瓷比氧化锆陶瓷具有更好的热防护能力，能够成为超高速飞行器在更好热环境下对隔热材料的要求。通过研究发现，可以通过固溶、取代等方式引入点缺陷的方法进一步降低锆酸镧陶瓷的热导率。当引入原子与本身晶格原子的原子半径和原子量相差越大，就越有利于降低材料的热导率，进一步提升其隔热性能。另外，部分稀土元素固溶时可以有效促进锆酸镧陶瓷的高温烧结致密化过程，使其具有更加均匀的结构、更高的致密度和力学强度。因此，稀土固溶改性是实现低热导率、高力学强度的稀土锆酸盐热防护材料的有效改性方法。通过文献调研发现，以Eu、 Sm、Nd 、Yb等稀土元素进行固溶改性的方法更注重对作为一种锆酸镧涂层材料热导率的影响，对锆酸镧作为一种陶瓷块体材料及其力学性能的研究很少。因此，本专利主要以固溶稀土元素对锆酸镧块体陶瓷进行固溶改性，从热导率和力学强度性能为研究重点，制备出固溶体型(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷。
技术实现思路
本专利技术的目的是突破现有高温隔热材料性能对更加极端温度环境下超高声速航空航天飞行器的限制，提供了一种固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷及其制备方法。固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷的化学式为(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7，其中0.2≤x≤1.0，0.01≤y≤1.0，致密度大于90%，压缩强度为200~700MPa，热导率为0.97~2.47W/(m·K)。固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7致密隔热陶瓷的制备方法的步骤如下：1) 按照(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7组成元素的原子比例，分别称取La(NO3)3·6H2O、Gd(NO3)3·6H2O、Ce(NO3)3·6H2O和ZrOCl2·8H2O，配制成La离子、Gd离子的浓度和与Zr离子、Ce离子的浓度和相等且浓度和为0.1~0.8mol/L的混合溶液，将混合溶液以10~60ml/min的速度滴加到氨水中，滴加结束后继续搅拌0.5~2h后静置陈化12~24h，静置后上清液pH值达到10~13，将沉淀用去离子水洗涤、分离，当上清液pH值为7时，用乙醇洗涤、分离，在80~120℃下干燥12~24h，得到非晶粉末；2）将非晶粉末球磨1~3h，在600~1100℃条件下热处理4h，再球磨3~8h，过150目筛网，加入过筛粉末质量的5~10%的聚乙烯醇溶液造粒，聚乙烯醇溶液中聚乙烯的质量百分比为5%，在低于100℃温度下烘干至聚乙烯醇溶液含量占过筛粉末质量的2~4%，缓慢加压至200~300MPa并保压1~5min，干压成型制得素坯，将素坯在100~200MPa压强下进行冷等静压处理0.5~3min制得(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7陶瓷素坯；3) 将(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7陶瓷素坯以3~10℃/min速率升温至80~120℃保温0.5~1.5h，然后以3~10℃/min速率升温至400~600℃保温1~3h，再以5~10℃/min速率进一步升温至1400~1600℃保温4~10h，最后以5~10℃/min速率冷却至常温，得到固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷。本专利技术与现有技术相比具有的有益效果：采用干压成型-常压烧结制备(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7陶瓷对设备要求低，产品具有大于90%的高致密度，热导率为0.97~2.47W/(m·K)，在一定固溶度范围内其热导率远低于氧化锆陶瓷和纯相锆酸镧陶瓷的热导率， 在高温下具有更好的热防护能力，其压缩强度为200~700MPa，超高声速引起的热环境下能够承载较大负荷。本专利技术提供的本专利技术提供的固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷通过(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7粉末制备、球磨、热处理和球磨筛分等前期处理，结合后续的造粒、干压成型、冷等静压成型和高温烧结工艺，制备了致密(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7陶瓷。所述制备方法简单易行，成本低。制备的(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7陶瓷具有良好的热学、力学性能，能够满足超高速航天航空飞行器在强烈气动加热时对热防护材料隔热性能与力学性能的要求。附图说明图1为固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷的制备方法的的工艺流程图；图2为本专利技术的实施例4中提供的将非晶粉末经过800℃热处理后得到陶瓷粉末的SEM图；图3为本专利技术的实施例4、5、8、9中制备陶瓷样品的XRD图谱；图4a为本专利技术的实施例4制备陶瓷样品的断面SEM图谱；图4b为本专利技术的实施例5制备陶瓷样品的断面SEM图谱；图4c为本专利技术的实施例6制备陶瓷样品的断面SEM图谱；图4d为本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种固溶体型?(La2?xGdx)?(Zr2?yCey)O7隔热陶瓷，其特征在于，隔热陶瓷的化学式为(La2?xGdx)?(Zr2?yCey)O7，其中0.2≤x≤1.0，0.01≤y≤1.0，致密度大于90%，压缩强度为200~700MPa，热导率为0.97~2.47W/(m·K)。
【技术特征摘要】
1. 一种固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7隔热陶瓷，其特征在于，隔热陶瓷的化学式为(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7，其中0.2≤x≤1.0，0.01≤y≤1.0，致密度大于90%，压缩强度为200~700MPa，热导率为0.97~2.47W/(m·K)。
2.一种如权利要求1所述的固溶体型 (La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7致密隔热陶瓷的制备方法，其特征在于，它的步骤如下：
1) 按照(La2-xGdx) (Zr2-yCey)O7组成元素的原子比例，分别称取La(NO3)3·6H2O、Gd(NO3)3·6H2O、Ce(NO3)3·6H2O和ZrOCl2·8H2O，配制成La离子、Gd离子的浓度和与Zr离子、Ce离子的浓度和相等且浓度和为0.1~0.8mol/L的混合溶液，将混合溶液以10~60ml/min的速度滴加到氨水中，滴加结束后继续搅拌0.5~2h后静置陈化12~24h，静置后上清液pH值达到10~13，将沉淀用去离子水洗涤、分离，当上清液pH值...
【专利技术属性】
技术研发人员：洪樟连，刘毅，李翔翔，冯斌，刘畅，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。