航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料及其制备方法技术

一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料及其制备方法，制备方法包括以下步骤：采用连续纤维制备出纤维预制体；在预制体内部纤维表面制备热解碳和SiC纳米线复合界面相，采用真空

【技术实现步骤摘要】
航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料及其制备方法


[0001]本专利技术涉及材料领域，具体地，涉及一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料及其制备方法。

技术介绍

[0002]航空发动机热结构件所用材料需满足耐高温、高强度、高可靠性的要求，而随着航空发动机涡轮前进口温度的提升，传统的高温合金材料难以满足发动机工作要求，此外传统高温合金材料的高密度也进一步限制了航空发动机推重比的提升。与传统的高温合金材料相比，陶瓷基复合材料具有低密度、高强度、耐高温、抗氧化、抗腐蚀等优异性能，采用其替代传统的高温合金制备航空发动机热端构件，可以大幅度降低构件的重量、提高热力循环参数、减少冷却空气量，从而显著提高发动机的推重比和效率。
[0003]目前制备陶瓷基复合材料的工艺方法中，由于制备工艺的缺陷，复合材料内部及外表面会存在固有孔隙，这些固有孔隙会成为裂纹的诱发源，对复合材料的力学性能造成损伤，此外，这些固有孔隙的存在会使得陶瓷基复合材料在高温有氧环境中内部受到氧气的侵蚀，进而引发性能的衰减。在陶瓷基复合材料受载过程中，裂纹仅在基体与界面、界面与纤维的交界处发生偏转，其能量损耗机制较少，在一定程度上也制约了陶瓷基复合材料性能的进一步提升。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的在于提供一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，以减少复合材料内部的固有孔隙，实现复合材料的抗氧化性能/力学性能的一体化提升。
[0005]本专利技术的目的还在于提供用上述方法制得的航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料。
[0006]技术方案为：
[0007]一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，包括以下步骤：
[0008]步骤1：采用连续纤维作为增韧相制备出纤维预制体；所述预制体结构为三维编织、铺层缝合、细编穿刺以及2.5D结构中的任意一种，所述纤维预制体中纤维体积含量为30～45％，其余部分为孔隙；
[0009]步骤2：采用化学气相沉积工艺在步骤1所述的纤维预制体中纤维表面沉积获得热解碳和SiC纳米线复合界面得到一级坯体；
[0010]步骤3：采用真空
‑
加压浸渍和裂解工艺对步骤2所得的一级坯体进行致密化，得到二级坯体，二级坯体密度为1.3～1.5g/cm3；
[0011]步骤4：采用化学气相渗积工艺对步骤3所得的二级坯体进行基体填充，制备SiC基体层，二级坯体填充SiC基体至整体密度达到1.7～1.8g/cm3后，进行预氧化得到三级坯体；
[0012]步骤5：在三级坯体内部采用化学气相渗积工艺引入热解碳层，至引入热解碳层的
坯体密度达到1.9～2.0g/cm3后，通过催化剂辅助沉积法引入碳纳米线，得到四级坯体；
[0013]步骤6：通过熔融渗硅法在四级坯体表面制备SiC封孔涂层。
[0014]步骤2中，热解碳界面的制备方法为：
[0015]将步骤1中的纤维预制体置于沉积设备中，以丙烷作为沉积气体、氮气作为稀释气体进行沉积，沉积温度为700～1000℃，沉积时间为1～5h，沉积压力为800～1500Pa；其中所述丙烷流量为50～150g/h，所述氮气流量为100～200mL/min。
[0016]步骤2中的SiC纳米线界面沉积于热解碳界面表面，SiC纳米线界面沉积方法为：将沉积有热解碳界面的纤维预制体置于含有氯化镍的乙醇溶液中进行超声，氯化镍的乙醇溶液浓度为0.2～1mol/L，超声时间为3～5小时；超声完成后置于SiC沉积炉中进行沉积，以三氯甲基硅烷作为前驱体气体，氢气作为还原气体，氩气作为稀释气体进行SiC纳米线的沉积，沉积温度为800～1200℃，沉积时间为1～5h，沉积压力为500～1500Pa。
[0017]所述三氯甲基硅烷：氢气：氩气的流量比为1:30:30。
[0018]步骤3为：
[0019]采用聚硼硅氮烷作为先驱体，将一级坯体置于浸渍设备中，抽真空至浸渍设备内部压力<50Pa，向浸渍设备中加入聚硼硅氮烷先驱体溶液；所述聚硼硅氮烷先驱体溶液中二甲苯为溶剂，先驱体溶液中聚硼硅氮烷的质量分数为10～30％，维持真空状态1～2小时；继续向浸渍设备中通入惰性气体进行加压，加压至1～3MPa，并维持此压力1～2小时；
[0020]将浸渍后的一级坯体烘干后置于裂解炉中进行高温裂解，裂解温度为900～1300℃，恒温时间为1～2小时，升温速率为3～5℃/min，重复以上真空
‑
加压浸渍和裂解工艺，至一级坯体经过致密化过程后整体密度达到1.3～1.5g/cm3，得到二级坯体。
[0021]步骤4中，以三氯甲基硅烷作为渗积气体，氢气作为载气，氩气作为稀释气，进行SiC基体的渗积，渗积温度为700～1100℃，渗积时间为50～100h，渗积压力为1000～2000Pa，渗积至二级坯体填充SiC基体后整体密度达到1.7～1.8g/cm3后将材料置于静态空气下进行预氧化，预氧化温度为900～1300℃，预氧化时间为1～5小时，得到三级坯体。
[0022]步骤5为：
[0023]将三级坯体置于渗积设备中，以天然气作为渗积气体，氮气作为稀释气体，进行热解碳基体制备，所述渗积温度为700～1100℃，渗积时间为50～100h，渗积压力为1000～1500Pa，渗积至三级坯体引入热解碳后整体密度达到1.9～2.0g/cm3；
[0024]将引入热解碳后的坯体取出置于乙酸钴的乙醇溶液中进行超声，乙酸钴的乙醇溶液浓度为0.1～0.5mol/L；
[0025]超声烘干后置于高温沉积炉中进行碳纳米线的沉积，得到四级坯体。
[0026]所述碳纳米线沉积工艺为：采用鼓泡法进行沉积，载气为氮气，沉积前驱体溶液为丙酮，沉积温度为900～1300℃，沉积压力为1000～1500Pa，沉积时间为5～10小时。
[0027]步骤6为：采用硅粉将四级坯体包埋后置于高温炉中进行封孔涂层制备，熔融渗硅温度为1300～1600℃，恒温时间为1～3小时，升温速率为5～10℃/min。
[0028]用上述技术方案所述方法制得的多层陶瓷基复合材料。
[0029]为实现上述目的，本专利技术提供的技术方案为：
[0030]本专利技术的制备工艺所产生的优异效果有：
[0031](1)本专利技术所制备出的陶瓷基复合材料具有多层结构，在材料受载过程中，裂纹会
在不同层之间发生偏转，消耗扩散能，进而提升复合材料的力学性能。
[0032](2)本专利技术所制备出的陶瓷基复合材料中在纤维与基体结合处引入了热解碳和SiC纳米线复合界面，热解碳界面具有层状结构，能够使得裂纹在界面层中发生偏转，此外热解碳界面层与纤维之间结合力适中，有利于纤维的拔出，而SiC纳米线的引入增加了纤维表面的比表面积，提升了纤维表面与先驱体溶液之间的润湿性，进而提升了浸渍效果，减少了浸渍过程中存留的微小孔隙，SiC纳米线的引入还会提升载荷由基本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：采用连续纤维作为增韧相制备出纤维预制体；所述预制体结构为三维编织、铺层缝合、细编穿刺以及2.5D结构中的任意一种，所述纤维预制体中纤维体积含量为30~45%；步骤2：采用化学气相沉积工艺在步骤1所述的纤维预制体中纤维表面沉积获得热解碳和SiC纳米线复合界面得到一级坯体；步骤3：采用真空
‑
加压浸渍和裂解工艺对步骤2所得的一级坯体进行致密化，得到二级坯体，二级坯体密度为1.3~1.5g/cm3；步骤4：采用化学气相渗积工艺对步骤3所得的二级坯体进行基体填充，制备SiC基体层，至密度达到1.7~1.8 g/cm3后，进行预氧化得到三级坯体；步骤5：在三级坯体内部采用化学气相渗积工艺引入热解碳层，至密度达到1.9~2.0g/cm3后，通过催化剂辅助沉积法引入碳纳米线，得到四级坯体；步骤6：通过熔融渗硅法在四级坯体表面制备SiC封孔涂层。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，其特征在于：步骤2中，热解碳界面的制备方法为：将步骤1中的纤维预制体置于沉积设备中，以丙烷作为沉积气体、氮气作为稀释气体进行沉积，沉积温度为700~1000℃，沉积时间为1~5h，沉积压力为800~1500Pa；其中所述丙烷流量为50~150g/h，所述氮气流量为100~200 mL/min。3.根据权利要求1或2所述的一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，其特征在于：步骤2中的SiC纳米线界面沉积于热解碳界面表面，SiC纳米线界面沉积方法为：将沉积有热解碳界面的纤维预制体置于含有氯化镍的乙醇溶液中进行超声，氯化镍的乙醇溶液浓度为0.2~1 mol/L，超声时间为3~5小时；超声完成后置于SiC沉积炉中进行沉积，以三氯甲基硅烷作为前驱体气体，氢气作为还原气体，氩气作为稀释气体进行SiC纳米线的沉积，沉积温度为800~1200℃，沉积时间为1~5h，沉积压力为500~1500Pa。4.根据权利要求3所述的一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，其特征在于：所述三氯甲基硅烷：氢气：氩气的流量比为1:30:30。5.根据权利要求1、2、4任意一项所述的一种航空发动机热结构件用多层陶瓷基复合材料的制备方法，其特征在于：步骤3为：采用聚硼硅氮烷作为先驱体，将一级坯体置于浸渍设备中，抽真空至浸渍...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗瑞盈，崔光远，
申请(专利权)人：湖北瑞宇空天高新技术有限公司，
类型：发明
国别省市：