一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材及其制备方法

技术领域

本发明涉及航空发动机热端部件用SiC/SiC复合材料技术领域，具体涉及一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材及其制备方法。

背景技术

航空发动机涡轮系统是将高温、高压燃气的部分热能压力转变成机械功的重要子系统，对发动机推重比起关键作用。随着对航空发动机性能需求不断提高，对热端部件材料的轻质、耐高温性能、力学性能、以及隔热性能提出了更高的要求。连续纤维增韧SiC/SiC陶瓷基复合材料(以下简称SiC/SiC复材)具有优异的耐高温、抗氧化、抗热震、以及高强度等理化性能，该材料密度仅为高温合金的1/3-1/4，在不用空气冷却和热障涂层的情况下，工作温度可比高温合金提高150-350℃，潜在使用温度可达1650℃，是航空发动机和工业燃气轮机领域新一代战略性热结构材料。

传统的SiC/SiC复材大多由均匀密度的纤维预制体成型，由于SiC纤维的价格高昂，若采用均匀密度的SiC纤维布形成预制体，将增加SiC纤维的使用量，一定程度上将增大复材的制备成本。同时，采用高致密化均匀密度的SiC/SiC复材运用于航空领域，由于内部实心结构，将增加飞行器的载荷重量，降低经济效益。另外，均匀密度的SiC/SiC复材在致密化的过程需要多次致密，增加了SiC基体制备原料的消耗，导致制备周期过长，制备成本较高。目前已公开资料显示，专利号为CN108794035A的专利提出了一种耐高温陶瓷材料的制备方法，该材料通过碳化硅微粒改性氮化硅纤维，具有良好的抗弯曲性能，同时耐受1850℃的高温。专利号为CN115821098A的专利提出了一种耐高温陶瓷基复合材料及其制备方法，该方法通过球磨机混合多种金属以及过渡金属元素，并通过真空烧结压制成型了一种耐高温，优良抗弯曲性能的陶瓷基复合材料。上述两种专利仅对耐高温性能以及抗弯曲性能进行了考核与评定，且制备工艺相对复杂。而用于航空发动机热端部件的耐高温材料其工作环境往往更加严峻与苛刻，在耐受高温的同时也承受加大的拉伸、弯曲等复杂应力的情况。

因此，为解决上述问题，迫切需要开发一种运用于航空发动机热端部件的陶瓷复合材料的制备方法，使得制备得到陶瓷基复合材料具有轻质，耐高温，力学性能优良以及一定的隔热性能，进一步满足于航空发动机热端部件的需求。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明的目的是提供一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材及其制备方法，可快速增密、耐受1500℃高温，具有一定隔热性能且力学性能良好的陶瓷基复合材料，能够有效地运用于航空发动机热端部件。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：提供一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，包括以下步骤：

(1)将SiC纤维分别按照6×6束/cm

(2)将步骤(1)所得二维平纹纤维布按照8×8束/cm

(3)将步骤(2)所得具有密度梯度的SiC纤维预制体放入氮化硼沉积炉内，对表面进行BN界面层沉积，得沉积BN界面层的纤维预制体；

(4)将步骤(3)所得沉积BN界面层的纤维预制体放入SiC气相沉积炉中，进行SiC化学气相沉积，得半致密化SiC/SiC复材；

(5)将步骤(4)所得半致密化SiC/SiC复材脱离石墨夹具，在-0.1MPa压力下浸入环氧树脂浸渍液中，保持0.5-0.6h后取出，然后在80℃温度下恒温干燥固化2-3h，重复浸渍固化步骤至增重率为5-10％，得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材；

(6)将步骤(5)所得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材在-0.1MPa压力下浸入有机先驱体溶液中，保持0.5-0.6h，重复浸渍步骤至增重率为18-22％，然后在120-150℃温度下固化2-3h，再在氩气氛围中以1-10℃/min升温速率升温至500℃保持5h，最后以5℃/min升温速率升温至1200℃，得具有空隙结构的SiC/SiC复材；

(7)将步骤(6)所得具有空隙结构的SiC/SiC复材经后处理后，在700℃马弗炉中氧化处理5-6h，冷却至室温，清洗并烘干，得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材。

进一步，步骤(1)中，SiC纤维所含元素为Si、C、O和Al，平均直径为10μm，纤维丝束为1600根，密度为3-3.2g/cm

进一步，步骤(1)中，二维平纹纤维布平均厚度为0.2-0.3mm。

进一步，步骤(1)中，二维平纹纤维布平均厚度为0.22mm。

进一步，步骤(2)中，每种编织密度分别叠加三层，形成共计15层纤维叠层布。

进一步，步骤(2)中，整体连续针刺时，针刺方向垂直于纤维布所在平面，针刺工艺数量为单位面积内的针刺数，针刺数为5-10针/cm

进一步，步骤(2)中，具有密度梯度的SiC纤维预制体平均厚度为2.9-3.4mm。

进一步，步骤(2)中，具有密度梯度的SiC纤维预制体平均厚度为3.2mm。

进一步，步骤(3)中，BN界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼气体，通气速率分别为0.25L/min和0.15L/min，沉积时间为10-20h。

进一步，步骤(3)中，BN界面层平均厚度为200-500nm。

进一步，步骤(3)中，BN界面层平均厚度为340nm。

进一步，步骤(4)中，半致密化SiC/SiC复材平均密度为2.2-2.4g/cm

进一步，步骤(5)中，环氧树脂浸渍液通过以下方法制备得到：将环氧树脂、二乙烯三胺、丙酮和二甲苯按质量比12:1:7:10混匀，磁力搅拌，并超声分散0.5-1h，得环氧树脂浸渍液。

进一步，步骤(5)中，重复浸渍固化步骤至增重率为8％。

此时，-0.1MPa的真空环境，从而使得浸渍液在大气压强的作用下浸渍到复材内部。

进一步，步骤(6)中，有机先驱体溶液为聚碳硅烷、聚甲基硅烷和聚丙烯羟基碳硅烷中的至少一种。

进一步，步骤(6)中，重复浸渍步骤至增重率为20％。

进一步，步骤(6)中，具有空隙结构的SiC/SiC复材平均密度为2.5-2.9g/cm

进一步，步骤(6)中，具有空隙结构的SiC/SiC复材平均密度为2.8g/cm

进一步，步骤(6)中，升温至500℃保持，在该温度下，SiC/SiC复材内部的热固性树脂发生分解，随后又升温到1200℃，先驱体在高温惰性气体环境中热解，在纤维束和纤维的开气孔间生成SiC基体。

进一步，步骤(7)中，后处理时，清除复材表面灰尘，打磨至表面平整，去除边角毛刺。

本发明使用一种新型SiC纤维按照6×6束/cm

同时，采用真空浸渍工艺将SiC/SiC复材浸渍在环氧树脂溶液中，利用大气压强以及溶剂挥发产生的毛细管力使环氧树脂浸入SiC/SiC复材低密度区域的空隙中，通过环氧树脂的加热固化预填充SiC/SiC复材内部的空隙。随后通过PIP工艺采用陶瓷先驱体填充SiC/SiC复材剩余空隙，同时在高温下去除复材内部的环氧树脂，进一步热解生成SiC基体，成功制备一种内部具有空隙结构的的SiC/SiC复材。

本发明还提供了上述航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法制得的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材。

本发明具有以下有益效果：

1、本发明分别按照6×6(束)/cm

2、本发明使用新型SiC纤维成型的预制体，通过CVI和环氧树脂浸渍、固化裂解工艺制备的具有空隙结构的SiC/SiC复材，在板材具有内部空隙结构的同时依旧能维持良好的力学性能，且够耐受1500℃的温度。

3、具有空隙结构的SiC/SiC复材致密化过程中，通过环氧树脂浸入板材内部进行填充，不仅有助于SiC/SiC复材的快速增密，而且减少了生成SiC基体所需原料的消耗，具有降低制备成本，缩短制备周期的显著优点。

4、相比与高致密化均匀结构的SiC/SiC复材，本发明制备的具有空隙结构的SiC/SiC复材质量更轻，同时内部的空隙结构一定程度上降低了材料的导热率，使得变密度结构的SiC/SiC复材具有良好的隔热性能。

附图说明

图1为实施例2所得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材实物图像；

图2为实施例2所得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材截面的CT示意图；

图3为陶瓷先驱体裂解后SiC基体示意图。

具体实施方式

以下对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用试剂或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市售购买获得的常规产品。

实施例1

一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，包括以下步骤：

(1)将SiC纤维分别按照6×6束/cm

(2)将步骤(1)所得二维平纹纤维布按照8×8束/cm

(3)将步骤(2)所得具有密度梯度的SiC纤维预制体放入氮化硼沉积炉内，对表面进行BN界面层沉积，得沉积BN界面层的纤维预制体；BN界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼气体，通气速率分别为0.25L/min和0.15L/min，沉积时间为10h；BN界面层平均厚度为200nm；

(4)将步骤(3)所得沉积BN界面层的纤维预制体放入SiC气相沉积炉中，进行SiC化学气相沉积，得半致密化SiC/SiC复材；半致密化SiC/SiC复材平均密度为2.2g/cm

(5)将步骤(4)所得半致密化SiC/SiC复材脱离石墨夹具，在-0.1MPa压力下浸入环氧树脂浸渍液中，保持0.5h后取出，然后在80℃温度下恒温干燥固化2h，重复浸渍固化步骤至增重率为5％，得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材；环氧树脂浸渍液通过以下方法制备得到：将环氧树脂、二乙烯三胺、丙酮和二甲苯按质量比12:1:7:10混匀，磁力搅拌，并超声分散0.5h，得环氧树脂浸渍液；

(6)将步骤(5)所得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材在-0.1MPa压力下浸入有机先驱体溶液中，保持0.5h，重复浸渍步骤至增重率为18％，然后在120℃温度下固化2h，再在氩气氛围中以2℃/min升温速率升温至500℃保持5h，最后以5℃/min升温速率升温至1200℃，得具有空隙结构的SiC/SiC复材；有机先驱体溶液为聚碳硅烷、聚甲基硅烷和聚丙烯羟基碳硅烷中的至少一种；具有空隙结构的SiC/SiC复材平均密度为2.5g/cm

(7)将步骤(6)所得具有空隙结构的SiC/SiC复材经后处理后，在700℃马弗炉中氧化处理5h，冷却至室温，清洗并烘干，得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材；后处理时，清除复材表面灰尘，打磨至表面平整，去除边角毛刺。

实施例2

一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，包括以下步骤：

(1)将SiC纤维分别按照6×6束/cm

(2)将步骤(1)所得二维平纹纤维布按照8×8束/cm

(3)将步骤(2)所得具有密度梯度的SiC纤维预制体放入氮化硼沉积炉内，对表面进行BN界面层沉积，得沉积BN界面层的纤维预制体；BN界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼气体，通气速率分别为0.25L/min和0.15L/min，沉积时间为15h；BN界面层平均厚度为340nm；

(4)将步骤(3)所得沉积BN界面层的纤维预制体放入SiC气相沉积炉中，进行SiC化学气相沉积，得半致密化SiC/SiC复材；半致密化SiC/SiC复材平均密度为2.3g/cm

(5)将步骤(4)所得半致密化SiC/SiC复材脱离石墨夹具，在-0.1MPa压力下浸入环氧树脂浸渍液中，保持0.5h后取出，然后在80℃温度下恒温干燥固化2h，重复浸渍固化步骤至增重率为8％，得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材；环氧树脂浸渍液通过以下方法制备得到：将环氧树脂、二乙烯三胺、丙酮和二甲苯按质量比12:1:7:10混匀，磁力搅拌，并超声分散0.5h，得环氧树脂浸渍液；

(6)将步骤(5)所得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材在-0.1MPa压力下浸入有机先驱体溶液中，保持0.5h，重复浸渍步骤至增重率为20％，然后在130℃温度下固化2h，再在氩气氛围中以5℃/min升温速率升温至500℃保持5h，最后以5℃/min升温速率升温至1200℃，得具有空隙结构的SiC/SiC复材；有机先驱体溶液为聚碳硅烷、聚甲基硅烷和聚丙烯羟基碳硅烷中的至少一种；具有空隙结构的SiC/SiC复材平均密度为2.8g/cm

(7)将步骤(6)所得具有空隙结构的SiC/SiC复材经后处理后，在700℃马弗炉中氧化处理5h，冷却至室温，清洗并烘干，得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材；后处理时，清除复材表面灰尘，打磨至表面平整，去除边角毛刺。

实施例3

一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，包括以下步骤：

(1)将SiC纤维分别按照6×6束/cm

(2)将步骤(1)所得二维平纹纤维布按照8×8束/cm

(3)将步骤(2)所得具有密度梯度的SiC纤维预制体放入氮化硼沉积炉内，对表面进行BN界面层沉积，得沉积BN界面层的纤维预制体；BN界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼气体，通气速率分别为0.25L/min和0.15L/min，沉积时间为120h；BN界面层平均厚度为500nm；

(4)将步骤(3)所得沉积BN界面层的纤维预制体放入SiC气相沉积炉中，进行SiC化学气相沉积，得半致密化SiC/SiC复材；半致密化SiC/SiC复材平均密度为2.4g/cm

(5)将步骤(4)所得半致密化SiC/SiC复材脱离石墨夹具，在-0.1MPa压力下浸入环氧树脂浸渍液中，保持0.5h后取出，然后在80℃温度下恒温干燥固化2h，重复浸渍固化步骤至增重率为10％，得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材；环氧树脂浸渍液通过以下方法制备得到：将环氧树脂、二乙烯三胺、丙酮和二甲苯按质量比12:1:7:10混匀，磁力搅拌，并超声分散0.5-1h，得环氧树脂浸渍液；

(6)将步骤(5)所得中心处渗入热固性树脂的SiC/SiC复材在-0.1MPa压力下浸入有机先驱体溶液中，保持0.5h，重复浸渍步骤至增重率为22％，然后在150℃温度下固化2h，再在氩气氛围中以10℃/min升温速率升温至500℃保持5h，最后以5℃/min升温速率升温至1200℃，得具有空隙结构的SiC/SiC复材；有机先驱体溶液为聚碳硅烷、聚甲基硅烷和聚丙烯羟基碳硅烷中的至少一种；具有空隙结构的SiC/SiC复材平均密度为2.9g/cm

(7)将步骤(6)所得具有空隙结构的SiC/SiC复材经后处理后，在700℃马弗炉中氧化处理5h，冷却至室温，清洗并烘干，得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材；后处理时，清除复材表面灰尘，打磨至表面平整，去除边角毛刺。

试验例

实施例2所得航空发动机热端部件用SiC/SiC复材实物图像如图1所示，其基本信息及力学性能见表1；其截面的CT示意图如图2所示，陶瓷先驱体裂解后SiC基体示意图如图3所示。其中，图2中，灰色部分为截面处的纤维以及基体区域，黑色部分为复材内部的空隙区域。

表1基本信息及力学性能

由图1可知，本发明制得的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材成型良好，表面平整SiC基体均匀，可机械加工成任意所需的板件形状。

由图2可知本发明制得的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的空隙结构主要集中在复材内部的中心区域；该区域纤维密度较低，环氧树脂在浸渍固化过程中能够更佳有效地填充该区域，使得最后得到的复材内部中心具有均匀的空隙结构。

由图3可知，本发明采用的PIP工艺能够在完成环氧树脂浸渍固化工以后，有效地对纤维间的开气孔进行填充，能够快速的实现致密化，缩短制备周期。

由表1可知，本发明制得的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材在保持较低密度以及空隙结构的同时，依然具备由良好的拉伸强度以及弯曲强度。同时通过本发明的制备方法得到的具有空隙结构的复材，其热膨胀系数较小，且Z方向上的导热率明显低于XY方向，具有明显的隔热性能。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。