[发明专利]一种含冷却孔道的陶瓷基复合材料制备方法

说明书

本发明涉及一种含冷却孔道的陶瓷基复合材料制备方法，采用能够化学去除的成孔纤维对碳纤维预制体进行缝合或穿刺，得到预置成孔纤维复合预制体；采用CVI工艺在成孔纤维复合预制体上进行热解碳界面相和SiC基体沉积及致密化，获得C/SiC复合材料；打磨使成孔纤维暴露后，采用化学方法去除成孔纤维，得到含冷却孔道的C/SiC复合材料。本发明采用预置成孔纤维结合CVI法制备含冷却孔道C/SiC复合材料。该方法工艺流程简单，能够制备复杂构件，且该方法制备的含冷却孔道C/SiC复合材料可以根据具体要求调整工艺参数，进而得到所需孔道大小和分布的含孔道C/SiC复合材料，有极大的应用前景。

技术领域

本发明属于陶瓷基复合材料的制备方法，涉及一种含冷却孔道的陶瓷基复合材料制备方法，具体是一种利用化学气相渗透工艺制备含冷却孔道陶瓷基复合材料的方法。

背景技术

连续碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(C/SiC)是继碳/碳复合材料(C/C)后发展的新型战略性防热——结构一体化材料，其具有耐高温、低密度、抗氧化、高比强度和比模量、耐腐蚀等优点，已成为应用于飞行器表面热防护和推进系统热端部件的新一代高温结构候选材料。以超燃冲压发动机为例，C/SiC复合材料的应用将简化结构，降低重量，显著提高发动机综合性能和飞行器有效载荷，从而降低整个系统的操作成本，并有望实现全速域可重复使用。美国NASA采用被动式热防护措施，将C/SiC复合材料用于冲压发动机燃烧室隔热壁、进气口前缘等部位，成功通过X-43等空天飞行器的演示验证。法国SNECMA公司采用C/SiC复合材料研制的整体喷管和喷管扩张段，通过了喷管入口温度高于1800℃，工作时间900s的考核验证。然而，被动热防护的研究表明，要想更长时间乃至重复使用或者在更高马赫数下服役，须发展主动冷却结构。

文献1“C.Bouquet,R.Fischer,A.L.Bouhali et al.Fully ceramic compositeheat exchanger qualification for advanced combustion chambers.AIAA 2005-3433”报道了一种带冷却通道的全C/SiC复合材料结构，具体为将两块C/SiC面板焊接在一起，面向热气流的面板上加工有沟槽，冷端面板的两端有集流道。该结构灵活，可根据需求调节沟槽横截面和通道以达到既满足燃料加热又满足局部热管理的要求，也可以根据需求制定构件形状。然而其加工工艺复杂、成本高、面向热气流的沟槽处易氧化且存在热不均匀性。

文献2“M.Bouchez,S.Beyer.PTAH-SOCAR fuel-cooled composite Materialsstructure for dual-mode ramjet and liquid rocket engines 2005 status.AIAA2005-3434”报道了C/SiC复合材料针翅(肋)式冷却结构，具体为通过缝合或穿刺实现复杂形状预制件制作。该技术能整体制备燃烧室，连接问题少，且容易集成其它结构单元。然而其制备的冷却结构热沉能力有限，针对超燃冲压发动机流道中局部热流很高的部位，需加大冷却剂流量，从而会导致冷却通道面积增加或涡轮泵供压能力提高的弊端。

文献3“吉洪亮，张长瑞，周新贵，曹英斌.多孔C/SiC复合材料的制备及其性能，新型炭材料，2011，26(2):145-150”报道了以钨丝或玻璃纤维作为成孔剂，采用孔隙预置技术制备了发汗多孔C/SiC复合材料。由于采用孔隙预置技术能够有效的控制多孔C/SiC材料开孔率和孔隙结构，所制备的材料具有良好的力学性能和渗透性能。然而由于该技术所采用的PIP工艺过程需经过模压成型处理，预置孔隙会产生一定程度的弯曲，这会造成冷却剂阻力增加，冷却效率降低。

此外，专利“ZL 2015 1 08466880.9”报道了以超短脉冲激光加工技术对C/SiC复合材料进行孔道加工。该工艺具有对复合材料损伤小，成孔精度高且无重铸层等优点。但是，超短脉冲激光加工技术加工效率低、可加工孔道深度受限且成本高，使之不能进行大规模的商业化利用。