[发明专利]兼具优异成型性和良好力学性能的SiC/SiC陶瓷复合材料及制备方法

说明书

本发明涉及一种兼具优异成型性和良好力学性能的SiC/SiC陶瓷复合材料及制备方法，采用化学气相沉积工艺获得多孔SiC陶瓷中间体；之后采用聚合物浸渍裂解工艺(PIP)在去除碳纤维留下的“纤维丝孔”中回填SiC陶瓷，由此获得多孔SiC/SiC陶瓷复合材料；采用致密化工艺填充获得致密的SiC/SiC陶瓷复合材料，实现材料成型性和力学性能的协同。对浸渍裂解工艺参数的控制，调控浸渍液中PCS与二甲苯的浓度、固化温度和升温速率、裂解温度和升温速率，可实现对碳化硅纤维形态、分布和组分的调控，进而实现对复合材料性能的调控。本发明充分结合了聚合物转化陶瓷法和化学气相沉积法的优势，通过牺牲模板法实现了此种兼具优异成型性和良好力学性能的SiC/SiC陶瓷复合材料的制备。

技术领域

本发明属于高温结构材料的技术领域，涉及一种兼具优异成型性和良好力学性能的SiC/SiC陶瓷复合材料及制备方法。

背景技术

随着航空航天技术的不断发展，航空发动机的推重比逐步提升，诸如发动机的燃烧室、涡轮叶片、尾喷管等热端部件面临越来越高的服役温度，这就对航空发动机关键部件材料的综合性能提出了更高的要求，即高强度、低密度、好的耐温性能和抗氧化性能等。目前可以用于航空发动机热端部件的材料主要有超高温合金、金属基复合材料、金属间化合物、C/C复合材料和陶瓷基复合材料。超高温合金、金属基复合材料和金属间化合物都具有良好的比强度，但其力学性能在2000℉后会大幅下降，无法适应航空发动机的发展需求；C/C复合材料抗氧化性能差，无法满足航空发动机高温有氧环境长时工作要求；以SiC_f/SiC为代表的陶瓷基复合材料在具有很高的比强度的同时还具有优异的耐温性能和抗氧化性能，这使SiC_f/SiC复合材料成为最有潜力的发动机热结构材料之一。

SiC纤维作为SiC_f/SiC复合材料中的增强体受到了广泛的关注和研究。SiC纤维的主要制备技术为先驱体转化法。日本学者Yajima教授于20世纪70年代末率先采用该工艺成功研制出连续SiC纤维，为SiC纤维的工业化生产奠定了技术基础。按照工艺流程，先驱体转化技术主要包括聚合物SiC陶瓷先驱体的合成、先驱体的熔融纺丝、原纤维的不熔化处理和不熔化纤维的高温烧成等步骤。到目前为止，国际上已成功发展出三代具有不同化学组成和物理性能的SiC纤维，发展过程中，纤维的强度和模量不断提高。其中，第三代SiC纤维是公认的耐高温、高性能陶瓷纤维，以其作为增强体制备的SiC_f/SiC复合材料具有优良的高温力学性能和环境性能。但在发展过程中，大量研究结果已经证实，想要保证纤维具有高的力学性能(单丝强度、模量)和耐温特性，纤维的直径需要被严格控制在12～14μm。正是由于较粗的直径(12～14μm)和较高的模量(375GPa)，使得将SiC纤维用于编织复杂形状工件预制体、特别是带有喉型和大的弯折角度特征的工件预制体时编织工艺性很差，在工件弯角处SiC纤维很容易发生起毛、断裂等问题，造成纤维损伤，强度损失很大。同时，SiC纤维和现有基体致密化工艺的匹配性还存在一些问题。常用的基体制备工艺，如聚合物浸渍裂解法(PIP)，需在较高温度下对聚合物转化陶瓷进行热处理以获得晶化度较高、强度和耐温性较为优良、致密性较好的基体；而反应熔体渗透法(RMI)一般需在硅熔点以上进行渗透和碳硅反应。上述高温均会使SiC纤维发生分解、析晶、晶粒长大，导致纤维损伤和性能退化，进而影响复合材料的最终性能。综上所述，SiC纤维难以成型一些复杂形状工件的缺陷，以及其匹配现有基体工艺的局限性严重限制了SiC_f/SiC复合材料在航空发动机上的广泛应用。

为了解决上述问题，本发明提供一种牺牲模板法结合回填工艺制备SiC/SiC复合材料的新思路，以改善现有SiC陶瓷基复合材料构件的成型性，弥补目前SiC纤维难以编织成复杂形状结构预制体的不足。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种兼具优异成型性和良好力学性能的SiC/SiC陶瓷复合材料及制备方法，解决SiC纤维编织性差、编织过程中强度损失大，很难成型复杂形状构件的问题。