[发明专利]一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法

说明书

本发明属于复合材料构件制造技术领域，提供一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，实现大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件一体化制造，其中，所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，编织纤维预制体时需要对筋条宽度进行加宽设计，其中，当筋条展平后与水平线呈锐角时，加宽宽度为筋条左下角棱边和右上角棱边的水平宽度；当筋条展平后与水平线呈钝角时，加宽宽度为左上角棱边和右下角棱边的水平宽度。本发明实现500mm以上变曲率加筋构件一体化设计与制备，为我国新一代临近空间飞行器研制奠定材料基础。

技术领域

本发明属于复合材料构件制造技术领域，具体涉及一种连续碳化硅纤维增强碳化硅基复合材料变曲率加筋构件制备方法。

背景技术

随着新一代临近空间飞行器飞行马赫数的不断增加，对临近空间飞行器的发动机周边部位构件的耐温能力提出更高要求，由于处于发动机气流直接冲刷区域，构件的热面温度在1000℃以上，已接近高温合金材料的使用上限，长时使用会出现变形、烧蚀和裂纹等情况，导致结构破坏或者失效。同时由于高温合金密度较大，不利于新一代临近空间飞行器对高续航能力要求的不断提升，材料构件的减重也是新一代临近空间飞行器设计的关键指标，迫切需要新的材料体系满足我国新一代临近空间飞行器对1000℃以上长时耐高温热端部件的需求。

连续碳化硅纤维增强碳化硅(SiC/SiC)复合材料由于其耐高温、抗氧化、高比强、高比模等一系列优点，是替代高温合金作为临近空间飞行器主、次承力结构最有潜力的热端材料之一。近十年来，随着国产耐1200℃以上连续碳化硅纤维逐步实现工程化，我国SiC/SiC复合材料的研制与工程化应用研究开始进入快车道。SiC/SiC复合材料构件的研制与考核逐步从尺寸相对偏小的发动机热端构件扩展到尺寸相对较大的临近空间飞行器热端构件领域。该类构件的特征是尺寸大(500mm)、结构复杂(变曲率加筋)和壁薄(3mm)等特点,并且对尺寸和型面精度要求高。目前，国内尚未该类尺寸构件制备技术发明专利。与传统的高温合金的制备、成型和加工方式不同，大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备中涉及的SiC纤维预制体设计、构件成形、加工、致密化控形等技术是SiC/SiC复合材料在临近空间飞行器热端部件领域应用研究中必须解决的一系列关键技术问题。

目前我国SiC/SiC复合材料构件研制与应用考核多集中于发动机高温热端构件领域，尺寸普遍在20～500mm之间，对于500mm以上的SiC/SiC复合材料构件研制与应用考核相对较少，针对大尺寸变曲率加筋构件的研制尚属空白，缺乏复合材料一体化成型制备中所需要的纤维预制体结构设计、成形、加工与控形技术研究。

发明内容

发明目的

提供一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，实现大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件一体化制造。

技术方案

一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，包括：

依据复合材料变曲率加筋构件数模，设计制备SiC纤维预制体；定形石墨模具设计与加工；SiC纤维预制体界面层制备；基体致密化；构件加工和后期致密化控形用石墨模具设计与加工；SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件后期致密化及化学气相沉积SiC涂层；

其中，所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，编织纤维预制体时需要对筋条宽度进行加宽设计，其中，当筋条展平后与水平线呈锐角时，加宽宽度为筋条左下角棱边和右上角棱边的水平宽度；当筋条展平后与水平线呈钝角时，加宽宽度为左上角棱边和右下角棱边的水平宽度。

具体包括以下步骤：

步骤1、依据变曲率加筋构件数模，设计并编织SiC纤维预制体1；