[发明专利]一种陶瓷基复合材料轻质点阵结构的制备方法

说明书

本发明涉及一种陶瓷基复合材料轻质点阵结构的制备方法，以解决现有陶瓷基复合材料轻质点阵结构的制备中采用纤维布制备中间连接导致的上、下层板之间纤维束不连续、性能存在各向异性、材料性能存在损失的技术问题。该方法包括：1、获取半致密化上压板和半致密化下压板；2、加工缝制孔和走线凹槽，获取初级上压板和初级下压板；3、获取纤维绳预制体；4、采用纤维绳预制体对初级上压板和初级下压板连续缝制获取初级陶瓷基复合材料轻质点阵结构；5、致密化后进行表面处理得到最终陶瓷基复合材料轻质点阵结构。

技术领域

本发明涉及陶瓷基复合材料点阵结构的制备方法，具体涉及一种陶瓷基复合材料轻质点阵结构的制备方法。

背景技术

连续碳纤维增强陶瓷基复合材料(Continuous Fiber Reinforced CeramicMatrix Composites，CFCC)继承了陶瓷本身的低密度、高强度、抗氧化等优异特性，又克服了陶瓷脆性大和可靠性差的弱点，表现出类似于金属的断裂行为，且对裂纹不敏感、不易发生灾难性断裂，尤其是碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料，综合了C/C复合材料和SiC陶瓷的优点，具有比强高、比模量高、温度稳定性好、耐高温、耐低温、低密度等一系列优异性能，在高超声速飞行器热防护结构材料领域具有巨大的应用潜力。

化学气相渗透(Chemical Vapor Infiltration，CVI)是制备碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的成熟工艺，可以在900-1000℃的中温、低压或常压条件下由气态先驱体连续沉积复合材料的不同成分，即界面相、基体和外涂层。初始材料是n(通常n＝2或3)维多孔纤维预制体。采用CVI进行预制体制备过程中，界面相和SiC基体被沉积到预制体孔隙内部的纤维表面。采用CVI制备预制体具有以下突出优点：实用性强，制备温度较低；有效实现复合材料在微观尺寸上的成分设计；适于制备高纤维体积分数、形状复杂、净尺寸、尺寸范围宽的制品；制备过程对纤维损伤小。

高超声速飞行器在高速飞行过程中要承受气动载荷和热载荷的共同作用，热防护机构是高速飞行器的关键结构之一，其保证飞行器外形结构完整，同时保护飞行器内部元器件能够正常工作，热防护系统需要满足防热、隔热及结构承载的需求。高超声速飞行器表面大面积温度超过1600K，因此传统的防热材料如金属TPS结构等已不能满足使用要求。

近年来欧美等国家相关飞行器上均不同程度的采用C/SiC复合材料热防护构件，但目前化学气相沉积工艺C/SiC复合材料结构件主要采用在线铆接或连接件连接制备，其工艺非常复杂，很难满足轻质、高承载及防热一体化结构。公开号为CN110204319A的中国专利提出了一种陶瓷基复合材料点阵结构的整体式制备方法，它主要从预制体设计着手，采用PIP工艺制备复合材料，但该预制体结构不适用于CVI工艺，并且PIP工艺需要反复高温裂解，会导致复合材料性能出现一定损失。采用CVI工艺制备陶瓷基复合材料轻质点阵结构将会较大提高结构的承载及减重。

综上所述，现有连续纤维增强陶瓷基复合材料轻质点阵结构的制备，存在着以下技术难点：(1)预制体成型困难、纤维丝不连续造成性能稳定性不足：传统工艺制备的陶瓷基复合材料轻质点阵结构，采用多个内垫块排列定型，上、下模具进行压紧固定，该定型过程中各个内垫块之间的定位精度难以保证，这将直接影响点阵结构侧壁壁厚均匀性从而导致性能波动，而且随着点阵结构长度方向的延伸，制备成本及累计误差都将持续增大，不利于规模化生产；(2)点阵结构设计局限性大、性能存在各向异性：传统工艺制备的陶瓷基复合材料轻质点阵结构，采用二维叠层铺布定型点阵结构中部波纹部分，这将导致X向与Y向力学、热学性能存在差异，不利于实际应用；(3)工艺复杂、制备周期长，材料性能存在损失：传统工艺制备的陶瓷基复合材料轻质点阵结构，采用PIP工艺进行材料制备，而多轮次(8～20轮次)的浸渍-固化-裂解-高温热解将导致材料内部存在大量空洞，并且出现纤维受损，基体收缩，宏观分层等不良情况，材料性能损伤不可避免。

发明内容