[发明专利]可紫外光固化的SiC陶瓷前驱体、制备方法及陶瓷涂层修补方法

说明书

本发明涉及可紫外光固化的SiC陶瓷前驱体、制备方法及陶瓷涂层修补方法，通过调节反应物、投料比，以及优化反应条件，得到含有丙烯酰氧基的液态SiC陶瓷前驱体；该SiC陶瓷前驱体在紫外光引发剂和交联剂作用下，可通过紫外光交联固化成涂层固化物，经过高温裂解后形成SiC陶瓷涂层，该SiC前驱体能够实现室温固化，固化失重率低，固化时间短，耗能低，可用于复合材料陶瓷涂层的在线修补；本发明中制备的SiC陶瓷前驱体，室温下为液体，可通过调节反应条件，调整其粘度，有利于涂层的制备，而且其热膨胀系数与C/C复合材料接近，物理化学相容性良好，是C/C复合材料高温抗氧化涂层的理想材料。

技术领域

本发明涉及可紫外光固化的SiC陶瓷前驱体、制备方法及陶瓷涂层修补方法，属于陶瓷材料制备技术领域。

背景技术

SiC陶瓷具有良好的高温稳定性和高温抗氧化能力，因此它作为耐高温结构材料在航空、航天工业和能源工业等领域的应用具有巨大的潜力。C/SiC复合材料、SiC/SiC复合材料和C/C复合材料等已成功被应用于热结构部件制备，而热结构材料要想在高温有氧的临近空间服役环境中实现长时间的热防护和力学承载性能，其表面要有可靠的抗氧化保护层以确保其完成服役过程。

C/C复合材料在飞行器中多为零部件结构，在完成涂层制备之后，需要通过加工装配将翼、舵、大面积蒙皮等零部件装配在一起，在这过程中以及后续的转运、存储、使用过程中，不可避免的出现涂层的局部磕碰损坏等形成缺陷，这些缺陷在实际服役过程中为环境氧进入复材内部提供了通道。在热-力-氧复杂载荷下，涂层的缺陷会随着时间的延长不断扩大，由于高温防护涂层出现缺陷或损伤，C/C复合材料随着温度升高、服役时间延长呈现性能逐渐下降、烧蚀量逐渐加大的趋势，这在很大程度上降低了C/C复合材料的服役效能和可靠性，甚至导致整个飞行器不能满足设计的飞行需求。C/C复合材料经受氧化或烧蚀后，其力学性能下降明显：有研究表明，薄壁C/C复合材料氧化失重5％时，其力学性能将下降可达20％。C/SiC陶瓷基复合材料、SiC/SiC陶瓷基复合材料在现实中同样也会面临表面基体或界面层受损等类似问题，而造成纤维裸露，材料性能下降。但因为产品组装完成后受限于设备尺寸、不同部件的处理温度不一致、整舱修补工艺实施的难度等，很难再采用原有工艺对缺陷部位进行修补，需要研究适用于整舱状态下的局部修补技术。

SiC陶瓷具有优异的热稳定性、热传导性、抗腐蚀性和抗氧化性等优点，而且其热膨胀系数与C/C复合材料接近，是C/C复合材料、C/SiC复合材料、SiC/SiC复合材料的理想修补材料。

为实现SiC陶瓷前驱体的紫外光固化，一般在前驱体结构中引入丙烯酰氧基、乙烯基、烯丙基和乙炔基等活性不饱和基团。公开号为CN105601830A的发明专利公开了含丙烯酰氧基的液态SiC陶瓷前驱体的制备方法，该专利主要利用Si-Cl与含羟基的丙烯酰氧基化合物反应，该法制备的SiC前驱体陶瓷产率低。公开号为CN106467610B的发明专利公开了含羟基或巯基的丙烯酰氧基的液态SiC陶瓷前驱体的制备方法，该专利主要利用Si-H与含羟基或巯基的丙烯酰氧基化合物反应，该合成方法需要利用液态SiC陶瓷前驱体为原料进行再制备，成本较高。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种可室温固化的SiC陶瓷前驱体及其制备方法，通过调节反应物、投料比，以及优化反应条件，得到含有丙烯酰氧基的液态SiC陶瓷前驱体；该SiC陶瓷前驱体在紫外光引发剂和交联剂作用下，可通过紫外光交联固化成涂层固化物，经过高温裂解后形成SiC陶瓷涂层，该SiC前驱体能够实现室温固化，固化失重率低，固化时间短，耗能低，可用于复合材料陶瓷涂层的在线修补。

本发明的另外一个目的在于提供一种陶瓷涂层修补方法。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

可紫外光固化的SiC陶瓷前驱体，结构式如下：

其中：