[发明专利]一种大尺寸高强陶瓷基复合材料异形点阵结构及制备方法

说明书

本发明公开的一种大尺寸高强陶瓷基复合材料异形点阵结构及制备方法，以解决现有陶瓷基复合材料点阵结构制备工艺复杂，脱模困难，难以规模化生产大尺寸、异形点阵结构，面芯界面连接点强度不足、应力集中、芯子杆强度不足的技术问题。本发明通过制备预制体、化学气相渗透工艺致密化处理得到初级面板，通过加工半通孔获得初级上面板和初级下面板、切削打磨获得初级芯子杆，设计面板开孔位置、芯子杆倾斜角度及摆放位置，利用增材制造技术打印树脂模具固定芯子杆，与上面板和下面板进行顺序装配，通过氢氧化钠溶液融化去除树脂模具，采用化学气相渗透工艺对点阵结构整体致密化成型，表面进行沉积处理最终得到大尺寸高强陶瓷基复合材料异形点阵结构。

技术领域

本发明涉及一种大尺寸高强陶瓷基复合材料异形点阵结构及制备方法，属于陶瓷基复合材料点阵结构制备技术领域。

背景技术

站在21世纪的风口浪尖，高超声速飞行器作为空间技术的重要载体，可以显著提高人类进入、控制和利用空间的能力，在临近空间资源开发和博弈中发挥着近乎决定性的作用。作为高超声速飞行器的关键部件，鼻锥、前缘/翼前缘、超燃冲压发动机燃烧室及火箭发动机喷管/喉衬等用热防护材料与结构扮演着举足轻重的角色，已成为发展高超声速飞行器的安全基石。

随着飞行速度与飞行高度的改变，高超声速飞行器所受到的气动力/热载荷条件在不断变化，对承力、防热结构设计与制造的要求也在逐渐提高，在大气层中飞行速度越大，时间越长，要求往往越严苛,“高温、长时、有氧、复杂热/力载荷”等典型工作环境特征使得高超声速飞行器对热防护材料与结构提出了迫切需求和严峻挑战。

陶瓷基复合材料由于具有极高的熔点(3000℃)和优异的抗氧化、抗烧蚀性能，能够在2000℃以上的氧化环境中长时间使用，并维持非烧蚀和结构完整性，是一类极具应用前景的超高温非烧蚀型防热材料，是高超声速飞行器鼻锥、前缘等关键热结构的重要或首要候选材料。陶瓷基复合材料点阵结构因其轻质、高比强度和高刚度、耐高温、耐腐蚀、抗氧化、抗烧蚀且抗震优良的特点而被广泛应用于航空航天领域，因此，陶瓷基复合材料点阵结构的制备已成为高超声速飞行器热防护材料与结构领域的研究热点。

陶瓷基复合材料常用的制备工艺有RMI法、CVI法、PIP法等。采用RMI工艺易对纤维造成损伤，导致材料的性能受到影响；采用CVI工艺制造陶瓷基复合材料点阵结构主要通过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；采用PIP工艺存在材料孔隙率高，制备周期较长等缺点。

现有陶瓷基复合材料点阵结构的制备，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；(2)随着点阵结构长度方向的延伸，制备成本及累积误差都将持续增大，由于缺乏辅助装配模具，传统的大尺寸点阵结构各部件组装定位精度难以保证，装配效果不满足现有需求，同时大尺寸点阵结构脱模会导致芯子杆损伤/断裂，不利于规模化生产；(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点阵结构，采用PIP工艺需要进行数轮浸渍-固化-裂解-高温热解，导致材料内部存在大量空洞，纤维受损，基体收缩等不良情况；(4)传统的陶瓷基复合材料点阵结构的芯子杆，采用穿插编织工艺制备，将纤维束捻合在一起，强度不足，受压时会产生蠕变和松动，同时芯子杆中的纤维因为相互之间摩擦会发生损伤。

综上所述，现有的各种制备工艺制成的陶瓷基复合材料点阵结构因面芯界面连接点强度不足、应力集中、芯子杆强度不足且易发生蠕变和松动而产生破坏，且制备工艺复杂，脱模困难，难以规模化生产大尺寸、异形点阵结构，材料性能存在损失，从而在一定程度上限制了陶瓷基复合材料点阵结构在高超声速飞行器热防护技术领域的广泛应用和发展，因此对陶瓷基复合材料点阵结构的制备工艺及面芯结点连接方式进行研究，提出一种简单快速的制备工艺和稳定、高强度的面芯结点连接方式对陶瓷基复合材料点阵结构的发展具有重要意义。

发明内容