[发明专利]一种碳纤维增韧碳化硅基复合材料中温1000～1400℃涂层的修补方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种碳纤维增韧碳化硅基复合材料中温涂层的修补方法，涉及一种碳纤维增韧碳化硅基复合材料中温涂层（1000-1400℃）在线修补方法。

背景技术

连续碳纤维增韧碳化硅基复合材料具有类似金属的断裂行为，对裂纹不敏感，不会发生灾难性破坏。其耐高温和低密度特性，使其成为发展先进航空发动机、火箭发动机和空天飞行器防热结构的关键材料。在航空发动机应用方面，如法国SNECMA公司生产的M88-2和M53-2发动机上的喷嘴和尾气调节片采用了C/SiC材料。在超高声速飞行器上C/SiC材料主要用于大面积热防护系统，比金属TPS减重50％，可减少发射准备程序，减少维护，提高使用寿命和降低成本。C/SiC材料用作超高声速飞行器高温大面积防热系统，已经在X系列空天飞行器上试飞成功，成为继C/C之后的新一代防热材料。

C/SiC复合材料在应用中存在的一个主要问题就是高温下抗氧化性能较差。这一方面是由于SiC基体与纤维之间的热膨胀系数（CTE）不匹配，SiC基体上存在许多微小裂纹。在C/SiC复合材料的使用过程中，这些微小裂纹会成为氧气腐蚀碳纤维的流动通道。另一方面，C/SiC复合材料的抗氧化性能差是由于材料的致密度较低。因此，必须发展C/SiC复合材料的保护体系以阻止氧通过裂纹和开气孔向碳纤维的扩散。

现阶段解决的主要方法是对C/SiC材料表面进行抗氧化涂层处理，涂层的主要工艺有CVD法、溶胶-凝胶法，聚合物裂解法等。这些方法所制备的涂层都能在一定程度上很好的保护基体。但是存在的问题是C/SiC复合材料在加工和装备过程中会造成表面涂层有一定破坏，涂层的毁坏可能导致碳纤维暴露于燃气环境下，碳纤维的氧化将造成构件的失效，严重影响材料的正常使用。重新制备涂层不仅周期较长，而且耗资巨大，为了解决这一问题，研究涂层修补技术成为一个热点。但是对于中温（1000-1400℃）使用区域的涂层在线修补技术却鲜有报道。

目前的涂层制备技术较多，但均不能进行在线修补，比如CVD法，对制备涂层的设备要求较高，这就限制了其在线修补行为。本发明主要通过对涂层进行合理的结构设计，结合简单的涂刷法工艺来实现C/SiC复合材料中温涂层（1000-1400℃）的在线修补。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种C/SiC复合材料中温涂层（1000-1400℃）在线修补的方法。

一种碳纤维增韧碳化硅基复合材料中温1000～1400℃涂层的修补方法，其特征在于修补步骤如下：

步骤1：将Si粉与有机硅烷粘合剂进行混合得到内涂层的涂层浆料，然后将浆料刷涂于碳纤维增韧碳化硅基复合材料的受损涂层处，在40～120℃低温下使其固化，获得内涂层；所述有机硅烷粘合剂︰Si粉的质量比为1～3∶4～7；

步骤2：采用熔点为1000℃～1400℃的氧化物与有机硅烷粘合剂进行混合，得到第一梯度玻璃涂层的浆料，然后将此浆料刷涂于步骤1制备完成的内涂层上，在40～120℃低温下使其固化，获得第一梯度玻璃涂层；所述有机硅烷粘合剂︰氧化物的质量比为1～3∶4～7；

步骤3：采用软化点为400℃～1000℃的低熔点玻璃粉与有机硅烷粘合剂进行混合，得到第二梯度玻璃涂层的浆料，将此浆料刷涂于第一梯度玻璃涂层上，在40～120℃低温下使其固化，获得第二梯度玻璃涂层；所述有机硅烷粘合剂︰低熔点玻璃粉的质量比为1～3∶4～7。

所述步骤1、步骤2和步骤3中的固化采用红外灯、紫外灯照射或者烘箱使其固化。

所述熔点为1000℃～1400℃的氧化物为：钡锶铝硅BSAS或碳酸盐、硫酸盐、钡、铝、镓五个系列的氧化物。

所述玻璃粉为：铋玻璃粉、铅玻璃粉、钒玻璃粉、磷酸盐玻璃粉或硼硅酸盐玻璃粉。

所述有机硅烷粘合剂为：聚氮硅烷、聚硅氧烷、聚碳硅烷或聚硼氮硅烷。

本发明一种碳纤维增韧碳化硅基复合材料中温涂层（1000-1400℃）修补方法，基于合理的涂层结构设计，各层涂层相互配合，达到相应温度的使用要求。在涂层体系中内层硅涂层主要是为了提高涂层与基体的结合力，梯度玻璃涂层主要是可以在相应温度下形成液相，一方面对基体的裂纹及孔洞进行封填，另一方面可进行涂层的自愈合。该技术可有效提高C/SiC复合材料部件的使用寿命，降低材料的使用成本。

本发明的优点在于：