The invention belongs to the field of composite material manufacturing technology, and relates to a preparation method of SiC/SiC composite material, in particular to a preparation method of high density SiC/SiC composite material. The SiC/SiC composites manufactured by the invention adopt a 2.5D braiding mode and interweave warp yarns to overcome the disadvantage of poor interlayer performance of the 2D braiding process, and overcome the defect that the 3D braiding process does not exist the weft yarn, which leads to the great difference in the mechanical properties between the direction and the radial direction, so that the SiC/SiC composites have excellent interlayer bonding strength and toughness in both the warp and weft directions, and are SiC/SiC composites. Component design provides better material support. In addition, the SiC/SiC composite material of the invention uses liquid Polycarbosilane as impregnating agent to prepare ceramic matrix in the early stage of preparation. Compared with the traditional Polycarbosilane benzene solution impregnating agent, the SiC/SiC composite material has the advantages of high ceramic yield and is beneficial to shorten the development cycle of the material.
【技术实现步骤摘要】
一种SiC/SiC复合材料的制备方法
本专利技术属于复合材料制造
，涉及一种SiC/SiC复合材料的制备方法，特别涉及一种高致密度SiC/SiC复合材料的制备方法。
技术介绍
随着航空发动机推重比的逐渐提高，服役环境更加苛刻。涡轮、燃烧室、尾喷管等热端构件需承受强气动载荷和热流冲击，因此要求所选用的结构材料具有耐高温、抗氧化、力学性能优异的特点。现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度均达到了1500℃，远远超过了高温合金及金属间化合物的使用温度。目前耐温能力最优异的镍基高温合金材料最高工作温度约为1050℃，现有的高温合金材料体系已经难以满足在研及未来航空发动机的需求，必须开发新型轻质、耐高温、抗氧化结构材料。SiC/SiC复合材料密度仅为高温合金的1/3～1/4，最高使用温度高达1600℃以上，具有优异的耐高温抗氧化性能。特别是在1200℃～1600℃温域，其氧化产物二氧化硅结构较为致密，能够有效的抑制氧化媒介的渗透，降低氧化反应速率，显著提升材料和构件高温稳定性，是目前替代高温合金实现在航空发动机热端构件领域应用最有潜力的结构材料。目前以聚碳硅烷苯系溶剂...
【技术保护点】
1.一种SiC/SiC复合材料的制备方法，其特征在于步骤如下：(1)纤维预制体的制备：采用2.5D编织工艺，将SiC纤维编织成SiC纤维预制体，纤维预制体厚度为2～5mm，体积分数为35％～50％；(2)RTM模具制备：根据SiC纤维预制体形状设计用于RTM工艺的模具，在模具上下模的贴合面放置厚度为0.10～0.50mm的石墨纸；(3)RTM工艺真空注胶：对纤维预制体进行高温预处理，以去除纤维表面的上桨剂以及其它杂质成分，高温预处理温度为800℃，处理时间0.5～1小时，然后将SiC纤维预制体置于RTM模具中，合模，锁模，抽真空至RTM模具内部压力≤0.005MPa，将液态...
【技术特征摘要】
1.一种SiC/SiC复合材料的制备方法，其特征在于步骤如下：(1)纤维预制体的制备：采用2.5D编织工艺，将SiC纤维编织成SiC纤维预制体，纤维预制体厚度为2～5mm，体积分数为35％～50％；(2)RTM模具制备：根据SiC纤维预制体形状设计用于RTM工艺的模具，在模具上下模的贴合面放置厚度为0.10～0.50mm的石墨纸；(3)RTM工艺真空注胶：对纤维预制体进行高温预处理，以去除纤维表面的上桨剂以及其它杂质成分，高温预处理温度为800℃，处理时间0.5～1小时，然后将SiC纤维预制体置于RTM模具中，合模，锁模，抽真空至RTM模具内部压力≤0.005MPa，将液态聚碳硅烷注入模具中，边注入边抽真空；(4)加热固化：将放置SiC纤维预制体的RTM模具置于烘箱中，完成加热固化后，脱模处理。固化工艺温度200℃～300℃，时间0.5～1小时；(5)高温热处理：将加热固化脱模后的SiC纤维预制体放入裂解炉中进行高温热处理，热处理温度1100℃～1400℃，升温速率100℃/h～600℃/h，保温时间0.5小时～2小时，降温过程在惰性气体或氮气保护下自然降温，获得低密度SiC/SiC复合材料；(6)真空浸渍：将高温热处理的低密度SiC/SiC复合材料置于真空浸渍装置中，内部压力≤0.005MPa，缓慢将液态聚碳硅烷浸渍剂通过管道置入放置高温热处理的SiC纤维预制体的真空浸渍装置中，使液态聚...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈明伟，张冰玉，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司基础技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11
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