【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机热端部件用sic/sic复合材料，具体涉及一种航空发动机热端部件用sic/sic复材及其制备方法。
技术介绍
1、航空发动机涡轮系统是将高温、高压燃气的部分热能压力转变成机械功的重要子系统，对发动机推重比起关键作用。随着对航空发动机性能需求不断提高，对热端部件材料的轻质、耐高温性能、力学性能、以及隔热性能提出了更高的要求。连续纤维增韧sic/sic陶瓷基复合材料(以下简称sic/sic复材)具有优异的耐高温、抗氧化、抗热震、以及高强度等理化性能，该材料密度仅为高温合金的1/3-1/4，在不用空气冷却和热障涂层的情况下，工作温度可比高温合金提高150-350℃，潜在使用温度可达1650℃，是航空发动机和工业燃气轮机领域新一代战略性热结构材料。
2、传统的sic/sic复材大多由均匀密度的纤维预制体成型，由于sic纤维的价格高昂，若采用均匀密度的sic纤维布形成预制体，将增加sic纤维的使用量，一定程度上将增大复材的制备成本。同时，采用高致密化均匀密度的sic/sic复材运用于航空领域，由于内部实心结构，将增加飞行器的载荷重量，降低经济效益。另外，均匀密度的sic/sic复材在致密化的过程需要多次致密，增加了sic基体制备原料的消耗，导致制备周期过长，制备成本较高。目前已公开资料显示，专利号为cn108794035a的专利提出了一种耐高温陶瓷材料的制备方法，该材料通过碳化硅微粒改性氮化硅纤维，具有良好的抗弯曲性能，同时耐受1850℃的高温。专利号为cn115821098a的专利提出了一种耐高温陶瓷
3、因此，为解决上述问题，迫切需要开发一种运用于航空发动机热端部件的陶瓷复合材料的制备方法，使得制备得到陶瓷基复合材料具有轻质，耐高温，力学性能优良以及一定的隔热性能，进一步满足于航空发动机热端部件的需求。
技术实现思路
1、为了解决上述技术问题，本专利技术的目的是提供一种航空发动机热端部件用sic/sic复材及其制备方法，可快速增密、耐受1500℃高温，具有一定隔热性能且力学性能良好的陶瓷基复合材料，能够有效地运用于航空发动机热端部件。
2、本专利技术解决上述技术问题的技术方案如下：提供一种航空发动机热端部件用sic/sic复材的制备方法，包括以下步骤：
3、(1)将sic纤维分别按照6×6束/cm2、7×7束/cm2和8×8束/cm2的编织密度经纬编织成3种二维平纹纤维布；
4、(2)将步骤(1)所得二维平纹纤维布按照8×8束/cm2-7×7束/cm2-6×6束/cm2-7×7束/cm2-8×8束/cm2顺序进行铺层，然后通过石墨夹具夹持并整体连续针刺，得具有密度梯度的sic纤维预制体；
5、(3)将步骤(2)所得具有密度梯度的sic纤维预制体放入氮化硼沉积炉内，对表面进行bn界面层沉积，得沉积bn界面层的纤维预制体；
6、(4)将步骤(3)所得沉积bn界面层的纤维预制体放入sic气相沉积炉中，进行sic化学气相沉积，得半致密化sic/sic复材；
7、(5)将步骤(4)所得半致密化sic/sic复材脱离石墨夹具，在-0.1mpa压力下浸入环氧树脂浸渍液中，保持0.5-0.6h后取出，然后在80℃温度下恒温干燥固化2-3h，重复浸渍固化步骤至增重率为5-10％，得中心处渗入热固性树脂的sic/sic复材；
8、(6)将步骤(5)所得中心处渗入热固性树脂的sic/sic复材在-0.1mpa压力下浸入有机先驱体溶液中，保持0.5-0.6h，重复浸渍步骤至增重率为18-22％，然后在120-150℃温度下固化2-3h，再在氩气氛围中以1-10℃/min升温速率升温至500℃保持5h，最后以5℃/min升温速率升温至1200℃，得具有空隙结构的sic/sic复材；
9、(7)将步骤(6)所得具有空隙结构的sic/sic复材经后处理后，在700℃马弗炉中氧化处理5-6h，冷却至室温，清洗并烘干，得航空发动机热端部件用sic/sic复材。
10、进一步，步骤(1)中，sic纤维所含元素为si、c、o和al，平均直径为10μm，纤维丝束为1600根，密度为3-3.2g/cm3，c/si的原子比为0.92-0.95，拉伸强度为2.4gpa，断裂应变为0.7％，耐温性为1800℃。
11、进一步，步骤(1)中，二维平纹纤维布平均厚度为0.2-0.3mm。
12、进一步，步骤(1)中，二维平纹纤维布平均厚度为0.22mm。
13、进一步，步骤(2)中，每种编织密度分别叠加三层，形成共计15层纤维叠层布。
14、进一步，步骤(2)中，整体连续针刺时，针刺方向垂直于纤维布所在平面，针刺工艺数量为单位面积内的针刺数，针刺数为5-10针/cm2。
15、进一步，步骤(2)中，具有密度梯度的sic纤维预制体平均厚度为2.9-3.4mm。
16、进一步，步骤(2)中，具有密度梯度的sic纤维预制体平均厚度为3.2mm。
17、进一步，步骤(3)中，bn界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼气体，通气速率分别为0.25l/min和0.15l/min，沉积时间为10-20h。
18、进一步，步骤(3)中，bn界面层平均厚度为200-500nm。
19、进一步，步骤(3)中，bn界面层平均厚度为340nm。
20、进一步，步骤(4)中，半致密化sic/sic复材平均密度为2.2-2.4g/cm3。
21、进一步，步骤(5)中，环氧树脂浸渍液通过以下方法制备得到：将环氧树脂、二乙烯三胺、丙酮和二甲苯按质量比12:1:7:10混匀，磁力搅拌，并超声分散0.5-1h，得环氧树脂浸渍液。
22、进一步，步骤(5)中，重复浸渍固化步骤至增重率为8％。
23、此时，-0.1mpa的真空环境，从而使得浸渍液在大气压强的作用下浸渍到复材内部。
24、进一步，步骤(6)中，有机先驱体溶液为聚碳硅烷、聚甲基硅烷和聚丙烯羟基碳硅烷中的至少一种。
25、进一步，步骤(6)中，重复浸渍步骤至增重率为20％。
26、进一步，步骤(6)中，具有空隙结构的sic/sic复材平均密度为2.5-2.9g/cm3。
27、进一步，步骤(6)中，具有空隙结构的sic/sic复材平均密度为2.8g/cm3。
28、进一步，步骤(6)中，升温至500℃保持，在该温度下本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(1)中，所述SiC纤维所含元素为Si、C、O和Al，平均直径为10μm，纤维丝束为1600根，密度为3-3.2g/cm3，C/Si的原子比为0.92-0.95，拉伸强度为2.4Gpa，断裂应变为0.7％，耐温性为1800℃。
3.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(2)中，每种编织密度分别叠加三层，形成共计15层纤维叠层布。
4.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(2)中，整体连续针刺时，针刺方向垂直于纤维布所在平面，针刺工艺数量为单位面积内的针刺数，针刺数为5-10针/cm2。
5.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(3)中，BN界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼
6.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(5)中，所述环氧树脂浸渍液通过以下方法制备得到：将环氧树脂、二乙烯三胺、丙酮和二甲苯按质量比12:1:7:10混匀，磁力搅拌，并超声分散0.5-1h，得环氧树脂浸渍液。
7.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(6)中，所述有机先驱体溶液为聚碳硅烷、聚甲基硅烷和聚丙烯羟基碳硅烷中的至少一种。
8.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(6)中，具有空隙结构的SiC/SiC复材平均密度为2.5-2.9g/cm3。
9.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法，其特征在于，步骤(7)中，后处理时，清除复材表面灰尘，打磨至表面平整，去除边角毛刺。
10.权利要求1-9任一项所述的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材的制备方法制得的航空发动机热端部件用SiC/SiC复材。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机热端部件用sic/sic复材的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用sic/sic复材的制备方法，其特征在于，步骤(1)中，所述sic纤维所含元素为si、c、o和al，平均直径为10μm，纤维丝束为1600根，密度为3-3.2g/cm3，c/si的原子比为0.92-0.95，拉伸强度为2.4gpa，断裂应变为0.7％，耐温性为1800℃。
3.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用sic/sic复材的制备方法，其特征在于，步骤(2)中，每种编织密度分别叠加三层，形成共计15层纤维叠层布。
4.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用sic/sic复材的制备方法，其特征在于，步骤(2)中，整体连续针刺时，针刺方向垂直于纤维布所在平面，针刺工艺数量为单位面积内的针刺数，针刺数为5-10针/cm2。
5.如权利要求1所述的航空发动机热端部件用sic/sic复材的制备方法，其特征在于，步骤(3)中，bn界面层沉积时，以氩气作为保护气，氢气作为载气，在1000℃温度下通入氨气和三氯化硼气体，通气速率分别...
【专利技术属性】
技术研发人员：郭楚楚，冯丹妮，叶昉，成来飞，
申请(专利权)人：西安鑫垚陶瓷复合材料股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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