一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材及其制备方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机热端部件用SiC/SiC复材及其制备方法，涉及航空发动机热端部件用SiC/SiC复合材料技术领域；制备时，分别将SiC纤维经纬编织成3种不同面密度的二维平纹纤维布；平铺一定数量的3种纤维布并连续针刺成型，得到变密度SiC纤维预制体；先后进行BN界面层沉积，以及化学气相沉积，随后真空浸渍环氧树脂浸渍液，并加热固化；真空浸渍先驱体溶液并干燥，在500℃分解环氧树脂，随后持续加热热解生成SiC基体，得到具有内部空隙结构的SiC/SiC复材；本发明专利技术可制备一种可快速增密、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。

【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。

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【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：