本发明专利技术提供了一种炭/炭复合材料长时间高温抗氧化多元复合陶瓷涂层及制备和应用方法。其是在炭/炭复合材料表面上的复合涂层，由里到外依次为：包埋法制备的SiC作为与基体结合的连接层，化学气相沉积法制备的SiC作为密封层，刷涂法和原位氧化反应法制备的SiO2-Y2Si2O7-ZrSiO4-Al2SiO5陶瓷层作为氧阻挡层，其中，SiC连接层起到连接基体的作用，密封层SiC层起到封填内层缺陷的作用，最外层的陶瓷涂层起到自愈合和阻氧的作用。其与基体结合牢固，无贯穿裂纹，能长时间抗高温氧化，完全能应用于制备高超音速飞行器的头部周围和机翼非直接烧蚀耐热结构件，以及制备航空发动机加力燃烧室材料。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种炭/炭复合材料的表面处理，尤其涉及一种高超音速飞行器的头部周围和机翼非直接烧蚀耐热结构件用炭/炭复合材料以及取代新型航空发动机加力燃烧室传统高温合金材料用炭/炭复合材料的表面长时间高温抗氧化多层多元复合陶瓷涂层及其制备和应用方法。
技术介绍
炭/炭复合材料是碳纤维增强碳基体的新型高温材料，它是美国Chance-Vought 航空公司于1958年偶然发现的。炭/炭复合材料完全由单一的碳材料构成，具有高强模量、 密度低、热膨胀系数小、耐烧蚀、耐疲劳、化学惰性、尺寸稳定性高，特别是高温下强度随温度升高而升高以及高断裂韧性、低蠕变等一系列优点，是理想的高温结构及耐烧蚀材料，被广泛应用于航空航天领域。尤其是被应用于高超音速飞行器的耐热结构件上，具有质轻耐热等系列优势。但炭/炭复合材料在高温有氧环境中使用时易被氧化，从而导致其强度大幅度降低甚至完全失效。在有氧条件下，炭/炭复合材料的起始氧化温度为370°C ；当高于 500°C时，炭/炭复合材料会迅速氧化，并发生毁灭性破坏。而高超音速飞行器在高速飞行时，其机身往往要承受1000°C -2200°C的温度。例如机翼前缘或头部要经受高达2200°C的高速气流冲刷，机翼及机身其余非直接烧蚀部位也要承受高达1000°C -1500°C的温度。另外，高超飞行器还必须达到能够被长时间重复使用的要求。其次，传统航空发动机燃烧室多采用高温合金材料，燃烧室的出口温度达到了 1000°C-150(TC，如用能用炭/炭复合材料取代合金材料，发动机的重量会大大减轻，进而提高飞机的推重比。因此，研制一种新型长时间高温抗氧化的涂层炭/炭复合材料，使其能够应用在高超音速飞行器机翼和机身非直接烧蚀部件上以及飞机发动机的燃烧室上有着重要的意义。在炭/炭复合材料表面涂覆抗氧化复合陶瓷涂层是行之有效的措施。SiC的热膨胀系数与碳基体较为接近，且有好的化学相容性。但是，单一的SiC涂层具有较多的缺陷 (裂纹和孔洞)，难以起到长时间高温抗氧化的效果。氧化物陶瓷可以较好的阻止氧原子向碳基体扩散，但是高温下会与碳基体反应。另外，氧化物陶瓷往往具有较高的热膨胀系数， 陶瓷涂层容易形成贯穿性裂纹，较为严重的会发生脱落。因此，开发具有良好的物理和化学相容性以及良好的自愈合功能的新一代陶瓷复合涂层具有重要的意义。
技术实现思路
本专利技术的目的就是针对炭/炭复合材料表面陶瓷涂层因物理和化学不匹配导致易出现裂纹等缺陷的情况，设计并制备一种全新的与基体结合牢固，无贯穿裂纹的长时间抗高温氧化的功能陶瓷复合涂层，及其制备和应用方法。本专利技术的目的是通过下述方式实现的一种炭/炭复合材料长时间高温抗氧化多元复合陶瓷涂层的制备方法，是在炭/炭复合材料表面上由里到外依次制备连接层，密封层和陶瓷涂层，所述的连接层为包埋法制备的SiC层，所述的密封层为化学气相沉积法制备的SiC层，所述的陶瓷涂层为刷涂法和原位氧化反应法制备的Si0242Si207-ZrSi04-Al2Si05陶瓷层。所述的包埋法制备连接层是以Si粉、Al2O3粉、C粉，SiC粉为原料，球磨混勻后将炭/炭复合材料包埋，高温煅烧即可，得到的连接层厚度约为30-50 μ m。具体步骤如下按照质量配比为Si40-75%, Al2O3 2-13%, C 8-20%, SiC 10-38%称取 Si 粉、Al2O3粉、C粉，SiC粉，加入分散剂，球磨充分混勻后取出干燥后待用；最后，将炭/炭复合材料置于石墨坩埚中，并用混勻的粉末将其完全埋住，后将坩埚放入高温炉中，在 17000C -2000°C下保温1. 5-3h。所述的Si粉、SiC粉、C粉、Al2O3粉均优选过325目。所述的化学气相沉积法制备密封层以三氯甲基硅烷为SiC源，H2为载气，Ar为稀释气体，在高温下将包埋有连接层的炭/炭复合材料表面沉积SiC，得到的密封层厚度约为 20-30 μm0具体步骤如下将三氯甲基硅烷用鼓泡法从原料罐中带出，H2和Ar在混气罐中混合，再通入化学气相沉积炉体反应，经加热分解后，残留的气体过滤后，由真空泵抽走；Η2/三氯甲基硅烷摩尔比=6-12，Ar 流量为 150-280ml · mirT1，沉积压力< IkPa ；温度为 800°C -1280°C，保温时间3-1 1。所述的刷涂法和原位氧化反应法制备SiO2-Y2Si2O7-ZrSiO4-Al2SiO5陶瓷层是将 SiC粉末、YAG粉末以及YSZ粉末，按照配比混合，添加PVA溶液配制成刷涂浆料，然后将浆料均勻地涂刷在具有连接层和密封层的炭/炭复合材料表面；涂刷后的样品高温烧结，制得涂层；最后，将其在高温空气中预氧化，通过原位氧化反应制得陶瓷涂层，得到的陶瓷涂层厚度约为50-70 μ m。具体步骤如下将SiC粉末、YAG粉末以及YSZ粉末按照质量50-82 15-30 3_20配比混合，添加PVA溶液配制成刷涂浆料，粉料和PVA溶液体积比为0. 5-0. 8 ；PVA溶液浓度为 2wt% 然后将浆料均勻地涂刷在具有连接层和密封层的炭/炭复合材料表面；涂刷后的样品烘干，高温烧结，制得涂层；最后，将其在1300°C -1500°C空气中预氧化0. 5-4h，通过原位氧化反应制得陶瓷涂层。所述的YAG粉末的制备将高纯α -Al2O3粉末和^O3粉末，以摩尔比为5 3配制，采用行星式高能球磨机，以无水乙醇作为介质对混合粉末进行湿磨，球料比为4-8，球磨时间20-3^1。球磨后经1400°C -1600°C煅烧2- 后，制得钇铝石榴石(YAG)粉末。所述的YSZ粉末为氧化钇部分稳定的粉末为商业购买的粉末，粒度为 10-40 μ Hio将上述浆料均勻地涂刷在具有连接层和密封层的炭/炭复合材料表面后，样品在100°C恒温烘箱中烘干4h。干燥后的样品放置于真空碳管炉中，用氩气保护，在 13000C -1500°C温度下烧结1-1. 5h，制得涂层。本专利技术所述的多元复合陶瓷涂层应用于制备高超音速飞行器的头部周围和机翼非直接烧蚀耐热结构件，以及制备航空发动机加力燃烧室材料。本专利技术的方法可制备化学气相渗透和/或液相浸渍工艺制备的C/C复合材料的抗氧化功能复合涂层。专利技术的优点和积极效果与现有技术相比，本专利技术的优点和积极效果体现在(1)包埋法制备连接层的作用。由于氧化物陶瓷涂层具有较高的热膨胀系数和与碳基体的化学相容性不好的问题，容易导致保护涂层快速失效。而SiC与碳基体的热膨胀系数较为接近且化学相容性较好。利用SiC作为内层，能有效地缓解外涂层与基体之间的热膨胀失配。另外，利用包埋法制备连结层具有工艺简单，节约成本的优势。最重要的是该法可以制备出具有一定浓度梯度的C-SiC涂层，可以大大缓解涂层与C/C复合材料之间CTE 的失配程度，使涂层试样具有优异的抗热震性能。(2)化学气相沉积法制备SiC中间密封层的作用。化学气相沉积的基本原理是在一定温度下，反应物间发生一系列物理化学变化后在基体表面形成涂层。该方法制成的涂层致密、纯度较高，涂层的组织、形貌、成分可以控制。利用该法制备的SiC层可以很好的封填SiC连接层中的缺陷，进而封闭氧向基体快速扩散的通道。(3)刷涂法与原位氧化反应法制备SiO2-Y2Si2O7-ZrSiO4-Al2SiO本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：熊翔，曾毅，张武装，殷玲，郭顺，
申请(专利权)人：中南大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。