[发明专利]一种SiCf/SiC 陶瓷基复合材料涡轮叶片的制备方法

说明书

技术领域

本发明属于复合材料零件制造技术领域，涉及一种SiC_f/SiC陶瓷基复合材料涡轮叶片的制备方法。

背景技术

目前，航空发动机涡轮叶片采用的镍基高温合金使用温度有限，且密度较高，制约了发动机性能的进一步提升。而连续纤维编织增韧SiC陶瓷基复合材料叶片具有耐高温、高韧性、高比强和低密度等特点，可大大提高发动机的推重比与高温性能，是未来发动机高温部件制造的理想材料。

发明内容

本发明解决的问题在于提供一种SiC_f/SiC陶瓷基复合材料涡轮叶片的制备方法，该方法是一种结构和性能可控型连续纤维增韧SiC陶瓷基复合材料三维构件的制备方法。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种SiC_f/SiC陶瓷基复合材料涡轮叶片的制备方法，包括以下步骤：

1）根据涡轮叶片在使用条件下的状态，得到其对局部区域材料的性能要求，对应材料设计准则，反求得到局部区材料的组织结构参数；

2）将各区域整合，得到陶瓷基复合材料涡轮叶片的零件结构、材料组织结构一体化模型，用光固化快速成型方法制造出涡轮叶片型壳模具和具有拓扑特征的导向支撑支架；

3）在预制的导向支撑支架上编织SiC连续纤维；

4）将编织有SiC连续纤维的导向支撑支架放入固相浓度为10～25%的聚碳硅烷-二甲苯溶液中，进行多次真空浸渍-干燥-交联工艺；

5）采用先驱体涂覆裂解法，在SiC连续纤维表面制备SiC界面层；

6）将纤维编织的导向支撑支架固定在光固化树脂型壳内，在真空注型机内浇注陶瓷浆料，得到内部有SiC纤维骨架的陶瓷叶片生坯；

7）在保护气氛下，将陶瓷叶片生坯升温至800℃使坯体内的有机物裂解，得到叶片素坯；

8）将叶片素坯用硅包埋后，升温至1400～1600℃进行反应烧结，得到SiC_f/SiC陶瓷基复合材料涡轮叶片。

所述的涡轮叶片负型模具和模具内部拓扑特的导向支撑支架为：

采用CAD软件构建涡轮叶片负型模具和导向支撑支架的三维模型，然后将三维模型转化为STL格式数据；采用分层软件Magics对三维模型进行分层处理，将处理数据导入光固化快速成型制造程序SLARP；采用光固化快速成型方法制造出负型模具和导向支撑支架。

连续SiC纤维编织是用连续SiC纤维束，纤维平均直径8～15μm，将纤维束用软质针牵引，在预制支架上进行编织。

所述的在连续纤维的表面制备SiC界面层为：

将聚碳硅烷和二甲苯配制成质量分数为15～40%的PCS-xylene溶液，在PCS-xylene溶液中加入占溶液质量20～45%的SiC微粉，配制成SiC-PCS-xylene浆料；

将编制好的SiC纤维骨架浸没在SiC-PCS-xylene浆料中，置于真空罐中，抽真空后，加超声波处理，加气压5.0MPa～10.0MPa，保压30min，以确保浸渍液充分进入纤维束孔隙并均匀涂覆于纤维表面；

完成浸渍后取出纤维骨架，在空气中于50～65℃干燥1～2h，再于120～150℃保温8～12h完成聚碳硅烷氧化交联；

将涂覆有聚碳硅烷的纤维骨架在保护气氛下，以2～5℃/min的速率升温至1000～1200℃进行裂解，保温时间为1～2h，使涂覆在纤维表面的聚碳硅烷无机化生成SiC界面层。

所述步骤6）的陶瓷浆料的制备为：

将液态酚醛树脂与造孔剂按照50：（65～100）质量比混合均匀，得到液相组分；

将6～8.5份的SiC微粉、0.05～0.2份的金属Ni微粉、0.1～0.3份的石墨粉和0.1～1份的纳米碳黑充分混合，得到固相组分；

将固相组分和液相组分按照45～65：100的体积比充分混合、球磨后得到陶瓷浆料；

将液相组分与固相组分质量1～2%的分散剂聚丙烯酸钠混合均匀，再与固相组分一同放入碳化硅球磨罐内，加入碳化硅球磨介质，以300～360r/min转速球磨30～120min，得到固相颗粒分散均匀的陶瓷浆料；

在陶瓷浆料注型前0.5～1h，还将陶瓷浆料中树脂质量的4～8%的苯磺酰氯加入陶瓷浆料中搅拌均匀，真空排气10～30min。

所述的液相组分包括醇溶热固性酚醛树脂、乙二醇体积份数分别为3.0～5.5份、5～7份；