[发明专利]一种混杂基体SiCf/SiC复合材料及其制备方法

说明书

本发明提供了一种混杂基体SiCf/SiC复合材料及其制备方法，所述方法包括：对SiC纤维预制件进行预处理，并在SiC纤维预制件的表面沉积一层PyC界面层或BN界面层；将沉积界面层的SiC纤维预制件放置在SiC沉积炉中，以氢气鼓泡三氯甲基硅烷作为源气，氩气为稀释气体，得到沉积有CVI SiC基体的中间体；将中间体真空浸渍在聚碳硅烷溶液中，得到PIP SiC基体，同时重复PIP循环周期5~6次，即得混杂基体SiCf/SiC复合材料。本发明方法显著降低了制备复合材料的闭孔率，提高了其致密度以及显微组织均匀性，其力学性能、性能稳定得到了显著提高。

技术领域

本发明涉及SiCf/SiC复合材料的制备技术领域，特别涉及一种混杂基体SiCf/SiC复合材料及其制备方法。

背景技术

为发展新一代更高效、更环境友好的航空发动机，其推力和推重比需要不断地提升，因此，涡轮前进口温度需要持续提升，这对镍基高温合金这一传统航空发动机热端部件材料提出了极其苛刻的挑战。一般认为，镍基高温合金的耐温极限在1150℃，该温度已经不能满足新一代航空发动机工作温度的需求，因此需要开发耐温性更优异的新材料。相比金属材料，陶瓷材料具有极其优异的耐温性能，这主要是取决于其内部为共价键或离子键的强结合。但是也正由于陶瓷内部具有方向性强键合作用，陶瓷一般具有本征脆性，极大地限制了其在实际工程领域的应用。在陶瓷中引入连续纤维对其进行强韧化，是目前为止最为成功和有效的增韧机制。连续纤维增韧的陶瓷基复合材料具有不错的断裂韧性，使其制备安全可靠的工程部件成为可能。而在众多连续纤维增韧的陶瓷基复合材料中，连续SiC纤维增韧的SiC复合材料，简称SiCf/SiC复合材料，由于其具有以下一系列优点，是最有希望用作航空发动机热端部件。具体来讲，SiCf/SiC复合材料具有优异的抗氧化性、优异的高温抗蠕变性能、较低的密度（其密度仅为镍基高温合金的1/4~1/3），高比强度和比模量等。据报道，SiCf/SiC复合材料在航空发动机热端部件的应用将提高其工作温度至少达200~300℃。这种耐温性能的飞跃足以造成航空发动机的代差。正基于此，各国都极力推动SiCf/SiC复合材料这一新材料在航空领域的应用。

目前，制备SiCf/SiC复合材料有三种常用工艺，分别为化学气相沉积法（ChemicalVapor Infiltration, CVI），先驱体浸渍裂解法（Precursor Infiltration andPyrolysis，PIP）以及反应熔渗法（Reactive Melt Infiltration，RMI）。化学气相沉积法是利用高温下气相先驱体裂解，逐渐在纤维表面沉积产物并实现致密化。先驱体浸渍裂解法是利用液态（或可溶于有机溶剂）的有机先驱体单体的设计制备，通过其浸渍纤维预制件，然后通过交联固化形成不熔的、陶瓷前驱体聚合物网络，最后在高温下裂解制备陶瓷基体。反应熔渗法是需要在纤维预制件上先通过适当工艺引入多孔碳中间体，后在高温下引入液相或气相硅，利用硅与碳在高温下发生化学反应生成SiC实现致密化。但是上述三种工艺方法各有优缺点。化学气相沉积法的优点是低制备温度 (~1000℃)，对纤维损伤小，制备高纯度、高结晶性的SiC基体，对强度、模量及抗水氧腐蚀性有利；但是沉积速率低、耗时长、昂贵且高孔隙率(接近20%)，不能填充纤维束间大而尖锐的孔隙。先驱体浸渍裂解法的优点是低制备温度 (~1000℃)，对纤维损伤小，可近净成型，适合制备复杂构件，但是由于裂解过程中小分子溢出，孔隙率高，难以完全致密化，需要重复浸渍裂解过程，耗时间较长（取决于每次裂解的先驱体陶瓷产率），基体为无定型的、非化学计量比产物SiCxOy，有较多由有机-无机转化过程中的体积收缩造成的微裂纹。反应熔渗法的优点是致密化效率高、低成本，孔隙率低(小于2%)、热导率高，但是存在残余Si相, 使其长期应用温度不超过1300℃，制备温度高 (高于 1500℃)，对纤维造成损伤。