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Cf/C复合材料具有密度低、重量轻、强度高和抗热震性能优良等优点,被广泛应用于飞行器前缘、鼻锥、火箭发动机喷管等部位。但是,高超音速飞行器和再入飞行器由于空气动力加热而经历了极高的温度,在许多情况下,这些温度可以超过1650°℃,而Cf/C复合材料由于在高温下抗氧化性能差,限制了其在高温氧化环境中的应用。陶瓷材料作为结构材料,具有高硬度、高强度、耐高温、抗腐蚀等特点,可应用于高温环境中,但是由于其抗热震性能差导致其不能在温度急剧变化的条件下使用。本文利用料浆浸渍和前驱体浸渍裂解(PIP)工艺相结合,向Cf/C复合材料中引入ZrB2-SiC-ZrC陶瓷相,制备Cf/C-ZrB2-SiC-ZrC复合材料,以提高复合材料整体的抗氧化性能和断裂韧性。利用化学气相渗透(CVI)工艺制备了 Cf/C复合材料,重点研究了排胶处理和沉积时间对Cf/C复合材料的影响。经过900℃,2h的真空排胶处理有利于热解碳的沉积,可以提高Cf/C复合材料的制备效率。随着CVI时间的增长,Cf/C复合材料的密度也随之增长,变化规律类似线性变化。利用PIP工艺制备了 Cf/C-SiC-ZrC复合材料,对SiC前驱体(PCS)和ZrC前驱体分别进行了热重分析,并分别探究了不同工艺制备的Cf/C复合材料的密度对Cf/C-SiC-ZrC复合材料性能的影响。结果表明,在先浸渍PCS后浸渍ZrC前驱体的制备工艺中,当Cf/C复合材料的密度为0.9 g/cm3时,其力学性能相对较好,其中,拉伸强度为163MPa,弯曲强度为214 MPa,压缩强度为211 MPa,断裂韧性可达7.93 MPa·m1/2。在直接浸渍混合前驱体的制备工艺中,当Cf/C复合材料的密度为0.9 g/cm3时,其拉伸强度为121MPa,弯曲强度为316 MPa,压缩强度为357 MPa,断裂韧性可达6.86MPa·m1/2。经过1500°℃静态氧化1h发现,0.9SiZr-混合的失重率为9.6%,表面的氧化膜光滑致密无裂纹,几乎没有气孔,阻止了氧气的进入,起到了很好的氧化保护作用。0.9SiZr-PCS的失重率为6.1%,表面致密光滑,无微裂纹和气孔,可以有效的阻止外界的氧气进入,保护Cf/C-SiC-ZrC复合材料内部结构不被氧化,提高了复合材料的抗氧化性能。为了缩短PIP工艺的浸渍周期,利用料浆浸渍工艺与PIP工艺相结合,制备了Cf/C-ZrB2-SiC-ZrC复合材料。首先研究了分散剂含量和pH值对ZrB2料浆的粘度和稳定性的影响,确定出性能最佳的两组料浆进行浸渍。比较发现,之前制备Cf/C-SiC-ZrC复合材料需要11个PIP浸渍周期,利用料浆浸渍后仅需5个周期就可以得到密度在2.1 g/cm3以上的Cf/C-ZrB2-SiC-ZrC复合材料,大大缩短了 Cf/C-ZrB2-SiC-ZrC复合材料的浸渍周期。