关键词： 反应熔渗   超高温陶瓷   Cf/ZrC-SiC   微观结构   反应机理   烧蚀  

摘要： 针对军事航天领域对超高温热结构材料的迫切需求，本文以先驱体浸渍裂解(PIP)工艺为基础，联用Zr-Si合金为浸渗剂的反应熔渗工艺（RMI），将PIP法制备的Cf/C-SiC复合材料内部富余的自由碳相转变为ZrC超高温陶瓷，制备Cf/ZrC-SiC新型耐超高温陶瓷基复合材料。论文在工艺设计、合金渗剂设计与制备、基材设计与制备的基础上成功制备得到Cf/ZrC-SiC复合材料，深入研究了RMI工艺制备Cf/ZrC-SiC复合材料过程机理，系统考察了Cf/ZrC-SiC复合材料的力学性能、热物理性能、氧化及烧蚀特性，论文主要研究内容及结果如下： 从反应熔渗基本原理出发，设计和筛选了浸渗剂，择优选择Zi-Si合金作为反应熔渗浸渗剂。该合金熔点为1570℃，较纯锆低了近300℃，且其理论锆含量高达97.1wt%，引入的异质元素Si能提高Zr与基材的润湿，生成的产物SiC是目标产物成分之一，热力学计算及实验验证了该渗剂可在1600℃与C反应形成目标产物ZrC。 从织物结构、碳基体及孔隙结构出发，设计了Cf/C-SiC基材的组成与结构。选择三维四向碳纤维织物为增强相，既保证了材料的力学性能，又有利于构建熔融金属流体浸渗通道；通过建立理论模型，计算和设计了Cf/C-SiC基材的理想组成：开孔率为20%，密度为1.35g/cm3。分别以酚醛树脂和PCS作为C源和SiC源，采用PIP法制备出具有理想结构的Cf/C-SiC基材。 通过研究RMI工艺对Cf/ZrC-SiC复合材料组织结构的影响，发现材料的致密度及残余合金相含量随熔渗温度的提高而降低，熔渗温度为1700℃时，材料的致密度随熔渗时间延长而增大。 通过分析RMI工艺过程，论证了熔液的渗透率是熔渗温度和熔渗时间的函数，提高熔渗温度，一方面C原子在ZrC层中的扩散能力增强，形成更多ZrC相，残余合金相随之减少，另一方面，温度的升高将使Zr-C反应的速度快于熔液浸渗的速度，从而使反应的体积膨胀造成的闭孔数增多，导致材料的致密度下降；延长熔渗时间，能增大熔液对基材的渗透率，促进合金熔体的深层渗透，提高材料的致密度。 在研究RMI工艺对Cf/ZrC-SiC复合材料结构影响的基础上，优化了Cf/ZrC-SiC复合材料力学性能。选用开孔率为21.26%的Cf/C-SiC基材，1700℃熔渗6h制备所得材料的室温弯曲强度和模量值最高，分别为198.65MPa和66.13GPa。 表征了Cf/ZrC-SiC复合材料的基本热物理性能，为材料应用的工程设计提供了基础数据。室温下，Cf/ZrC-SiC复合材料沿母线方向的热膨胀系数为5.2×10-6℃-1，该值随着温度的升高而增大。Cf/ZrC-SiC复合材料常温下比热为0.612J.g-1·K-1，热扩散系数为3.295mm2·s-1，热导率为5.93W·m-1·K-1。在1200℃以下温度区间内，热扩散系数随温度升高而降低，比热和热导率都随温度升高而增大。由于ZrC陶瓷的引入，其热扩散系数和热容与PIP法Cf/SiC复合材料相比明显增大，这样有利于热量在材料内部的传递，从而减小材料内部的温度梯度及热应力，提高材料的抗热震性能，扩宽材料的应用领域。 研究了Cf/ZrC-SiC复合材料的抗氧化性能。在1200℃空气环境中，该材料后表现出氧化增重，氧化产物SiO2和ZrO2主要分布在材料的表层1mm以内，可阻止氧气的侵入，为材料提供抗氧化保护。 RMI制备的Cf/ZrC-SiC复合材料的抗烧蚀性能优异，氧乙炔烧蚀考核30s，材料的质量烧蚀率和线烧蚀率分别为0.013g/s和0.022mm/s，烧蚀性能优于PIP法制备的Cf/SiC复合材料。

关键词： 超高温陶瓷复合材料   碳纤维   前驱体   微观结构   性能  

摘要： 利用前驱体浸渍、裂解方法制备了两种超高温陶瓷基复合材料,并对材料的力学性能进行了评价。采用SEM、EDS表征手段分析了材料复合过程中的微观结构特征,获得了工艺过程中碳纤维、基体、界面特征及其变化规律。结果表明,材料致密化周期减少,热处理时间缩短,对纤维的损伤减轻,能充分提高碳纤维的强度利用率,从而提高材料的力学性能。

关键词： 陶瓷基复合材料   混杂纤维复合材料   发射管   数值仿真  

摘要： 选用陶瓷基复合材料和混杂增强树脂基复合材料设计了一种轻型并可重复使用的发射管。建立新型发射管有限元模型,进行了火箭发射的数值仿真,并与金属发射管、玻璃钢发射管进行了对比研究。结果表明新型复合材料火箭发射管的刚度、强度都满足要求,性能良好,并可重复使用,而质量只有金属管的24.36%。

关键词： 航空发动机   高温材料   陶瓷基复合材料   碳/碳复合材料   发展趋势  

摘要： 概述了先进发动机高温材料的研究发展现状,重点介绍了陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料和难熔金属硅化物基复合材料在先进发动机和弹用高温材料上的研究应用,指出了各种先进发动机高温材料的优缺点以及关键技术和发展趋势。

关键词： 陶瓷基复合材料   C/SiC   化学气相浸渗法   先驱体转化法   航天领域  

摘要： 论述了陶瓷基复合材料在航天领域的研究与应用,主要从陶瓷基复合材料的优势特点、制备方法、国内外研究进展以及CMC在航天型号产品上应用需要突破的难点和技术关键等五个方面进行了详细论述和介绍,提出了发展趋势和研究方向。

关键词： 环境障碍涂层   陶瓷基复合材料  

摘要： 环境障碍涂层(Environment barrier coating,EBC)能够解决构件在燃气环境中长时间腐蚀的问题,从而成为航空发动机材料研究的热点。从材料体系、制备工艺、性能考核和表征方法4个方面综述了目前EBC的研究成果。通过对目前国内外研究成果的总结和分析,提出了EBC当前研究存在的问题,并展望了EBC进一步研究的方向。

关键词： 氮化物   尿素法   涂层   纳米管   陶瓷基复合材料   纳米材料  

摘要： 综述了近年来尿素法制备氮化物陶瓷粉体、涂层、纳米管和陶瓷基复合材料等的研究进展,并对其发展趋势作了展望。

关键词： 陶瓷基复合材料   Al2O3-Ti(C,N)   Ni   Ti   热压烧结   力学性能  

摘要： 研究了Ni和Ti的添加对真空热压烧结方法制备的Al2O3-Ti(C,N)陶瓷基复合材料的显微组织和力学性能的影响.发现添加Ni和Ti的复合材料主要由Al2O3、Ti(C,N)和Ni组成,没有发现存在金属***由于非常活泼,在热压烧结过程中可能与石墨模具产生的含C气氛反应生成TiC,或与高温下Ti(C,N)的少量分解产生的N2气氛反应生成TiN,这有利于减少复合材料中的气孔.适量添加Ni可通过液相烧结促进复合材料的致密化,提高复合材料的相对密度,并能通过产生裂纹偏转和裂纹桥联提高复合材料的断裂韧性.热压温度为1550℃、等摩尔比的Ni和Ti混合粉末添加量为5vol%时,Al2O3-Ti(C,N)-Ni-Ti复合材料的相对密度为99.6%,硬度为21GPa,抗弯强度为818MPa,断裂韧性为8.1 MPa.m1/2.

关键词： 氮化硼   界面相   陶瓷基复合材料   纤维   涂层  

摘要： 界面相对陶瓷基复合材料的力学性能有极其重要的作用,其主要作用包括载荷传递、力学熔断、缓解残余应力和保护增强纤维,在此基础上提出了界面相的设计原则。氮化硼具有类似热解炭的层状晶体结构和优于热解炭的抗氧化性能,此外还具有优异的耐高温和化学惰性,氧化产物(B2O3)具有裂纹弥合作用,因此发展成为重要的耐高温陶瓷基复合材料的界面相材料。阐述了氮化硼界面相的结构和功能特点,介绍了氮化硼界面相在SiCf/SiC、Cf/SiC、金属基复合材料、玻璃陶瓷基复合材料中的研究现状,总结了界面相的组成、结构和厚度等因素与材料性能的关系规律。综述了氮化硼界面相制备方法,并分析了各种方法的优缺点。最后指出,构建完善的氮化硼界面相对材料性能影响的物理模型,将是氮化硼界面相在今后的发展方向,获得特定结构的氮化硼界面相涂层是今后研究的难点和重点。

关键词： Al/SiCp陶瓷基复合材料   无压浸渗   组织   致密度   硬度  

摘要： 本文采用无压浸渗法,研究浸渗时间对Al/SiCp陶瓷基复合材料组织、致密度、硬度的影响。浸渗保温时间1h,能浸透,但致密度差,硬度低。保温时间3h,发生粉化现象。结果表明浸渗保温时间2h是无压浸渗较好的工艺参数。