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文檔簡介
1、高超聲速飛行器的快速發(fā)展對熱結(jié)構(gòu)部件提出新的需求,迫切需要開發(fā)具有良好力學(xué)性能和抗燒蝕性能的耐超高溫材料。連續(xù)纖維增強超高溫陶瓷基復(fù)合材料具有耐超高溫、高韌性、抗燒蝕等優(yōu)點,受到廣泛關(guān)注,并進(jìn)行了大量研究。本文以中科院過程所生產(chǎn)的ZrC、ZrB2先驅(qū)體為原料,采用先驅(qū)體浸漬-裂解工藝(PIP)制備了C/ZrC-SiC、C/ZrB2-ZrC-SiC超高溫陶瓷基復(fù)合材料,研究了PIP-SiC以及CVD-C界面涂層對復(fù)合材料性能的影響。
2、> 研究了ZrC和ZrB2先驅(qū)體的結(jié)構(gòu)組成和裂解機理。確定兩種先驅(qū)體合適的裂解溫度均為1500℃,其陶瓷產(chǎn)率分別為36.1%(ZrC先驅(qū)體)和29.4%(ZrB2先驅(qū)體)。對 ZrC先驅(qū)體,在1200℃下,先驅(qū)體無機化完全,其裂解產(chǎn)物僅有 ZrO2和C,在1500℃時,ZrO2和C發(fā)生碳熱還原反應(yīng),生成ZrC,反應(yīng)溫度是影響ZrC生成的主要原因。對于ZrB2先驅(qū)體,1300℃時開始形成ZrB2,其轉(zhuǎn)化過程通過ZrO2、B2O3以及C之
3、間的化學(xué)反應(yīng)實現(xiàn)。
分別以2D縫合纖維布和碳?xì)譃樵鰪婓w制備了C/ZrC-SiC和C/ZrB2-ZrC-SiC復(fù)合材料。研究結(jié)果表明,真空-加壓浸漬工藝和真空浸漬工藝的致密化效率基本相同。根據(jù)先驅(qū)體裂解轉(zhuǎn)化過程,確定了每3輪1200℃無機化處理加一輪1500℃熱處理的工藝,以減少對碳纖維的損傷。制備的C/ZrC-SiC復(fù)合材料密度2.30g/cm3,孔隙率33.0%,彎曲強度62MPa,彎曲模量17GPa;C/ZrB2-ZrC-
4、SiC復(fù)合材料密度1.90g/cm3,孔隙率20.0%,彎曲強度56.85MPa,彎曲模量22.46GPa。對材料的微觀結(jié)構(gòu)分析表明:碳熱還原反應(yīng)過程對碳纖維造成了一定程度的損傷,纖維強度降低,纖維與基體間形成強的界面結(jié)合,基體呈多孔網(wǎng)狀結(jié)構(gòu),傳遞載荷的能力較低。
通過在碳纖維表面制備PIP-SiC和CVD-C涂層,以期減少碳熱還原反應(yīng)對碳纖維的損傷。
研究 PIP-SiC涂層對 C/ZrC-SiC復(fù)合材料性能的影響
5、,結(jié)果表明:制備涂層后,復(fù)合材料密度增加,孔隙率下降,當(dāng) PIP-SiC含量達(dá)15.4vol%時,密度由2.30g/cm3增加到2.50g/cm3,孔隙率由33.0%下降到20.0%;當(dāng) PIP-SiC含量為5.6vol%時力學(xué)性能最優(yōu),彎曲強度由58.1MPa提高到89MPa,斷裂韌性由3.6MPa·m1/2提高到4.5MPa·m1/2;兩種PIP-SiC含量的復(fù)合材料,1600℃10min氧化后彎曲強度保留率均可達(dá)91%,略高于無涂
6、層時的87%。制備涂層后氧乙炔焰燒蝕性能提高,當(dāng)涂層含量為15.4vol%時,線燒蝕率最小,為2.0×10-3mm/s。
研究CVD-C涂層對C/ZrC-SiC復(fù)合材料性能的影響,結(jié)果表明:當(dāng)以纖維布或碳?xì)譃轭A(yù)制件沉積20h時,復(fù)合材料密度最大,分別為2.50g/cm3,2.90g/cm3,均高于無涂層時的2.30g/cm3,隨涂層厚度增加材料密度下降;當(dāng)沉積時間為20h時,以纖維布為預(yù)制件制備的材料彎曲強度和斷裂韌性均低于無
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