[发明专利]C/ZrC陶瓷基复合材料及其制备方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种陶瓷基复合材料及其制备方法，尤其涉及一种以碳化物为基体的陶瓷基复合材料及其制备方法。

背景技术

超高音速飞行器长时间飞行、大气层再入、跨大气层飞行和火箭推进系统等极端环境对高温热结构材料提出了极为苛刻的要求，在这些环境中，高温热结构材料不仅要承受2000℃乃至更高温度的考验，还要承受高速气流的冲刷以及氧化性气体的腐蚀。现有C/SiC复合材料和C/C复合材料已不能满足超音速飞行器鼻锥、机翼前缘、长寿命发动机燃烧室等部件的使用要求。C/SiC复合材料主要受限于其耐温性能，该材料的最佳使用温度为1300℃～1650℃；C/C复合材料的使用温度虽然能达到2800℃，但其抗氧化涂层使用温度不超过1650℃。

ZrB₂、HfB₂、TiC、TaC、HfC、ZrC等难熔金属碳化物、硼化物具有3000℃以上的熔点，不仅表现出优异的耐温性能，还表现出优异的抗氧化性能。如ZrC的熔点达到3500℃，其氧化产物ZrO₂的熔点达到2900℃，而SiC氧化得到的SiO₂熔点仅为1900℃左右。

目前的ZrC耐超高温陶瓷材料的成型方式主要是通过热压工艺制备得到ZrC本体陶瓷，热压工艺的最大不足在于所得材料脆性大，抗热震性能差，此外热压工艺对设备的要求高，工艺复杂，能耗大。

发明内容

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种耐超高温、断裂韧性好、抗烧蚀性能强、抗热震性好的C/ZrC陶瓷基复合材料，还提供一种工艺简单、成本低、对设备无腐蚀、对环境无污染的C/ZrC陶瓷基复合材料的制备方法。

为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为一种C/ZrC陶瓷基复合材料，所述复合材料是以ZrC为基体，以碳纤维为补强增韧相，所述ZrC在该复合材料中的体积分数为35％～65％，所述碳纤维在该复合材料中的体积分数为25％～55％，所述复合材料的孔隙率为5％～15％。

上述本发明的技术方案通过将碳纤维引入到ZrC基体中，发挥补强和增韧的作用，从根本上克服了ZrC本体陶瓷的脆性，提高了材料的韧性和抗热震性能；C/ZrC陶瓷基复合材料保持了ZrC陶瓷固有的耐高温抗烧蚀性能，氧乙炔烧蚀试验(火焰温度1960℃，烧蚀时间60s)表明，所得C/ZrC陶瓷基复合材料的质量烧蚀率小于0.002g·s^-1，仅为C/SiC复合材料的1/10。

作为本发明总发明构思的一部分，本发明还提供一种C/ZrC陶瓷基复合材料的制备方法，包括以下步骤：以碳纤维预制件为基础，通过化学气相沉积法或树脂液相浸渍裂解法或者结合使用化学气相沉积法与树脂液相浸渍裂解法，制备得到C/C复合材料，再以金属Zr或Zr的合金(Zr的合金优选为Zr-Cu合金或Zr-Al合金)为渗剂，通过金属熔渗反应、熔渗后高温处理步骤得到C/ZrC陶瓷基复合材料。

上述的制备方法中，所述碳纤维预制件可以为多种形式或结构的预制件，优选为三维编织结构、二维碳布叠层结构或者针刺碳纤维毡体结构。通过选用不同种类的碳纤维预制件所制得的C/ZrC复合材料的力学性能也有所不同，这样便可满足不同构件的成型及承载性能要求。

上述的制备方法中，所述C/C复合材料的孔隙率为20％～50％。

上述的制备方法中，所述金属熔渗反应步骤的优选工艺条件包括：在真空条件下，以5℃/min～10℃/min的升温速率升温至1000℃～2000℃，保温1h～2h后，自然降温。所述升温速率、熔渗温度、保温时间等参数都将影响到最终制得的C/ZrC复合材料的结构与性能，而这些参数都是在公知技术范围内由发明人作了优化和改进。

上述的制备方法中，所述熔渗后高温处理步骤的优选工艺条件包括：在惰性气氛保护下，以20℃/min～30℃/min的升温速率快速升温至1600℃～2000℃，保温8h～10h后，自然降温。所述升温速率、最高温度、保温时间等参数都将影响到最终制得的C/ZrC复合材料能否实现近净成型，对材料的结构与性能也有一定的影响，而这些参数都是在公知技术范围内由发明人作了优化和改进。

与现有技术相比，本发明的上述制备方法的优点突出表现在：借鉴硅熔渗反应制备C/SiC复合材料的方法，以金属Zr或Zr的合金为渗剂，通过熔渗反应制备出本发明的C/ZrC陶瓷基复合材料，该方法对设备的要求较为简单，制备工艺简化，制备成本较低，反应熔渗过程只需在真空炉内便可完成，且制备过程中对设备无腐蚀，对环境无污染。