[发明专利]一种ZrB2基超高温陶瓷纳米复合材料及其制备方法

说明书

技术领域

本发明涉及材料领域，尤其涉及一种ZrB₂基超高温陶瓷纳米复合材料及其制备方法。

背景技术

高超声速飞行器、可重复使用的宇航飞行器，尤其它们的关键部位（鼻锥体、翼前缘等）的工作环境要求极其苛刻，如马赫数为6的高超声速飞行器壳体材料在飞行过程中需承受1400℃高温，而在重返大气层时关键部位鼻锥体、翼前缘等的温度高达1650~2000℃，同时还要承受原子氧及原子氮混合气氛高温氧化侵蚀、微粒或碎片高速撞击等诸多极端条件的综合作用，因此对使用材料提出了很高的要求。

超高温陶瓷（UHTCs）由于在高温环境中具有优异的力学及化学稳定性，而成为未来高超声速飞行和可重复使用宇航飞行器领域最具前途的候选材料之一。其中ZrB₂-SiC复合材料是一种重要的超高温陶瓷复合材料，单相ZrB₂由于断裂韧性（一般2.3~3.5MPa m^1/2）和抗弯强度（一般350~500MPa）较低，并且高温抗氧化性能不足（900~1100℃开始氧化），导致其无法满足高温环境的使用要求。弥散分布的SiC颗粒的加入可以显著提高ZrB₂陶瓷基体的抗氧化性能，同时可抑制基体颗粒长大从而有效提高材料的抗弯强度。

目前，结构陶瓷的强韧化设计已由以往单一的纤维增韧、晶须增韧、纳米管增韧、相变增韧、颗粒弥散强化等方式发展为多种方式的协同强韧化。因而应从材料设计的角度选择性能优异的第三添加相对ZrB₂-SiC超高温陶瓷进行更加有效的强韧化设计。

目前陶瓷基复合材料中应用较多的是通过碳纳米管（CNTs）进行强韧化，但是CNTs高温环境中易氧化，使其应用范围受到局限。同CNTs相比，具有相似结构和性质的氮化硼纳米管（BNNTs），除了具有优异的力学性能外，其导热系数约为600Wm^-1K^-1，远远高于ZrB₂-SiC复合材料的导热系数（50~140Wm^-1K^-1）。因此，BNNTs的加入可提高复合材料的导热系数，从而降低高温下材料内部温度梯度以减小由此产生的热应力，使复合材料的抗热冲击性能得到提高。更为重要的是，BNNTs比CNTs具有更为优异的抗高温氧化能力：CNTs在400~500℃的空气环境中即开始氧化，而BNNTs在900℃的空气环境中仍可保持稳定。这无疑为ZrB₂-SiC超高温材料采用高温制备工艺并确保其高温服役性能提供了更好的保证。

超高温陶瓷复合材料由于高熔点、共价键/离子键键合等特点，其制备工艺多采用传统的热压烧结工艺，存在烧结周期长、成本高、长时高温烧结易引起晶粒粗化而导致力学性能下降等缺点。快速烧结方法如专利申请公开号为CN101948314A，该专利申请公布了采用爆炸烧结法制得圆柱状ZrB₂-SiC_nm超高温陶瓷复合材料烧结体的方法，其烧结能量源于电雷管引爆无缝钢管顶端炸药，将封装于无缝钢管中的原材料粉体进行爆炸压实，但该方法工艺参数不易调控，过程安全性也难以保障。

综上所述，针对ZrB₂-SiC超高温陶瓷复合材料设计及其制备的现有技术中所存在的不足，如采用CNTs强韧化，但CNTs抗高温氧化性能不足，制备方法上传统的热压烧结技术存在烧结周期长、成本高、长时高温烧结易导致材料晶粒粗大而使力学性能下降等。

因此，针对上述技术问题，有必要提供一种新的ZrB₂基超高温陶瓷纳米复合材料及其制备方法，以克服上述缺陷。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种ZrB₂基超高温陶瓷纳米复合材料及其制备方法，以满足高超声速飞行器、可重复使用的宇航飞行器关键部位（鼻锥体、翼前缘等）对其使用材料的高性能要求。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种ZrB₂基超高温陶瓷纳米复合材料，其原材料组分包括纳米ZrB₂颗粒、纳米SiC颗粒和多壁氮化硼纳米管(BNNTs)。

优选的，在上述ZrB₂基超高温陶瓷纳米复合材料中，所述ZrB₂：SiC体积比为4:1。