[发明专利]一种含钡锶铝硅酸盐/莫来石/SiC三层复合结构涂层的复合材料的制备方法

说明书

本发明涉及一种含钡锶铝硅酸盐/莫来石/SiC三层复合结构涂层的复合材料的制备方法；属于耐高温复合材料制备技术领域。其基本技术路线为首先采用包埋法制备SiC底层，然后再在SiC包覆碳/碳复合材料表面的表面采用溶胶‑凝胶工艺制备莫来石中间层，最后采用原位反应烧结法在莫来石中间层表面制备BSAS外涂层。该方法与传统的等离子喷涂法、化学气相沉积法相比，具有设备成本低，工艺简单、快捷、高效，对于基体形状适应性强，所得涂层均匀致密等优势。本发明工艺简单可控，便于产业化应用。

技术领域

本发明涉及一种含钡锶铝硅酸盐/莫来石/SiC三层复合结构涂层的复合材料的制备方法；属于耐高温复合材料制备技术领域。

背景技术

高推重比是高性能航空发动机的显著标志，实现高推重比最直接的手段是提高涡轮前进口的温度。C/C复合材料(C/C)与传统高温合金材料相比，良好的高温力学性能、抗热震性、化学稳定性和尺寸稳定性等优良特性，是目前唯一可在2000℃以上保持较高力学性能的超高温复合材料。当前传统高温合金材料发展潜力已基本耗尽，采用C/C复合材料热端部件替代传统高温合金则可以大幅提高航空发动机的推重比和最大推力，改进燃油效率等关键性能，成为最具发展潜力的材料之一。

虽然C/C复合材料具有很多优良的高温性能，但是在高温有氧环境下的氧化敏感性成为制约其在高推比航空发动机应用的主要原因。因此解决高温燃气环境下的抗氧化/抗腐蚀问题是C/C复合材料在航空发动机上应用的关键。利用环境障碍涂层(Environmentbarrier coating，EBC)防护包括C/C复合材料在内的陶瓷基复合材料(CMC)，保障其能够在高温燃起环境中长期稳定运行，已经成为未来热端部件发展的核心共性基础技术。美、英、法等发达国家一直把EBC视为新一代航空发动机材料的发展重点之一，投入巨资进行研究。

目前主流的EBC结构通常采用粘结层/中间层/外层的3层结构体系。对于以C/C复合材料为基体的EBC结构设计而言，包埋法所制备的SiC涂层与C/C基体之间的界面结合良好，故通常选用包埋法制备SiC层作为粘结层。莫来石陶瓷具有高温相稳定性好，力学性能优异，抗热震/热循环能力强，耐腐蚀性环境等一系列优点，并且由于莫来石具有和SiC相近的热膨胀系数，使其成为理想的EBC中间层材料；最外层则采用低模量且具有较强抗水氧腐蚀能力的钡锶铝硅酸盐(BSAS，(1-x)BaO-xSrO-Al₂O₃-2SiO₂，0≤x≤1)以进一步增强EBC在高温水氧环境中的抗腐蚀性能。

目前应用较为普遍的EBC制备技术主要有等离子喷涂和浆料浸渍。等离子喷涂工艺设备复杂，成本较高；浆料浸渍则存在着制备周期长且涂层性能差等缺点。因此，发展低成本、高效率和高性能的新型涂层制备技术，并且针对不同的涂层材料特点制定合理的涂层制备工艺组合以克服目前单一工艺所存在的缺陷，对于未来EBC技术的发展具有重要意义。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，提供了一种含钡锶铝硅酸盐/莫来石/SiC三层复合结构涂层的复合材料的制备方法。

本发明一种含钡锶铝硅酸盐/莫来石/SiC三层复合结构涂层的复合材料的制备方法，包括以下步骤：

步骤1包埋法制备SiC涂层

将C/C复合材料埋于包埋粉料内，在保护气氛下，进行烧结，得到基体Ⅰ；所述基体Ⅰ为均匀包覆有SiC涂层的C/C复合材料；烧结时控制温度为1750℃～1800℃；

所述包埋粉料中以质量百分比计包括下述组分：

Si粉：60～65％；

SiC粉：10～30％；

炭粉：5～10％；

Al₂O₃：1～5％；