[发明专利]一种多元碳及陶瓷基热结构复合材料及其涡轮叶片的无余量制备方法

说明书

技术领域

本发明涉及材料领域，具体地，涉及一种多元碳基及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片的无余量制备方法及多元碳基及陶瓷基热结构复合材料的无余量制备方法。

背景技术

多元碳及陶瓷基热结构复合材料是具有使其适合用于复杂受力苛刻环境下应用的热结构部件的机械性质并且具有在高温等苛刻环境下保持这些性质的能力的复合材料。这种热结构复合材料特别地由碳纤维或者陶瓷纤维为预制体，多元碳及陶瓷为基体构成的复合材料，即纤维增强多元碳及陶瓷基热结构复合材料。

多元碳及陶瓷基热结构复合材料具有耐高温、低密度、低蠕变、低热膨胀系数、高比强、高比模、良好的高温力学性能、优异的抗热震性能、抗热冲击性能好、尺寸稳定性高和不发生灾难性损毁等优点，该材料同时具备了碳基材料的优异的高温性能和陶瓷基材料良好的抗氧化性能，是目前在1650℃以上应用的主要备选材料,且其最高理论温度高达2600℃，因此被认为是最有发展前途的高温材料之一。

航空发动机是飞机的“心脏”，其性能直接决定着飞机的性能。因此，为满足高性能航空航天发动机热端部件工作温度不断提高的需求，迫切需要开发能够在1200℃～1600℃以上大气无气冷条件下稳定工作的高强高韧性航空发动机涡轮叶片等构件可实现大幅度减重、降低冷却空气用量和提高使用温度和效率的效果。

为提高航空发动机推重比等关键性能，可将多元碳及陶瓷基热结构复合材 料应用到航空发动机叶片的制备。

多元碳及陶瓷基热结构复合材料的制备过程涉及致密化工艺。传统的致密化技术，由于材料表面容易结壳，致密化过程中必须要进行多次机加和热处理，致密化周期长，且纤维整体增强被破坏，对于三维编织复合材料力学性能下降明显。因此，亟待一种纤维三维整体增强高性能热结构复合材料的制备技术工艺，实现快速、高效、且整体增强未破坏的无余量制备热结构复合材料及涡轮叶片，从而满足发动机的对大幅提高推重比等性能的需求。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。

为此，本发明的一个目的在于提出一种纤维整体增强未破坏，力学性能优异的多元碳及陶瓷基热结构复合材料及其涡轮叶片无余量制备方法。

根据本发明实施例的一种多元碳及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片的无余量制备方法，包括如下步骤：S101：采用四步法三维整体编织涡轮叶片纤维织物预制体；S102：采用化学气相渗透法在涡轮叶片纤维织物预制体上制备(C+SiC)_n复合界面层；S103：向带有(C+SiC)_n复合界面层的涡轮叶片纤维织物预制体内复合单晶氧化铝纤维，渗积基体材料，以制备多元碳及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片；S104：采用先驱体浸渍裂解法和溶胶-凝胶法将多元碳及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片进行无余量致密化处理，使多元碳及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片的密度达到预设值；S105：在多元碳及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片表面制备环境障涂层。

根据本发明实施例的一种多元碳及陶瓷基热结构复合材料涡轮叶片的无余量制备方法，四步法三维编织预制体，且空间多轴面间和面内都存在着多取向的增强，其复合材料完整性和连续性强，力学性能优异，这一特性对于在复杂受力苛刻环境下应用的热结构件有更多的优势。并采用先驱体浸渍裂解法和溶胶-凝胶法处理耐高温抗氧化、强度适中的(C+SiC)_n多层复合界面，材料最终密度高，且纤维整体增加未破怀，构件力学性能优异，所制备的热结构复合 材料涡轮叶片的平均弯曲强度可达528MPa～836MPa。传统的致密化技术，由于材料表面容易结壳，致密化过程中必须要进行多次机加和热处理，致密化周期长，且纤维整体增强被破坏，对于三维编织复合材料力学性能下降明显。本发明提供的一种适合国产纤维三维整体增强高性能高温复合材料的制备技术工艺，实现快速、高效、且整体增强未破坏制备高温复合复合材料，“几净无余量”致密化工艺是制备发动机热端构件的一种先进技术。该工艺是基于弱温差弱压差和快速定向流动原理，采用化学气相沉积(CVI)形成陶瓷纤维与基体之间的(C+SiC)_n复相界面，先驱体浸渍裂解(PIP)法致密化后再进行CVI形成陶瓷基体，通过CAM模型实现几净无余量制造，是一种“高性能材料制备与构件成型一体化”变革性技术，具有界面结构好、致密化效率高，不破坏纤维整体增强完整性等独特优势，材料综合性能优异，为航空发动机热端关键构件的制造开拓了新的技术途径。