[发明专利]连续纤维增强陶瓷基复合材料火焰稳定器及其制备方法与应用

说明书

技术领域

本发明涉及航空用发动机结构材料技术领域，具体涉及一种连续纤维增强陶瓷基复合材料火焰稳定器及其制备方法与应用。

背景技术

在现代先进军用航空飞机(如涡喷、涡扇等)中，加力燃烧室是发动机里不可缺少的加力装置。军用航空飞机若要提高灵活性、保持足够升力并达到超音速巡航，就需要在机身后面额外喷射燃料，使得推力增加，提高飞机速度与升力，这个额外喷射燃料的燃烧室就叫加力燃烧室。加力燃烧能够在最短时间内快速增加发动机的基本推力，在不增大发动机迎风面积和降低油耗量的基础上提高飞机的起飞、爬升以及作战时急剧加速等性能。所以，加力燃烧室的发展是航空发动机性能提升的必然需求，在军用飞机的发展中占有重要地位。现代先进航空发动机对加力燃烧室的提出的要求严格，要求其点火迅速并平稳，可靠性高。火焰稳定程度也是决定燃烧效率的重要因素，而加力燃烧室中由于进口总压低，气流速率大，进口总温高，火焰稳定困难，因此保持火焰稳定是提高加力燃烧室性能的关键，选择合适的火焰稳定器原材料能从根本上改善其使用性能，再根据选择的材料对火焰稳定器的结构设计，保证其强度符合发动机加力燃烧室工作要求。现有加力燃烧室部件大多采用钛、镍合金等金属材料，重量大，耐温不高，需要额外气冷装置，增加发动机载重，并且合金在高温高速火焰摩擦下可能会导致着火风险，金属火焰能迅速扩散并持续燃烧，导致发动机部件烧毁，致使发动机严重毁坏，因此开发新型的耐高温高性能复合材料应用于航空发动机热端部件已成为当前制造军用航空发动机的必然发展趋势。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明目的在于提供一种连续纤维增强陶瓷基复合材料火焰稳定器及其制备方法与应用，以降低发动机的质量，提高火焰稳定器的工作效率，增加发动机推力，消除由于火焰高速摩擦产生着火风险，以满足新一代航空发动机的发展需求。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案为：

第一方面，本发明提供了一种复合材料火焰稳定器的制备方法，包括如下步骤：S1：在火焰稳定器预制体的表面采用化学气相沉积法制备(C-SiC)_n复合材界面相，其中，火焰稳定器预制体是采用SiC纤维制备而成；S2：以三氯甲基硅烷为反应气，将S1得到的产物采用化学气相渗透法致密化，得到致密化火焰稳定器；S3：将致密化火焰稳定器机械加工成最终的设计尺寸，得到复合材料火焰稳定器。

在本发明的进一步实施方式中，在S1中，(C-SiC)_n复合材界面相包括C界面层和SiC界面层：C界面层的制备方法包括：以甲烷为碳源气体，以氩气为载气，沉积温度为960℃～1000℃，沉积压力为4KPa～10KPa，沉积时间为60～100min，甲烷和氩气的流量比为(4～6):1；SiC界面层的制备方法包括：以三氯甲基硅烷(CH₃SiCl₃)为碳源气体，氢气为载气，沉积温度为1000℃～1100℃，沉积压力为4KPa～10KPa，沉积时间为60～100min，三氯甲基硅烷和氢气的流量比为(3～4):1。

在本发明的进一步实施方式中，在S1中，在火焰稳定器预制体的表面，依次交替制备C界面层和SiC界面层，其中，n＝1～5，且与火焰稳定器预制体表面接触的为C界面层。

在本发明的进一步实施方式中，在S2中，化学气相渗透法包括：以三氯甲基硅烷为反应气，氢气为载气，氩气为稀释气，渗积温度为1100℃～1250℃，渗积压力为4KPa～10KPa，得到密度为2.12～2.55g/cm³的致密化火焰稳定器；其中，三氯甲基硅烷、氢气和氩气的流量比为8.5:1:1～10:1:1。需要说明的是，渗积时间的长短可以根据所需密度控制，最终密度为2.12～2.55g/cm³的致密化火焰稳定器。

在本发明的进一步实施方式中，还包括在复合材料火焰稳定器的表面制备环境障涂层的步骤，环境障涂层依次包括硅层、莫来石层和硅酸镱层，硅层是采用电子束物理气相沉积方法(EB-PVD)沉积在复合材料火焰稳定器的表面，莫来石层是采用等离子喷涂方法喷涂在硅层上，硅酸镱层是采用等离子喷涂方法喷涂在莫来石层上；其中，制备莫来石层和硅酸镱层的粉体均采用溶胶凝胶法制备。

在本发明的进一步实施方式中，硅层的厚度为50～70μm，莫来石层的厚度为70～90μm，硅酸镱层的厚度为100～120μm。