[发明专利]一种碳化硅复合材料高温防护涂层的制备方法

说明书

一种碳化硅复合材料高温防护涂层的制备方法，其步骤如下：1）将碳化硅复合材料依次用汽油和酒精进行超声清洗；2）采用蒸发镀在清洗过的碳化硅复合材料表面制备厚度10~20μm的铝膜层；3）对带有铝膜层的碳化硅复合材料进行热处理。本发明提供一种碳化硅复合材料高温防护涂层的制备方法，该涂层能够提高碳化硅复合材料的抗高温氧化性能和耐腐蚀性能。

技术领域

本发明涉及一种碳化硅复合材料高温防护涂层的制备方法。

背景技术

为发展高推重比发动机，需要耐高温、抗氧化和耐腐蚀的新型材料，以满足航空发动机热端部件的使用要求。目前，高温金属合金已经达到其温度极限(~1150℃)，即使在其构件表面制备热障涂层(Thermal Barrier Coatings, TBC)也难以满足新一代航空发动机对热端部件使用温度的要求。

连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(Continuous Fiber-reinforced CeramicComposite, CFCC-SiC)由于其具有耐高温、低密度、高比强度、高比模量、抗氧化、对裂纹不敏感、不发生灾难性损毁等优异性能，已成为航空发动机热端部件的理想候选材料。CFCC-SiC是一种兼具金属材料、陶瓷材料和碳材料性能优点于一体的新型热结构/功能材料。CFCC-SiC代替金属材料可提高使用温度和减重。在航空发动机方面，CFCC-SiC主要用于尾喷管、燃烧室和涡轮部分的热端部件，可提高其工作温度400~500℃，结构减重50~70%，成为发展高推重比航空发动机的关键结构材料之一。在火箭发动机方面，CFCC-SiC主要用于推力室和喷管等，其可显著减重、提高推力室压力和使用寿命，同时减少再生冷却剂量，实现轨道动能拦截系统的小型化和轻量化。

在CFCC-SiC的诸多应用领域中都必须面对苛刻的使用环境，包括高温、高压、氧化气氛与腐蚀气氛等。这些严苛条件在航空发动机环境中表现尤为突出，主要包括高温氧化和CMAS(CaO、MgO、Al₂O₃、SiO₂等硅酸铝盐物质的简称)熔盐杂质腐蚀。在空气或干燥环境中，CFCC-SiC构件表面会生成一层致密的SiO₂保护膜使其具有良好的抗高温氧化性能，但是在航空发动机燃气热循环下，CFCC-SiC复合材料表面形成的SiO₂保护膜会与基材产生热不匹配性，导致SiO₂保护膜出现裂纹，使CFCC-SiC的抗氧化性能急剧下降，进而使CFCC-SiC复合材料的使用性能衰退。另外，随着人们对CFCC-SiC失效机理认识的进一步加深，CMAS腐蚀已成为热障涂层失效的一个重要因素。CMAS主要来源于灰尘、砂石、飞机跑道磨屑以及发动机前级部件剥落物等。航空发动机服役时CMAS会随着进气内涵道吸入发动机，经过压气机及燃烧室高温加热后变为熔融体吸附在CFCC-SiC表面并与它发生热化学反应，进而使其提前失效。