[发明专利]一种陶瓷基复合材料表面打底层的制备方法

说明书

本发明是一种陶瓷基复合材料表面打底层的制备方法，利用料浆法结合碳化硅原位反应工艺的组合式方法实现复合材料表面平整，再配合低压化学气相沉积工艺制备SiC/SiC和C/SiC复合材料用环境障涂层的富硅碳化硅打底层。该方法的优点是：1)能够根据不同表面缺陷的特点调节浆料前驱体中各组分配比以得到合适的粘度，从而达到较好的缺陷填充效果；2)通过高温裂解工艺实现修复浆料与复合材料的一体化反应；3)采用低压化学气相沉积工艺在复合材料表面得到富硅的碳化硅打底层，提高了环境障涂层的质量，延长了环境障涂层的寿命；4)同时由于复材表面沉积了富硅的碳化硅涂层，既提高了复合材料的耐温性和抗高温氧化性，又增强了环境障涂层与复材基体的粘结强度，还改善了环境障涂层与复材基体的热膨胀匹配。

技术领域

本发明是一种陶瓷基复合材料表面打底层的制备方法，该方法利用料浆法结合碳化硅原位反应工艺的组合式方法进一步使SiC/SiC和C/SiC复合材料表面平整，再配合低压化学气相沉积工艺制备SiC/SiC和C/SiC复合材料用富硅碳化硅打底层，作为环境障涂层的喷涂的基础，属于涂层领域。

背景技术

当前传统高温合金材料的使用温度和服役性能已接近极限，难以满足新一代先进航空发动机高推重比和高效能的设计要求。新一代先进航空发动机涡轮前进口温度达到1400℃以上，这大大超过了现有镍基高温合金所能承受的温度范围(1100℃)。SiC/SiC和C/SiC复合材料具有耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧化等优点，同时兼具纤维的增强增韧作用，克服了纯陶瓷断裂韧性低和抗外部载荷冲击性能差的缺点，在先进航空发动机热端部件上的应用日益广泛，已成为先进航空发动机高温材料的发展方向，是替代高温合金材料、实现在航空发动机高温部件上应用最理想的候选材料。

由于航空发动机中，燃油的燃烧会产生多种腐蚀性的盐，同时还含有大量的水蒸汽，这使得SiC/SiC和C/SiC复合材料在航空发动机高温水氧耦合的燃气环境下存在性能退化的问题。因为高温下SiC先氧化生成SiO₂，SiO₂再与水蒸气反应生成挥发性Si(OH)₄，造成复合材料失重，导致复合材料性能迅速衰退。目前最有效可行的解决办法就是在复合材料表面沉积一层环境障涂层(Environmental Barrier Coating，EBC)，该涂层能够在复合材料与发动机燃气环境间建立一道屏障，阻碍腐蚀性介质侵入复材基体、减小燃气环境对复材性能的影响，起到抗水氧腐蚀、抗高温熔盐腐蚀、抗氧化和热防护等保护作用。

然而，由于SiC/SiC和C/SiC复合材料致密化工艺的局限性，完成制备的复合材料内有5～15vol.％的孔隙，经过机械加工和磨削后，会在复合材料的表面形成一些小面积、深孔型表面缺陷；同时，由于SiC/SiC和C/SiC复合材料纤维预制体编织和构件成型工艺的局限性，制备完成的复合材料会有褶皱，经过机械加工和磨削后，会在复合材料的表面形成一些大面积、浅层型表面缺陷；如果直接在有表面缺陷的复材基体上沉积环境障涂层，会降低涂层与复材基体的结合强度、缩短涂层的服役寿命，同时复材构件的形面尺寸和粗糙度也无法保证。

同时为了解决SiC/SiC和C/SiC复合材料在高温燃气环境服役时，由于长期高温氧化导致复材力学性能下降的问题，通常采用化学气相沉积工艺在复合材料表面沉积一层纯碳化硅涂层；但由于纯碳化硅涂层的热膨胀系数小于复材基体的热膨胀系数、且高温韧性差，涂层在高温环境下服役一段时间后容易开裂和剥落，最终导致复合材料直接暴露在高温燃气环境；同时直接在纯碳化硅涂层上沉积多层结构的环境障涂层，也会由于纯碳化硅涂层自身的开裂和剥落、以及与环境障涂层热膨胀不匹配，使得涂层整体失效，最终导致复合材料直接暴露在发动机燃气环境。

采用等离子喷涂工艺沉积环境障涂层是较为成熟的工程化方法，在等离子喷涂前，需要采用喷砂或激光蚀刻的方法对复材基体表面进行粗糙化处理，以增强涂层与复材基体的结合强度、增加涂层的服役寿命；但由于SiC/SiC和C/SiC复合材料的特殊性，经过上述表面粗糙化方法处理后，会出现复材表面纤维毛化和复材基体损伤(如基体开裂和剥落)的现象，反而降低涂层与复材基体的结合强度、缩短涂层的服役寿命。