[发明专利]纤维增强SiC基复合材料加筋承热结构的整体成型方法

说明书

本发明是一种纤维增强SiC基复合材料加筋承热结构的整体成型方法，该成型方法通过二维纤维织物铺层后缝合得到纤维预制体，采用液态聚碳硅烷先驱体树脂可固化定型的特点，制备结构复杂的加筋蒙皮结构，实现承热结构的整体成型。该工艺可以兼顾复合材料的成型精度与成型效率，是缩短陶瓷基复合材料加筋类承热结构制造时间、提高结构成型精度，实现结构减重的重要新途径。

技术领域

本发明是一种纤维增强SiC基复合材料加筋承热结构的整体成型方法，属于复合材料制造技术领域。

背景技术

纤维增强SiC基复合材料具有轻质、高温抗氧化、高温力学性能优异，以及对裂纹不敏感、非灾难性断裂等特点，是目前能够替代高温合金在航空航天高温部件上应用最具潜力的材料。在航空航天承热结构中采用纤维增强SiC基复合材料可以提高构件的耐温能力，并降低构件的重量，因此该材料是航空航天领域的新一代高性能热结构的选材和应用趋势。目前研究的热点是针对纤维增强SiC基复合材料的原材料、结构成型工艺和应用环境考核等方面，加快材料在航空航天领域的应用。

加筋结构是飞机复合材料的典型结构，通常由筋条和蒙皮组成。在树脂基复合材料制造中，已经采用热压罐共固化或者铺层后RTM成型实现加筋蒙皮结构的整体成型，大大减轻结构重量同时降低制造成本。随着飞行器性能的提高，其机翼前缘和舵面等部位工作温度达到800℃以上，要求使用耐高温的陶瓷基复合材料。纤维增强SiC基复合材料已开始应用于加筋蒙皮类承热结构，但由于纤维增强SiC基复合材料的制备工艺复杂、成型精度差、成型复杂构件困难等特点，通常采用铆接或螺栓连接的方式连接筋条和蒙皮，尚未实现加筋蒙皮类承热结构的整体成型。

发明内容

本发明正是针对上述现有技术中存在的不足而设计提供了一种纤维增强SiC基复合材料加筋承热结构的整体成型方法，该成型方法通过二维纤维织物铺层后缝合得到纤维预制体，采用液态聚碳硅烷先驱体树脂可固化定型的特点，制备结构复杂的加筋蒙皮结构，实现承热结构的整体成型。该工艺可以兼顾复合材料的成型精度与成型效率，是缩短陶瓷基复合材料加筋类承热结构制造时间、提高结构成型精度，实现结构减重的重要新途径。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

该种纤维增强SiC基复合材料加筋承热结构的整体成型方法的步骤如下：

步骤一、加筋承热结构纤维预制体的制备：以C纤维或SiC纤维二维织物为纤维原材料，按照设计的铺层方案铺覆二维纤维织物，然后采用缝合的方法得到带筋的纤维预制体，并将纤维预制体放入模具中，定位合模；

步骤二、化学气相沉积法制备碳涂层或氮化硼涂层：将固定于模具中的纤维预制体高温热处理后，在纤维预制体表面化学气相沉积碳涂层或者氮化硼涂层；

步骤三、液态树脂固化工艺：采用液态聚碳硅烷树脂，对纤维预制体进行真空浸渍，待液态聚碳硅烷树脂填充满纤维预制体的间隙后，按照液态聚碳硅烷树脂的固化工艺规程进行升温固化，得到坯体；

步骤四、高温裂解：将坯体放入裂解炉中，在真空或者氮气气氛下进行首次高温裂解；

步骤五、基体致密化：重复步骤三、步骤四的真空浸渍-高温裂解过程7-9次，完成致密化过程；

步骤六、坯体加工：将致密化后的坯体按照设计尺寸要求进行打磨和切边加工；

步骤七、表面抗氧化涂层制备：将坯体放入SiC化学气相沉积炉中，制备SiC抗氧化涂层，得到纤维增强SiC基复合材料加筋承热结构的复合材料工件。

在一种实施中，步骤一中所述的铺层方案为均衡对称的铺层方案。

在一种实施中，所述缝合是指铺层后在层间进行手工或者机器缝合，缝合线采用C纤维或SiC纤维。