[发明专利]一种用于C/ZrC-SiC复合材料的陶瓷防护层及其制备方法

说明书

本发明涉及一种用于C/ZrC‑SiC复合材料的陶瓷防护层及其制备方法。所述陶瓷防护层包括在C/ZrC‑SiC复合材料上依次形成的(TiZrHfTa)C_x‑SiC过渡层、(TiZrHfTa)C_x抗氧化涂层和SiC封孔层。所述方法为：通过PIP工艺制备(TiZrHfTa)C_x‑SiC过渡层；通过刷涂工艺在所述过渡层的基础上制备(TiZrHfTa)C_x抗氧化涂层；通过化学气相沉积工艺在所述抗氧化涂层的基础上制备SiC封孔层，得到陶瓷防护层。本发明制备的陶瓷防护层能够在2500℃以上温度具有优异的抗氧化性能，还与基体具有很高的结合力，在新型高超声速飞行器的端头、发动机等结构件上具有广阔的应用前景。

技术领域

本发明属于复合材料涂层制备技术领域，尤其涉及一种用于C/ZrC-SiC复合材料的陶瓷防护层及其制备方法。

背景技术

碳纤维增韧碳化锆-碳化硅陶瓷基复合材料(C/ZrC-SiC复合材料)是一种高性能的热结构材料。它克服了单相陶瓷材料脆性的致命弱点，具有低密度、耐高温、高强度、抗氧化和耐烧蚀等优异特性，可作为航空航天热结构材料，并已经在飞行器的翼舵、前缘上得到了应用。但是，长期以来的研究表明，在长时间氧化环境下基体中的ZrC、SiC会被氧化为ZrO₂、SiO₂，当使用温度低于2200℃时，ZrO₂与SiO₂形成粘稠的玻璃态物质，可以阻止O₂的渗透，发挥较好的抗氧化作用。但是，当使用温度高于2200℃以后，ZrO₂由于相变作用，熔融的SiO₂物质粘度降低，逐渐失去对O₂的阻挡作用，使得碳纤维被氧化，材料的抗氧化性能急剧下降。因此，传统C/ZrC-SiC复合材料的长时抗氧化使用温度不超过2200℃。当飞行器的马赫数较高时，其高温结构件如端头、发动机等需承受很高的温度、温度冲击、强氧化和气流冲刷环境，温度超过2200℃，需要对其进行改性，进一步提高C/ZrC-SiC复合材料的抗氧化耐温等级。

在C/ZrC-SiC复合材料表面制备抗氧化涂层是提高C/ZrC-SiC复合材料抗氧化耐温等级的一种有效方法。如中国专利申请CN200610091392.2利用喷涂法制备了ZrB₂-SiC复合涂层，但是ZrB₂容易氧化生成ZrO₂，其熔点较低，涂层的高温抗氧化效果一般。中国专利申请CN200610091392.2利用包埋法结合CVD法制备了TaSi₂/SiC复合涂层，但是TaSi₂的沉积温度较高，超过1800℃，成本高且容易损坏碳纤维。中国专利申请CN201911200144.0在C/SiC复合材料上制备了依次包括ZrC-SiC过渡层、ZrC抗氧化涂层和SiC封孔层的陶瓷防护层，但该陶瓷防护层只能达到2000℃左右，当将其应用于C/ZrC-SiC复合材料防护时，并不能提高C/ZrC-SiC复合材料的抗氧化耐温等级。中国专利申请CN201911201327.4在C/ZrC-SiC复合材料表面制备了HfC-HfB₂-SiC涂层，使得C/ZrC-SiC复合材料的使用温度以及高温抗氧化性能得到了提升，但是涂层与基体的物质组成不同，涂层与基体的热膨胀系数相差较大，导致在长时间高温下易脱落，失去了涂层对基体的保护作用。

发明内容

为了解决现有技术存在的技术问题，本发明提供了一种用于C/ZrC-SiC复合材料的陶瓷防护层及其制备方法。本发明方法制备的所述陶瓷防护层能进一步提高C/ZrC-SiC复合材料的长时耐高温抗氧化能力。

为了实现上述目的，本发明在第一方面提供了一种用于C/ZrC-SiC复合材料的陶瓷防护层，所述陶瓷防护层包括在C/ZrC-SiC复合材料上依次形成的(TiZrHfTa)C_x-SiC过渡层、(TiZrHfTa)C_x抗氧化涂层和SiC封孔层。