[发明专利]航天发动机燃气舵用C/SiC复合材料及其制备方法

说明书

一种航天发动机燃气舵用C/SiC复合材料及其制备方法，所述C/SiC复合材料是将三维正交预制体经化学气相渗积(CVI)，料浆浸渍(SI)石墨片(Graphite Sheet,GS)，原位生长碳线(Carbon Wire,CW)以及熔融反应渗硅(RMI)法致密化至密度为2.0~2.20 g/cm³，属于陶瓷基复合材料制备技术领域。具体制备方法为：首先采用三维正交的方法制备碳纤维预制体，之后采用CVI法制备低密度碳/碳(C/C)多孔体，经过高温热处理后采用SI法引入石墨片制备得到C/C‑GS多孔体，然后采用化学气相沉积法（CVD）原位制备碳线得到C/C‑GS‑CW多孔体，最后采用RMI法制得轻质耐烧蚀航天发动机燃气舵用C/SiC复合材料。本发明所制备的航天发动机燃气舵用C/SiC复合材料，具有密度小，耐超高温，抗烧蚀，热膨胀系数小，不发生灾难性破坏等显著优点。

技术领域

本发明属于陶瓷基复合材料制备技术领域，具体涉及一种航天发动机燃气舵用复合材料及其制备方法。

背景技术

燃气舵安装于航天发动机喷管出口处，通过控制燃气舵的偏转可以控制喷流的方向，进而控制航天飞行器的飞行姿态。燃气舵在整个工作过程中均处于超高温超声速燃气流当中，且喷流气体中通常夹杂有固体颗粒，故燃气舵所用材料需具有优异的抗烧蚀性能以及超高温力学性能。目前燃气舵常用的材料为钨铜或钨钼等高温合金材料，这些材料虽然烧蚀率较低，但其密度过大(钨渗铜材料密度10g/cm³)，极大地降低了发动机的推重比，使武器装备无法实现快速、远程和精确打击的战略要求。而且在高温燃气作用下，高温合金材料易发生二次烧结，造成燃气舵表面产生微小裂纹，严重影响发动机工作的可靠性。因此为了解决航天发动机存在的这一重大问题，在保证航天发动机可靠性的同时提高其工作效率，亟需一种轻质、耐烧蚀材料和高可靠性的超高温材料替代现有的钨铜或钨钼等高温合金材料制备航天发动机燃气舵及其他部件，实现航天发动机抗烧蚀材料的升级换代。碳纤维增强陶瓷基复合材料具有密度小(2.0～2.5g/cm3)、耐超高温(可达3000度以上)、抗烧蚀、热膨胀系数小、不易发生灾难性破坏等显著优点，采用该材料替代现有的钨铜或钨钼等高温合金材料制备航天发动机燃气舵及其他部件是目前国际上研究与产业化发展的方向。但C/SiC复合材料基体中存在残余Si，一方面残余Si在冷却过程中会产生体积膨胀，在Si-SiC界面处产生裂纹，使制备的C/SiC复合材料室温力学性能降低，另一方面残余Si会制约C/SiC复合材料在1350℃以上的力学性能，限制C/SiC复合材料在高温下长时间服役，阻碍了C/SiC复合材料的进一步发展应用。

发明内容

针对现有技术缺陷，本发明的目的是提供一种航天发动机燃气舵用C/SiC复合材料的制备方法，采用该材料制备的燃气舵密度低，耐高温，抗烧蚀性能优异且制备周期短，成本低，基体中不含残余Si，室温及高温力学性能优异。

为解决上述问题，本发明提供了一种航天发动机燃气舵用C/SiC复合材料的制备方法，其技术方案包括六部分：预制体的制备，高温热处理，C/C多孔体的制备，C/C-GS多孔体制备，C/C-GS-CW多孔体制备，RMI陶瓷化。具体步骤如下：

(1)碳纤维预制体的制备

根据燃气舵结构承力特点，设计X、Y方向采用连续碳纤维软编铺层，碳纤维层为0°/90°铺层，Z向有碳纤维双向编织制成密度为0.8-0.9g/cm³的正交三向整体织物形成碳纤维预制体(间距行距2.4×2.4mm)，碳纤维牌号优选T700级；

(2)高温热处理

将碳纤维预制体在高温炉中进行2300-2400℃的高温热处理，清除碳纤维内的非碳杂质，提高碳纤维的石墨化度。氩气惰性气体保护气氛，升温速率为150-200℃/h，压力为1000～5000Pa，处理时间为1.5～2.5h；

(3)C/C多孔体的制备