[发明专利]一种Cf

说明书

本发明公开一种Csubgt;f/subgt;/SiC复合材料的激光填丝焊接方法，属于陶瓷及陶瓷基复合材料连接技术领域。所述方法采用含少量Ti的Nb‑Ti难熔合金丝作为连接材料，在惰性气体保护条件下，激光束快速熔化Nb‑Ti合金焊丝并加热Csubgt;f/subgt;/SiC母材，局部形成的高活性Nb‑Ti合金液相润湿Csubgt;f/subgt;/SiC复合材料并发生界面反应，进而实现连接。由于是通过柔性较高的激光焊接方式进行加热，而且最终形成的Nb基金属接头具有较高的耐热温度，因此所述连接方法可以实现大尺寸Csubgt;f/subgt;/SiC复合材料构件的耐高温连接。

技术领域

本发明属于陶瓷及陶瓷基复合材料的连接技术领域，特别是提供一种C_f/SiC复合材料的激光填丝焊接方法，该方法以含有少量活性元素的难熔金属丝为填充材料，以激光为热源，可以在开放式环境下实现大尺寸C_f/SiC复合材料构件的耐高温连接。

背景技术

随着未来可重复使用航天器、高超音速飞行器等飞行速度的不断提升，服役环境趋于恶劣，飞行器的热防护问题已成为制约其发展的瓶颈问题之一。碳纤维增强碳化硅复合材料(C_f/SiC复合材料)具有低密度、耐高温、抗热震、高温下高强度等优异性能，是制造飞行器热防护系统和热结构的理想材料，在新一代战略导弹和航天器上具有重要的应用价值。采用C_f/SiC复合材料制造全陶瓷体襟翼或尾翼，可大幅提升飞行器的防热和抗热震性能、减少结构自重、提高飞行器的有效载荷和安全可靠性，是国内外热防护技术的主要发展方向。

然而，C_f/SiC复合材料的延展性和冲击韧性较低，且可加工性能差，应用中通常需要通过连接来制造大尺寸或复杂形状的构件。无论是作为襟翼还是尾翼，C_f/SiC复合材料在飞行器热防护结构中的应用都迫切需要解决其本体板材的连接问题。该类连接问题难度大、对接头性能尤其是耐高温性能的要求高(耐温要求往往在1500℃以上)。随着C_f/SiC复合材料制备工艺和性能的不断成熟，研发C_f/SiC复合材料本体板材的耐高温连接技术已成为我国先进航空航天飞行器热防护系统研制领域的重要课题。

近年来，关于C_f/SiC复合材料的连接国内外已有一些研究报道。从现有研究来看，目前能够实现C_f/SiC复合材料本体连接的方法主要有热压反应连接、扩散焊和真空钎焊。热压反应连接和扩散焊虽然可以实现C_f/SiC复合材料的连接，但工艺设备复杂，连接过程中需要对被连接材料施加较大压力，因此结构适应性差，很难实现实际大尺寸或复杂结构件的连接。相比之下，真空钎焊工艺简单、无需压力、结构适应性强，是目前C_f/SiC复合材料连接最常用的连接方法。但是，传统真空钎焊需要对连接件进行整体加热，效率低、柔性差、能源浪费大，而且连接件的尺寸大小受加热设备的限制，应用上存在很多局限性；更重要的是，真空钎焊接头的耐温能力较差，难以满足C_f/SiC复合材料连接的实际应用要求。研究表明，采用比较成熟的Ag-Cu-Ti钎料对C_f/SiC复合材料进行真空钎焊，其接头耐温不超过800℃[XiongJH,et al.Mat.Sci.Eng.A.,527(2010)1096-1101]；即使开发采用高熔点的Cu-Pd-V[XiongHP,et al.Ceram.Int.,40(2014)7857-7863]、Pd-Co-V[XiongHP,etal.Weld.World,56(1-2)(2016)76-80]等合金钎料或Y₂O₃-Al₂O₃-SiO₂[Sun L B,etal.Ceram.Int.,47(2021)15622-15630]玻璃钎料，其接头耐温最高也不超过1250℃。