SiC-SiC复合材料的应用和制备概述.ppt

随着对航空发动机性能要求的提高，高推重比发动机的燃烧室温度越来越高，传统的高温合金和金属间化合物已经很难满足使用温度和轻质化的要求。 以 C/SiC 和 SiC/SiC 为代表的连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-SiC)具有耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧化和抗烧蚀等优异性能，并且具有类似金属的断裂行为、对裂纹不敏感和不发生灾难性损毁等特点，是目前作为航空发动机热端部件最具潜力的新型高温结构材料。 C/SiC复合材料最大的不足是碳纤维的抗氧化性能较差，因此，对于长时间使用环境的航空发动机而言，进行碳纤维及其复合材料的抗氧化、提高其使用寿命和可靠性是研究的重点和难点。 SiC/SiC复合材料因采用了SiC纤维，复合材料的长时间抗氧化关键难题得到了解决。SiC/SiC复合材料因其优异的抗氧化性能，能够满足航空发动机长时间使用、轻质、耐高温要求而备受关注，成为高推重比发动机的首选材料。 美国在SiC/SiC复合材料应用于航空发动机方面做了大量的研究工作，已经制备和通过试验的SiC/SiC复合材料航空发动机构件主要有:燃烧室内衬套、燃烧室筒、翼或螺旋桨前缘、喷口导流叶片、涡轮叶片、涡轮壳环、喷管构件等。 目前世界上仅日本能批量提供通用级和高品级的SiC纤维，法国、美国等研制的SiC/SiC复合材料中纤维均来源于日本。 针对核反应堆上应用的SiC/SiC复合材料，日本在制备工艺、环境考核等方面已经取得了长足的进步。 气相法 Gas phase route 液相法 Liquid phase routes Ceramic route CVI PIP LSI (RMI or MI) 浆料浸渍热压烧结 NITE t/℃ 900–1100 1000 - 1200 1400–1600 1780 优点 在复杂的多向纤维预制体上沉积highly engineered 中间相和基体最适合的方法 常作为致密化的第一步 almost no residual open porosity 缺点 Some residual porosity 收缩现象 Significant residual porosity require high temperatures (1400–1800 C) 评价 目前最成熟的工艺 典型的低成本制造技术 传统的浆料浸渍热压烧结不被重视，NITE是新的发展方向 化学气相渗透法 Chemical Vapor Infiltration (CVI) 将复合材料的不同组元，即界面相、基体和外涂层通过气相先驱体在适宜的温度(900–1100℃)和减压（或常压下）依次沉积得到。 无论采用哪种CVI工艺方法，都会使得复合材料存在10–15%的残余孔隙率（主要是开孔)。（气态产物的溢出；预制体孔隙入口处的“瓶颈效应”） 1.先驱体浸渗/热解法 PIP (Polymer Impregnation Pyrolysis) 用 Si-C 基聚合物，如聚碳硅烷(PCS)做先驱体。 先驱体在1000-1200 ℃范围内发生裂解。 由于热解过程材料密度变小会导致大的体积收缩，同时热解气态产物的逸出决定了热解后的基体是含有较大开气孔的多孔体，通常需要进行多次浸渍/热解过程（6-10，甚至更多）来提高材料致密度。 2.液态渗硅法（反应熔体浸渗法/熔体浸渗法） LSI(RMI/MI) 用液态硅或硅合金做先驱体。 致密化快，可获得几乎不存在残余开气孔的复合材料。 渗硅温度较高（通常为 1400-1600℃），因此只适合高温稳定性高的纤维； 液态硅对热解碳或六方 BN 界面相及纤维具有腐蚀性。 RMI制备的基体中通常会有游离硅，限制高温性能。 用浆料做先驱体。 采用含有烧结助剂和粘结剂的 β-SiC 稳定悬浮液先驱体浆料浸渍纤维束或纤维布获得预浸料，干燥后将多片预浸料堆垛热压（HP）烧结制取复合材料的方法。 在高温高压下的烧结会对纤维产生损伤。 NITE (nano-infiltration and transient eutectic-phase) process the use of nanosized β-SiC powder (with a particulate size of 30 nm) and oxide sintering additives (Al2O3 and Y2O3) forming transient eutectics with SiO2 at relatively low temp