随着高超声速飞行器飞行速度的提高(高于6125 km/h),要求飞行器热端组件(如鼻锥、喷管、机翼前缘等)在发射、返回或飞行过程中能承受更高温度下的氧化和烧蚀
飞行器部件的局部温度可能超过2000℃[1],而现有的C/SiC复合材料因SiC基体在高于1700℃的温度发生主动氧化反应[2]生成SiO而失去对碳纤维和基体的保护,使C/SiC复合材料热端部件发生氧化烧蚀而使构件的形状严重改变
因此,提高材料的高温烧蚀性能极为重要
ZrB2、HfB2、ZrC、HfC等超高温陶瓷改性C/SiC复合材料具有良好的抗氧化抗烧蚀以及抗热震等性能,是制备超高音速飞行器的鼻锥、机翼前缘以及发动机结构件的理想材料[3]
其中ZrC超高温陶瓷改性C/SiC复合材料(简称C/ZrC-SiC复合材料)因ZrC的密度(6.6 g/cm3)远远低于TaC(14.5 g/cm3)和HfC(12.7 g/cm3)的价格廉价,引起极大的关注[4~7]
目前C/ZrC-SiC复合材料的制备方法,主要有反应熔体浸渗(RMI)[8, 9]、泥浆法(SI)[10]和先驱体浸渍-裂解(PIP)[11, 12]法
与SI和RMI工艺相比,PIP工艺能保证基体ZrC在复合材料内均匀分布,实现较大且形状复杂零件的近净成型[13],特别是ZrC先驱体的热处理温度较低
这些因素,使PIP工艺成为制备C/ZrC-SiC复合材料的首选工艺
用PIP工艺制备C/ZrC-SiC等复合材料,影响其性能的因素包括预制体结构[14, 15]、界面层[16, 17]以及基体的构成[18, 19]
合理的界面层体系设计能保护纤维和充分发挥纤维的增韧作用(如裂纹偏转、界面脱粘、纤维拔出等[20]),使C/ZrC-SiC等复合材料的强度、耐冲击性能、热物理性能等本征性能提高
值得注意的是,烧蚀性能作为在特定应用环境中多种材料本征性能相互作用的宏观表现,界面层体系势必对其产生一定的影响
同时,为了优化材料的制备工艺,探明界面层体系影响复合材料烧蚀性能的机理也十分重要
鉴于此,本文使用三维针刺预制体,先控制沉积时间制备不同PyC界面层厚度的试样预制体,然后用PIP工艺使基体致密化制备C/ZrC-SiC复合材料,研究不同PyC界面层厚度的C/ZrC-SiC复合材料的密度、微观组织和烧蚀性能,并揭示其烧蚀机理
1 实验方法1.1 样品的制备
声明：
“不同热解碳界面层厚度C/ZrC-SiC复合材料烧蚀性能及其机理” 该技术专利(论文)所有权利归属于技术(论文)所有人。仅供学习研究，如用于商业用途，请联系该技术所有人。
我是此专利(论文)的发明人(作者)
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编辑：中冶有色网
来源：杨晓辉,李克智,白龙腾,郭亚威
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2025年06月06日 ~ 08日 
