碳纖維增強陶瓷基復(fù)合材料抗氧化涂層制備與性能研究.pdf

1、短切碳纖維骨架增強陶瓷基復(fù)合材料具有耐高溫、抗熱沖擊、低密度以及防/隔熱一體化特點，在航天飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)中具有廣泛的應(yīng)用前景。由于碳纖維增強體的本身抗氧化性能較差，限制了其在高溫長時間有氧環(huán)境下的應(yīng)用。因此，優(yōu)化設(shè)計和制備低密度碳纖維增強骨架增強陶瓷基復(fù)合材料高效的高輻射和抗氧化涂層，將大大拓展新型熱防護(hù)材料的應(yīng)用范圍并大幅度提升材料的高溫?zé)?力學(xué)和抗燒蝕性能。本文根據(jù)基體Cf/Zr-B復(fù)合材料的性能特點，設(shè)計并成功制備了單層SiC涂

2、層和ZrB2基復(fù)合涂層兩種涂層體系，并對其微觀組織、高溫?zé)嵛锢砗土W(xué)性能及高溫氧化和燒蝕性能進(jìn)行了系統(tǒng)研究。
　　利用包埋法和料漿法成功制備了SiC涂層，結(jié)果表明包埋法難以在高孔隙率的Cf/Zr-B復(fù)合材料上制備出均勻完整的SiC涂層；以B2O3·SiO2玻璃為粘結(jié)劑的料漿法可以制備出均勻、致密的SiC涂層，并且在1300℃溫度下空氣環(huán)境中氧化60min后，涂層規(guī)整無裂紋，內(nèi)部基體材料保持完整，無被氧化跡象。
　　為了進(jìn)一步

3、提高涂層的耐溫性，采用料漿法制備 ZrB2基復(fù)合涂層，組分包括ZrB2、MoSi2和B2O3·SiO2玻璃。系統(tǒng)研究了各制備工藝參數(shù)對復(fù)合涂層組織結(jié)構(gòu)和性能的影響，結(jié)果表明：一步燒結(jié)制備工藝可以避免多步燒結(jié)制備工藝引起的涂層分層現(xiàn)象；1400℃保溫20min制備的涂層致密度高、與基體材料連接性好，1400℃氧化9h后增重5.00％，具有最優(yōu)異的抗氧化性能；微氧氣氛燒結(jié)的涂層可以緩和涂層與基體熱失配引起的熱應(yīng)力，抗氧化性能優(yōu)于有氧氣氛燒結(jié)

4、的涂層。
　　ZrB2基復(fù)合涂層處理后試樣的壓縮強度從1.25MPa提高到1.87MPa，經(jīng)過1400℃氧化試驗5h后，試樣的壓縮強度下降為1.17MPa，仍保持原試樣93.6%的壓縮強度；熱沖擊測試顯示涂層在室溫至1400℃熱震測試9次后表現(xiàn)出良好的抗熱震性能，涂層保持完整，內(nèi)部基體材料未發(fā)現(xiàn)被氧化跡象；該涂層體系在在較大波段范圍內(nèi)具有較高的發(fā)射率，其中在2.5μm～4.2μm、16.1μm～25.0μm波段涂層具有大于0.8的