陶瓷基复合材料的高温应用

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1、材料与工艺　　摘　要　介绍了陶瓷基复合材料的性能特点及其在航空航天领域和非航空航天领域中的应用;详述了制造陶瓷基复合材料的微波辅助化学汽相渗透技术的系统组成和试验研究。　　主题词　陶瓷　　陶瓷基复合材料　　纤维增强　　化学汽相淀积1　前言　　整体陶瓷和陶瓷基复合材料能提供很好的综合性能,因为它们的共价键结合结构在高温下具有按强度、刚度、硬度和耐磨性要求而调整结合的特殊能力,再加上这种材料的密度较低(约为耐热合金的1ö3),使其成为高温应用(如在燃气涡轮发动机中应用)的必然选择。然而,由于陶瓷材料的断裂韧性和耐冲击性差,陶瓷基复合材料的大大妨碍了其在结构件上的应用。

2、到80年代,找到了陶瓷材料的增韧物质之后,这种情况才有了很大改变,但长期以来,却一直在一些关键的耐磨和耐高温零件表面上采用陶瓷材料涂层。与整体陶瓷不同,陶瓷基复合材料(CMC)采用连续纤维或不连续细晶须增强陶瓷基体,得到陶瓷复合材料,是提高陶瓷材料断裂韧性和抗拉强度的最有效的办法。例如,用体积含量为20%的碳化硅细晶须增强氧化铝或氧化铝2氧化锆混合物基体得到的复合材料,其断裂韧性约为1ö210MPam。但这种复合材料由于其各组分的膨胀高温应用系数不一致和制造中晶须对人体健康的影响而限制了其应用。·徐海江因此,一些研究常把增加整体陶瓷的固有高韧性作为第一步,这一步是

3、研制不管是氧化铝基体还是氧化锆基体的细颗粒的多晶物质;第二步是用阻止高温相变的稳定氧化物如氧化镁和氧化钇增韧氧化锆。这一步骤构成了以在立方晶氧化锆或氧化铝或细颗粒多晶氧化锆中含有四方晶氧化锆的混合物为基础的宽范围工程陶瓷。表1给出了烧结型陶瓷的机械性能。值得注意的是在温度为1000℃时这些陶瓷材料的强度和韧性开始降低。　　另外一类工程陶瓷被不严格地描述表1　陶瓷材料的性能为“非氧化物陶瓷”,它包括以碳化硅、氮化硅和氮化铝2氧化铝2氧化硅为基础的陶瓷密度弹性模量弯曲强度可耐受的高温ög·cm-3öGPaöMPa,25℃ö℃陶瓷系统,它用碳化硅或氮化硅晶须或短纤维增韧

4、。这类陶瓷比氧化物陶瓷的氧化铝4.0400550900碳化硅3.13003801400热膨胀系数低,并且耐热冲击,适宜于高氮化硅3.12404201000温发动机应用。增韧氧化锆5.7210600900应当注意的是,纤维和单丝增强的氧化铝öSiC晶须3.7380640900陶瓷基复合材料,可以通过采用典型的　　本文1997210221收到,作者系航天工业总公司三院三部研究员飞航导弹　1998年第6期·57·金属基或聚合物基复合材料中纤维排列方式而得到各向异性的增强,从而扩充了韧性陶瓷的概念。玻璃和硅酸盐基复合材料、碳ö碳化硅和碳化硅ö碳化硅复合材料都会因纤维增强物

5、的加入,在温度升高时由于裂纹偏转和纤维拔出机制而使韧性增加。2　陶瓷基复合材料的高温应用　　为方便起见,将陶瓷基复合材料的应用分为两类,即在航空航天领域的应用和在非航空航天领域的应用。对于前者,主要考虑材料的性能;对于后者,主要考虑的是成本效益。驱动陶瓷基复合材料用于航空航天领域的主要因素为:1)减少制造和维修费用;3)耐受高的工作温度;2)减轻质量;4)减少信号特征。　　陶瓷基复合材料在非航空航天领域的主要应用范围为:1)在高温和腐蚀环境下工作的发动机部件;3)切削刀具镶块;2)耐磨损部件;4)排气管和热交换器。2.1CMC在航空航天领域中的应用　　长期以来,由

6、于整体陶瓷易产生灾难性脆性破坏,因而没有认真考虑其在航空航天领域中的应用。直到80年代中期,CMC研制所取得的进展,导致了NASA2刘易斯计划的出台,该计划的地球轨道火箭发动机涡轮采用CMC。基于该计划,于1988年开始在NASA2刘易斯研究中心的火箭发动机试验台进行了材料试验,并在1990年分别与通用电气公司和洛克达因公司签订了研究合同。随后,洛克达因公司提出了该合同阶段1的材料评价和选择标准的详细分析报告,包括采用纤维增强的CMC(FRCMC)可增加的效益。通用电气公司在其研究过程中,虽然选择的材料不同,但对利用FRCMC可获得的效益得出了类似的结论。研究结果

7、表明,火箭发动机涡轮泵受热部件采用FRCMC有三个显著优点:提高发动机的性能;增加飞行器(导弹)的有效载荷;提高部件的工作寿命和设计灵活性。与采用超耐热3合金相比,采用FRCMC可使最大使用温度从1000℃提高到1650℃,材料密度由8.5göcm3降到2.1göcm。FRCMC在发动机应用中,可因发动机工作温度的提高而使发动机的性能得到提高,该材料能经受高温瞬态变化和超出规定的温度。材料密度降低导致的旋转部件质量的减少意味着减少转动惯量和轴应力。此外,该材料还具有抗腐蚀和耐疲劳能力。在采用FRCMC的液体火箭发动机模拟应用中,基本反映了所选择的FRCMC的性能。

8、试验涉及与