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碳碳復(fù)合材料未來(lái)研究方向及了解抗氧化
C /C 復(fù)合材料存在一個(gè)致命的弱點(diǎn)， 即在高溫氧化性氣氛下極易氧化。 C/C 復(fù)合材料的抗氧化涂層技術(shù)已經(jīng)取得長(zhǎng)足進(jìn)展, 1 650 ℃ 以下抗氧化問(wèn)題已基本得到解決。 但仍有許多問(wèn)題懸而未決, 成為各國(guó)研究的重點(diǎn)和熱點(diǎn)。
( 1) 新涂層體系的開(kāi)發(fā)。 目前許多研究基本上仍處于實(shí)驗(yàn)室階段, 離實(shí)際應(yīng)用還有一定的距離, 如TiC/ SiC/ ZrO2- MoSi2 涂層體系。
( 2) 高溫長(zhǎng)壽命抗氧化涂層體系。 發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件對(duì)涂層C/ C 復(fù)合材料的要求是高溫( 1 650 ℃ ~1 800 ℃) 和長(zhǎng)壽命( 300 h~ 500 h) 。 只有用新的涂層制備工藝制備的復(fù)合梯度涂層才有希望滿足這樣的要求。 另外, 還沒(méi)有1800 ℃ 以上高溫長(zhǎng)時(shí)間抗氧化涂層體系實(shí)際應(yīng)用的報(bào)道。 G. Savage 提出了高于1 800 ℃ 抗氧化涂層體系的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想: 耐火氧化物/ SiO2 玻璃/ 耐火氧化物/ 耐火碳化物。
在涂層的最外層是耐高溫氧化物以保持高溫穩(wěn)定性和抗侵蝕;而次外層為低氧擴(kuò)散率的SiO2 玻璃層作為氧的侵入阻擋層, 并且可以封填外表面涂層中的裂紋; 下一層為可以和最底層碳化物及次外層SiO2 具有化學(xué)和物理相容性的耐高溫氧化物層, 以保持結(jié)合性; 最底層為碳化物層, 主要保持與上一層氧化物及C/ C 復(fù)合材料之間的相容性, 并且阻止碳的逸出。
最底層碳化物的候選材料為TaC、 ZrC、 HfC 和TiC 等, 它們都具有較低的碳擴(kuò)散率。 另一種涂層系統(tǒng)是Rh/ Ir/ 碳化物。 Rh 阻止氧擴(kuò)散能力很強(qiáng), 但在高溫下易與碳化物反應(yīng), 故須用Ir 作為隔離層將其與碳化物內(nèi)層分開(kāi), Ir 在2 100℃ 以下對(duì)O2和C擴(kuò)散都是有效的阻擋層。 目前高于1 800 ℃ 使用的C/ C 復(fù)合材料抗氧化涂層系統(tǒng)的應(yīng)用研究正在進(jìn)行。
( 3) 涂層系統(tǒng)的再利用。 1981 年, 帶有抗氧化涂層的C/ C 復(fù)合材料就已正式用于航天飛機(jī)鼻錐帽和機(jī)翼前緣。 為了保證航天飛機(jī)在苛刻太空環(huán)境下安全工作, 要求抗氧化涂層具有很好的穩(wěn)定性。 另外, 為了保證航天飛機(jī)能多次成功起飛降落, 要求抗氧化涂層重復(fù)使用性和再利用性好, 質(zhì)量可靠性高。
（4） 測(cè)試條件與測(cè)試技術(shù)。 C/ C 復(fù)合材料多用于熱結(jié)構(gòu)部件, 并且實(shí)際應(yīng)用環(huán)境極為苛刻, 所以在測(cè)試抗氧化涂層性能時(shí), 盡量模擬實(shí)際環(huán)境。 目前, 一般的測(cè)試環(huán)境均是在靜態(tài)空氣下測(cè)試, 這與實(shí)際環(huán)境相差太大。 因此, 抗氧化涂層要想真正應(yīng)用到實(shí)際中, 還有待于進(jìn)一步完善測(cè)試條件與測(cè)試技術(shù)。
( 5) 尋求其它制備工藝降低成本。 C/ C 復(fù)合材料制備成本已經(jīng)很高, 如果涂層制備工藝復(fù)雜、 周期長(zhǎng), 就會(huì)額外增加整個(gè)部件的制備成本, 這樣就會(huì)更大限制C/ C 復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用; 因此尋求更合適 的制備工藝, 也是一項(xiàng)很重要的任務(wù)。更多碳碳復(fù)合材料信息可查看http://www.sdwenshi.com
