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碳/碳復(fù)合材料的研究方向和不足
C /C復(fù)合材料有一個(gè)致命的弱點(diǎn)，就是在高溫氧化氣氛中容易氧化。C/ C復(fù)合材料抗氧化涂層技術(shù)取得了很大進(jìn)展，1 650℃以下的抗氧化問(wèn)題已基本解決。但仍有許多未解決的問(wèn)題，成為各國(guó)研究的重點(diǎn)和焦點(diǎn)。
1.測(cè)試條件和測(cè)試技術(shù)。C/ C復(fù)合材料多用于熱結(jié)構(gòu)件，實(shí)際應(yīng)用環(huán)境極其惡劣。因此，在測(cè)試抗氧化涂層的性能時(shí)，盡量模擬實(shí)際環(huán)境。目前一般的測(cè)試環(huán)境都是在靜態(tài)空氣中，與實(shí)際環(huán)境相差很大。因此，如果要將抗氧化涂層應(yīng)用于實(shí)際，有必要進(jìn)一步改進(jìn)試驗(yàn)條件和試驗(yàn)技術(shù)。
2.涂層系統(tǒng)的再利用。1981年，具有抗氧化涂層的C/ C復(fù)合材料正式用于航天飛機(jī)的頭錐帽和機(jī)翼前緣。為了保證航天飛機(jī)在惡劣的空間環(huán)境中安全運(yùn)行，要求抗氧化涂層具有良好的穩(wěn)定性。此外，為了保證航天飛機(jī)能夠多次成功起降，要求抗氧化涂層具有良好的重復(fù)使用性和可重復(fù)使用性以及高質(zhì)量可靠性。
3.尋求其他制備工藝降低成本。C/ C復(fù)合材料的制備成本已經(jīng)很高了。如果涂層制備工藝復(fù)雜，周期長(zhǎng)，會(huì)增加整個(gè)構(gòu)件的制備成本，進(jìn)一步限制C/ C復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用。因此，尋找更合適的制備工藝也是一項(xiàng)非常重要的任務(wù)。
4.開(kāi)發(fā)新的涂層系統(tǒng)。目前很多研究還處于實(shí)驗(yàn)室階段，離實(shí)際應(yīng)用還有一定距離，比如TiC/ SiC/ ZrO2- MoSi2涂層體系。
5.高溫長(zhǎng)壽命防氧化涂層系統(tǒng)。發(fā)動(dòng)機(jī)熱部件對(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) [15]。只有采用新型涂層制備工藝制備的復(fù)合梯度涂層才能滿足這一要求。此外，長(zhǎng)期以來(lái)，在1 800℃以上的高溫下，防氧化涂層體系的實(shí)際應(yīng)用未見(jiàn)報(bào)道。G. Savage提出了1 800℃以上抗氧化涂層體系的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想:難熔氧化物/SiO2玻璃/難熔氧化物/難熔碳化物。涂層最外層為耐高溫氧化物，保持高溫穩(wěn)定性和耐腐蝕性；氧擴(kuò)散率低的二氧化硅玻璃層作為氧侵入的阻擋層，可以封閉外表面涂層中的裂紋。下層為耐高溫氧化層，可與最低碳化物和第二外層SiO2發(fā)生化學(xué)和物理兼容，保持結(jié)合性能；底層是碳化物層，主要保持與上一層氧化物和C/ C復(fù)合材料的相容性，防止碳的逸出。底部碳化物的候選材料有TaC、ZrC、HfC和TiC等。，所有這些都具有低碳擴(kuò)散率。另一種涂層系統(tǒng)是銠/銥/碳化物[16]。Rh阻止氧擴(kuò)散的能力很強(qiáng)，但在高溫下容易與碳化物發(fā)生反應(yīng)，所以必須用Ir作為隔離層將其與碳化物內(nèi)層隔開(kāi)。在2 100℃以下，Ir是O2和C擴(kuò)散的有效阻擋層。目前，用于1 800℃以上的C/ C復(fù)合抗氧化涂層體系的應(yīng)用研究正在進(jìn)行中。
