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碳纤维增强Si-C-N陶瓷基复合材料的氧化行为 总被引:3,自引:0,他引:3
采用化学气相浸渗(chemical vapor infiltration,CVI)法制备了以热解碳为界面的碳纤维增强碳氮化硅陶瓷基(carbon fiber reinforced siliconcarbonitride ceramic,C/Si-C-N)复合材料.用热重法研究了无涂层C/Si-C-N在空气环境中的氧化行为.研究表明:由950℃ CVI沉积的Si-C-N基体所制备的C/Si-C-N复合材料的氧化行为与碳纤维增强SiC陶瓷基(carbon fiber reinforced silicon carbide ceramic,C/SiC)复合材料的完全不同.在600~1 200℃,C/Si-C-N的氧化速率随温度的升高而持续增加,其抗氧化能力在600℃明显高于C/SiC复合材料;在900℃,抗氧化能力与C/SiC复合材料基本相当;在1 200℃,抗氧化能力则低于C/SiC复合材料.C/Si-C-N复合材料所表现出来的氧化行为主要与Si-C-N基体较低的热膨胀系数有关. 相似文献
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为了研究利用Si–O–C界面层来提高碳纤维增强陶瓷基复合材料的抗氧化性能,利用化学气相浸渗和聚合物浸渗裂解工艺制备了以Si–O–C为界面的碳纤维增强Si–C–N陶瓷基复合材料(C/Si–O–C/Si–C–N)和无界面层的碳纤维增强Si–C–N陶瓷基复合材料(C/Si–C–N)。研究了C/Si–O–C/Si–C–N和C/Si–C–N在600、900℃和1 200℃空气环境中的氧化行为。结果表明:采用Si–O–C界面层后可提高复合材料的抗氧化性能;Si–O–C界面层较高的氧化抗力是碳纤维增强Si–C–N复合材料抗氧化性能提高的主要原因。 相似文献
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航天飞行器热防护系统技术综述 总被引:2,自引:0,他引:2
综述表明,C/C和C/SiC复合材料是宇宙输送系统飞行器前端部位热防护系统的最佳材料选择,多层抗氧化涂层、超高温陶瓷(UHTC)涂层、UHTC基体改性是提高其高温长期使用的有效途径。指出多层UHTC涂层、纳米级UHTC颗粒、火花等离子浇结(SPS)及碳气凝胶填充碳泡沫新型热防护结构等在高温热防护材料方面已显现出实际应用方向。 相似文献
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采用包埋技术在碳纤维增强碳(carbon fiber reinforced carbon,C/C)复合材料表面制备了碳化硅-硅化铪-硅化钽(SiC-HfSi2-TaSi2)抗烧蚀复合涂层.采用氧已炔火焰烧蚀试验评价了. C/C复合材料样品的抗烧蚀性能.通过X射线衍射分析、扫描电镜观察及能谱分析研究了SiC-HfSi-TaSi2作为 C/C复合材料抗烧蚀涂层的表面和断面相组成、元素分布及形貌.结果表明:由于烧蚀过程中生成的Hf02,Ta205具有高温稳定性,使得该涂层表现 出良好的抗烧蚀性能,在3 000℃下烧蚀20s后,线烧蚀率为0.009 mm/s,质量烧蚀率为0.003 85 g/s. 相似文献
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连续SiC纤维增韧SiC陶瓷基复合材料(SiCf/SiC CMCs)具有低密度、优异的高温力学性能和抗氧化性能,在航空发动机热端部件上具有广阔的应用前景,具备提高发动机推重比和使用温度、减轻无效重量、简化系统结构等显著优势.延长SiCf/SiC复合材料在航空发动机高温氧化环境下的服役寿命是当前需要解决的难题.本文从纤维、界面相、基体、表面涂层四个方面综述了SiCf/SiC复合材料高温抗氧化研究进展.采用多元多层自愈合界面相、对基体进行改性以及采用表面自愈合整体涂层都可以有效提高SiCf/SiC复合材料在高温氧化环境中的使用稳定性和寿命. 相似文献
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为提高C/C复合材料的高温抗氧化性能,以聚碳硅烷(PCS)浸渍裂解法和Si,Mo,W粉浆料刷涂反应法在C/C复合材料表面制备SiC-MoSi2-WSi2复合涂层,借助X射线衍射仪、扫描电镜等分析手段,对涂层的微观形貌、组织结构及物相进行分析研究,优化涂层制备工艺,考察了涂层的高温抗氧化性能,分析了抗氧化机理.制备的SiC-MoSi2-WSi2复合涂层厚度200 μm左右,主要由SiC,MoSi2,WSi2构成.1500℃氧化试验结果表明复合涂层的静态氧化失重率较SiC单层涂层降低50%以上,较大地改善了C/C复合材料的抗氧化性能. 相似文献
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炭/炭复合材料中的界面现象 总被引:5,自引:1,他引:4
论述了炭/ 炭复合材料的界面结构特点,及其对材料宏观力学性能的影响,指出在C/C材料中存在多种层次的界面结构。其中束内界面和束间界面的粘接性能对C/C 材料的宏观力学性能有重要的影响。对于界面剪切强度存在一个临界值,低于该临界值,纵向拉伸性能随界面剪切强度的提高而提高;高于该临界值,纵向拉伸性能随界面剪切强度的提高反而降低。 相似文献
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