典型SiC基防热材料氧化机理及主/被动转变边界研究
发布时间：2022-01-07 05:37
当前主流的超高温防热材料,如C/C复合材料和超高温陶瓷等,SiC作为其基体或抗氧化涂层的关键组分,显著提高了防热材料的抗氧化性能,SiC被动氧化生成的Si O2可覆盖在材料表面和填充材料裂缝和孔隙,承担着防热材料在1650°C以下温域的抗氧化任务,然而高超声速飞行器飞行空域的扩展使得氧化环境发生改变,飞行器端头、翼前缘等关键部位防热材料面临的高温、低压、原子氧介质,更易导致SiC发生主动氧化,丧失生成Si O2保护层的能力。因此,明确防热材料中SiC组分主/被动氧化转变边界是其工程应用的前提。已有许多研究人员通过实验测试得到了SiC材料的主/被动氧化的温度和氧分压数据点,从总体来看大部分实验数据与理论边界是一致的,然而由于测试条件和技术的差异,各研究人员使用的研究转变的实验方法不同,且测试效率普遍不高,导致数据十分有限。此外,SiC基材料的发生被动氧化的防护阈值通常默认参考SiC材料的研究,根据转变边界的理论计算方法,材料表面气体边界层内气体的扩散过程以及表面乃至边界层中各气体分压之间的关系决定了材料的主/被动氧化转变边界,因此SiC基材料中SiC组分实际的转变边界与纯SiC材料可能存...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：92 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
X-43A的机身前缘和机翼前缘采用C/C复合材料基体改性同样是解决C/C复合材料高温氧化烧蚀问题的方法，近20多年
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文3了Ma=9.8的纪录。X-43A机身前缘和机翼前缘使用了C/C复合材料。马赫数为7的飞行器的水平机翼前缘采用类似各向同性的K321纤维C/C热防护材料，表面涂覆一层SiC材料；机翼的边条使用针状C/C聚丙烯腈基纤维C/C热防护材料制成，并覆盖一层碳化硅。马赫数为10的飞行器水平和垂直机翼表面都采用C/C热防护材料，并在其表面涂覆碳化硅。机身前缘采用整体结构是约392kg的楔形钨合金结构，钨表面包覆一层C/C复合材料，C/C材料表面的涂层是通过化学气相沉积法在表面沉积了一层SiC，之后，再通过化学沉积法在SiC上沉积一层薄的HfC，最终形成了一种三层的热防护结构[13]。图1-1X-43A的机身前缘和机翼前缘采用C/C复合材料基体改性同样是解决C/C复合材料高温氧化烧蚀问题的方法，近20多年来，世界各国尤其是美国、日本、欧共体等国家都对连续纤维增韧陶瓷基复合材料（FRCMC）进行了大量的研究，并取得了重要的成果，有些已达到实用化水平，如碳纤维增韧碳化硅复合材料（C/SiC）、碳化硅纤维增韧碳化硅复合材料（SiC/SiC）等FRCMC已成功地用于火箭发动机、喷气发动机、火箭的天线罩、端头罩、发动机喷管等部件。X-38的端头罩就使用了C/C-SiC复合材料。德国航空航天中心将SiC基体引入C/C复合材料，得到了碳纤维增强C和SiC双基体的复合材料，并在美国国家航空航天局制造的X-38飞行器上进行了试验验证，X-38飞行器端头罩由C/C-SiC复合材料制成，其表面有一层致密的CVD-SiC涂层覆盖，该材料可在1750℃高温下承受持续20min的考验[14]。图1-2用于再入飞行器的的C/C-SiC端头罩除鼻锥和机翼前缘等部位，其他结构件也有C/C复合材料和C/SiC陶瓷基
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文4复合材料的应用，例如X-37B气动舵面的不同部位也采用了不同的成熟防热结构材料（如图1-3所示），三角形机翼后缘的襟副翼采用C/SiC和C/C陶瓷基防热材料，尾部V形尾翼采用C/C陶瓷基结构，机体后面的体襟翼采用C/SiC陶瓷基复合材料[15]。图1-3X-37B襟副翼的热结构材料1.2.2超高温陶瓷应用现状超高温陶瓷（UHTCs）是指在高温环境以及反应气氛中能够保持物理和化学稳定性的一类陶瓷材料，主要包括一些过渡族金属的难熔硼化物、碳化物和氮化物。这些高熔点的材料在超高温服役环境下表现出良好的抗氧化烧蚀性以及化学稳定性，使其成为飞行器鼻锥等热防护结构的主要候选材料之一[16]。1997年和2000年美国NASA、空军和Sandia实验室联合实施了SHARP计划，其中，SHARP-B1飞行器热防护材料由HfB2/SiC制成，替代了传统的C/C复合材料；而SHARP-B2的防热材料由三种不同的超高温陶瓷材料拼接而成，该超高温陶瓷材料如图1-4所示[19]。图1-4SHARP-B2飞行器超高温陶瓷翼前缘欧洲太空局研制的返回型实验舱（Europeanexperimentalre-entrytest-bed，简称EXPERT），将超高温陶瓷材料作为舱体的防护材料应用于鼻锥端头帽以及翼前缘，从而保证了防热部位能够承受2500℃的高温[21]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]SiC在辐射场中的物理特性和光谱研究[J]. 尹文怡,刘玉柱,张翔云,李炳生,秦朝朝. 原子与分子物理学报. 2018(01)
[2]C/C复合材料的SiC/Si-B4C涂层在500～1500℃的抗氧化机制[J]. 焦星剑,李同起,张中伟,刘宇峰,冯志海. 复合材料学报. 2018(11)
[3]空天飞行器用热防护陶瓷材料[J]. 陈玉峰,洪长青,胡成龙,胡平,李伶,刘家臣,刘玲,龙东辉,邱海鹏,汤素芳,张幸红,周长灵,周延春,朱时珍. 现代技术陶瓷. 2017(05)
[4]新型碳材料[J]. 李贺军,张守阳. 新型工业化. 2016(01)
[5]ReaxFF molecular dynamics study on oxidation behavior of 3C-SiC:Polar face effects[J]. 孙瑜,刘轶军,徐绯. Chinese Physics B. 2015(09)
[6]X-43A高超音速飞行器C/C热防护涂层结构分析[J]. 李崇俊. 高科技纤维与应用. 2015(04)
[7]X-37B的发展现状及空气动力技术综述[J]. 孙宗祥,唐志共,陈喜兰,钟萍,刘晓波. 实验流体力学. 2015(01)
[8]氧化对2D C/SiC复合材料阻尼行为的影响[J]. 张青,成来飞,王芙愿,张立同. 新型炭材料. 2014(06)
[9]高超声速飞行器陶瓷复合材料与热结构技术研究进展[J]. 鲁芹,胡龙飞,罗晓光,姜贵庆. 硅酸盐学报. 2013(02)
[10]原子电荷计算方法的对比[J]. 卢天,陈飞武. 物理化学学报. 2012(01)
博士论文
[1]ZrB2基陶瓷材料氧化行为及预氧化对材料性能影响机理研究[D]. 李宁.哈尔滨工业大学 2015
[2]防热材料表面催化特性测试与评价方法研究[D]. 金华.哈尔滨工业大学 2014
[3]ReaxFF反应力场的开发及其在材料科学中的若干应用[D]. 刘连池.上海交通大学 2012
硕士论文
[1]陶瓷注浆/先驱体法制备Cf/ZrB2-SiC复合材料与性能研究[D]. 谢茂松.哈尔滨工业大学 2019
[2]纳微观尺度下焦炭气化/氧化初期表面反应分子动力学模拟[D]. 吴轩.东南大学 2018
[3]非晶态二氧化硅的拉伸变形行为与微观机理[D]. 刘青松.重庆大学 2014
[4]高超声速飞行器技术发展研究[D]. 赵彪.哈尔滨工业大学 2010
[5]炭材料氧化动力学、机理及模拟研究[D]. 郭伟明.湖南大学 2007
本文编号：3573924
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：92 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
X-43A的机身前缘和机翼前缘采用C/C复合材料基体改性同样是解决C/C复合材料高温氧化烧蚀问题的方法，近20多年
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文3了Ma=9.8的纪录。X-43A机身前缘和机翼前缘使用了C/C复合材料。马赫数为7的飞行器的水平机翼前缘采用类似各向同性的K321纤维C/C热防护材料，表面涂覆一层SiC材料；机翼的边条使用针状C/C聚丙烯腈基纤维C/C热防护材料制成，并覆盖一层碳化硅。马赫数为10的飞行器水平和垂直机翼表面都采用C/C热防护材料，并在其表面涂覆碳化硅。机身前缘采用整体结构是约392kg的楔形钨合金结构，钨表面包覆一层C/C复合材料，C/C材料表面的涂层是通过化学气相沉积法在表面沉积了一层SiC，之后，再通过化学沉积法在SiC上沉积一层薄的HfC，最终形成了一种三层的热防护结构[13]。图1-1X-43A的机身前缘和机翼前缘采用C/C复合材料基体改性同样是解决C/C复合材料高温氧化烧蚀问题的方法，近20多年来，世界各国尤其是美国、日本、欧共体等国家都对连续纤维增韧陶瓷基复合材料（FRCMC）进行了大量的研究，并取得了重要的成果，有些已达到实用化水平，如碳纤维增韧碳化硅复合材料（C/SiC）、碳化硅纤维增韧碳化硅复合材料（SiC/SiC）等FRCMC已成功地用于火箭发动机、喷气发动机、火箭的天线罩、端头罩、发动机喷管等部件。X-38的端头罩就使用了C/C-SiC复合材料。德国航空航天中心将SiC基体引入C/C复合材料，得到了碳纤维增强C和SiC双基体的复合材料，并在美国国家航空航天局制造的X-38飞行器上进行了试验验证，X-38飞行器端头罩由C/C-SiC复合材料制成，其表面有一层致密的CVD-SiC涂层覆盖，该材料可在1750℃高温下承受持续20min的考验[14]。图1-2用于再入飞行器的的C/C-SiC端头罩除鼻锥和机翼前缘等部位，其他结构件也有C/C复合材料和C/SiC陶瓷基
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文4复合材料的应用，例如X-37B气动舵面的不同部位也采用了不同的成熟防热结构材料（如图1-3所示），三角形机翼后缘的襟副翼采用C/SiC和C/C陶瓷基防热材料，尾部V形尾翼采用C/C陶瓷基结构，机体后面的体襟翼采用C/SiC陶瓷基复合材料[15]。图1-3X-37B襟副翼的热结构材料1.2.2超高温陶瓷应用现状超高温陶瓷（UHTCs）是指在高温环境以及反应气氛中能够保持物理和化学稳定性的一类陶瓷材料，主要包括一些过渡族金属的难熔硼化物、碳化物和氮化物。这些高熔点的材料在超高温服役环境下表现出良好的抗氧化烧蚀性以及化学稳定性，使其成为飞行器鼻锥等热防护结构的主要候选材料之一[16]。1997年和2000年美国NASA、空军和Sandia实验室联合实施了SHARP计划，其中，SHARP-B1飞行器热防护材料由HfB2/SiC制成，替代了传统的C/C复合材料；而SHARP-B2的防热材料由三种不同的超高温陶瓷材料拼接而成，该超高温陶瓷材料如图1-4所示[19]。图1-4SHARP-B2飞行器超高温陶瓷翼前缘欧洲太空局研制的返回型实验舱（Europeanexperimentalre-entrytest-bed，简称EXPERT），将超高温陶瓷材料作为舱体的防护材料应用于鼻锥端头帽以及翼前缘，从而保证了防热部位能够承受2500℃的高温[21]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]SiC在辐射场中的物理特性和光谱研究[J]. 尹文怡,刘玉柱,张翔云,李炳生,秦朝朝. 原子与分子物理学报. 2018(01)
[2]C/C复合材料的SiC/Si-B4C涂层在500～1500℃的抗氧化机制[J]. 焦星剑,李同起,张中伟,刘宇峰,冯志海. 复合材料学报. 2018(11)
[3]空天飞行器用热防护陶瓷材料[J]. 陈玉峰,洪长青,胡成龙,胡平,李伶,刘家臣,刘玲,龙东辉,邱海鹏,汤素芳,张幸红,周长灵,周延春,朱时珍. 现代技术陶瓷. 2017(05)
[4]新型碳材料[J]. 李贺军,张守阳. 新型工业化. 2016(01)
[5]ReaxFF molecular dynamics study on oxidation behavior of 3C-SiC:Polar face effects[J]. 孙瑜,刘轶军,徐绯. Chinese Physics B. 2015(09)
[6]X-43A高超音速飞行器C/C热防护涂层结构分析[J]. 李崇俊. 高科技纤维与应用. 2015(04)
[7]X-37B的发展现状及空气动力技术综述[J]. 孙宗祥,唐志共,陈喜兰,钟萍,刘晓波. 实验流体力学. 2015(01)
[8]氧化对2D C/SiC复合材料阻尼行为的影响[J]. 张青,成来飞,王芙愿,张立同. 新型炭材料. 2014(06)
[9]高超声速飞行器陶瓷复合材料与热结构技术研究进展[J]. 鲁芹,胡龙飞,罗晓光,姜贵庆. 硅酸盐学报. 2013(02)
[10]原子电荷计算方法的对比[J]. 卢天,陈飞武. 物理化学学报. 2012(01)
博士论文
[1]ZrB2基陶瓷材料氧化行为及预氧化对材料性能影响机理研究[D]. 李宁.哈尔滨工业大学 2015
[2]防热材料表面催化特性测试与评价方法研究[D]. 金华.哈尔滨工业大学 2014
[3]ReaxFF反应力场的开发及其在材料科学中的若干应用[D]. 刘连池.上海交通大学 2012
硕士论文
[1]陶瓷注浆/先驱体法制备Cf/ZrB2-SiC复合材料与性能研究[D]. 谢茂松.哈尔滨工业大学 2019
[2]纳微观尺度下焦炭气化/氧化初期表面反应分子动力学模拟[D]. 吴轩.东南大学 2018
[3]非晶态二氧化硅的拉伸变形行为与微观机理[D]. 刘青松.重庆大学 2014
[4]高超声速飞行器技术发展研究[D]. 赵彪.哈尔滨工业大学 2010
[5]炭材料氧化动力学、机理及模拟研究[D]. 郭伟明.湖南大学 2007
本文编号：3573924
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