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公开(公告)号：CN111039698B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201911373980.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空制造技术研究院 , 中国航空工业集团公司基础技术研究院 , 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明公开了一种碳化硅陶瓷基复合材料构件热防护涂层的修复方法，该方法包括如下步骤：清洗构件；制备结合层：将陶瓷先驱体液态聚碳硅烷涂覆于涂层破损处，进行液态聚碳硅烷陶瓷化处理；制备过渡层：配置SiC粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件结合层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；制备致密化层：配置SiBCN粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件过渡层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；最后进行预氧化，完成热防护涂层的修复。经本发明方法修复的碳化硅陶瓷基复合材料基体与热防护涂层结合强度高。
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公开(公告)号：CN108218453B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711257119.7
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
IPC: C04B35/80 , C04B35/565 , C04B35/622
Abstract: 本发明涉及一种陶瓷基复合材料的成型方法，特别涉及一种薄壁圆锥圆筒形陶瓷基复合材料构件的成型方法。本发明采用热压罐定型与石墨模具保型的联合定型方式；热压罐工艺多适用于树脂基复合材料的成型，罐内压力一般小于1MPa，罐内温度一般小于300℃，且为一次成型。本发明可以解决薄壁圆锥圆筒形陶瓷基复合材料构件成型难度大的问题，与现有成型方法相比，能够成型出纤维体积分数均匀，型面精度高的薄壁圆锥圆筒形陶瓷基复合材料构件。本发明充分利用了热压罐适合成型薄壁圆锥圆筒形构件的优点，同时利用石墨模具耐高温、定型稳定的优点，在热压罐定型后转入石墨模具中保型，保证后续高温致密化工艺中的构件成型精度。
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公开(公告)号：CN108253843B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201711257194.3
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
IPC: F41H1/00 , C04B35/80 , C04B35/622 , C04B35/565 , B32B37/12 , B32B37/24 , B32B38/08 , B32B38/00
Abstract: 本发明涉及一种防弹板的制备方法，特别涉及一种连续纤维增韧碳化硅陶瓷防弹板的制备方法。本发明提供的连续纤维增韧碳化硅陶瓷继承了碳化硅陶瓷材料高硬度、耐磨耗等优点，同时通过发挥连续纤维增强增韧机理，克服了单纯碳化硅陶瓷固有韧性差和抗外部冲击载荷性能差的先天缺陷，因此连续纤维增韧碳化硅陶瓷具有低密度、高比强度、高比模量、高硬度、抗冲击等特点，能有效提高防弹板的防弹性能，尤其是抗多发弹性能。本发明采用聚合物高压浸渍裂解工艺制备连续纤维增韧碳化硅陶瓷材料，工艺简单，制备成本低。本发明提供的定型方法简单灵活，利于防弹板尺寸的个性化定制。
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公开(公告)号：CN111039698A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911373980.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空制造技术研究院 , 中国航空工业集团公司基础技术研究院 , 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明公开了一种碳化硅陶瓷基复合材料构件热防护涂层的修复方法，该方法包括如下步骤：清洗构件；制备结合层：将陶瓷先驱体液态聚碳硅烷涂覆于涂层破损处，进行液态聚碳硅烷陶瓷化处理；制备过渡层：配置SiC粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件结合层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；制备致密化层：配置SiBCN粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件过渡层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；最后进行预氧化，完成热防护涂层的修复。经本发明方法修复的碳化硅陶瓷基复合材料基体与热防护涂层结合强度高。
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公开(公告)号：CN109320301B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN201811148491.9
申请日：2018-09-29
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明涉及一种SiC/SiC复合材料宽温域热防护涂层，由过渡层、封孔层和抗冲刷层组成，过渡层由聚合物先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备的SiC和SiBCN陶瓷构成，封孔层由浆料法制备的SiBCN陶瓷和化学气相沉积工艺制备的CVD‑SiC组成，抗冲刷层由熔盐法制备的硅酸钇涂层组成，还涉及一种SiC/SiC复合材料宽温域热防护涂层的制备方法。本发明的涂层，能够在800℃～1300℃较宽的温域具有优异的抗热震性和抗氧化性能，在航空发动机尾喷管、隔热屏和涡轮外环等热端构件以及机翼前缘、方向舵等高马赫数飞行器热防护结构具有广泛应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109320275B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN201811171871.4
申请日：2018-10-09
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
Abstract: 本发明属于连续纤维增强陶瓷基复合材料的制备技术，具体涉及一种抗氧化SiC纤维增强陶瓷基复合材料的制备方法。本发明在陶瓷基复合材料基体中加增加SiBCN组分，形成SiC颗粒均匀弥散在B、N组分中的结构，增强材料的结构均匀性。充分利用基体材料中的B、N组分的氧化产物B2O3在800～1100℃温域具有适宜的流动性特性，能够在复合材料表面铺展形成致密氧化膜，形成低流动性SiC氧化产物SiO2为坚实骨架，B2O3氧化氧化物薄膜镶嵌其中的结构，抑制氧气渗透和氧化反应进行，进而提升陶瓷基复合材料的高温抗氧化性能。
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公开(公告)号：CN109320275A
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201811171871.4
申请日：2018-10-09
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
Abstract: 本发明属于连续纤维增强陶瓷基复合材料的制备技术，具体涉及一种抗氧化SiC纤维增强陶瓷基复合材料的制备方法。本发明在陶瓷基复合材料基体中加增加SiBCN组分，形成SiC颗粒均匀弥散在B、N组分中的结构，增强材料的结构均匀性。充分利用基体材料中的B、N组分的氧化产物B2O3在800～1100℃温域具有适宜的流动性特性，能够在复合材料表面铺展形成致密氧化膜，形成低流动性SiC氧化产物SiO2为坚实骨架，B2O3氧化氧化物薄膜镶嵌其中的结构，抑制氧气渗透和氧化反应进行，进而提升陶瓷基复合材料的高温抗氧化性能。
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公开(公告)号：CN108218453A
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201711257119.7
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
IPC: C04B35/80 , C04B35/565 , C04B35/622
Abstract: 本发明涉及一种陶瓷基复合材料的成型方法，特别涉及一种薄壁圆锥圆筒形陶瓷基复合材料构件的成型方法。本发明采用热压罐定型与石墨模具保型的联合定型方式；热压罐工艺多适用于树脂基复合材料的成型，罐内压力一般小于1MPa，罐内温度一般小于300℃，且为一次成型。本发明可以解决薄壁圆锥圆筒形陶瓷基复合材料构件成型难度大的问题，与现有成型方法相比，能够成型出纤维体积分数均匀，型面精度高的薄壁圆锥圆筒形陶瓷基复合材料构件。本发明充分利用了热压罐适合成型薄壁圆锥圆筒形构件的优点，同时利用石墨模具耐高温、定型稳定的优点，在热压罐定型后转入石墨模具中保型，保证后续高温致密化工艺中的构件成型精度。
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公开(公告)号：CN110981496A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911375940.8
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空制造技术研究院 , 中国航空工业集团公司基础技术研究院 , 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B35/583 , C04B35/80 , C04B35/64 , B28B1/52 , B28B3/00
Abstract: 本发明公开了一种高结晶度BN/BN复合材料及其制备方法，属于陶瓷基复合材料制备技术领域。本发明采用有机先驱体法BN纤维为增强相，BN先驱体溶液为浸渍剂，综合应用树脂传递模塑成型工艺(RTM)、模压和PIP工艺，制备高结晶度BN/BN复合材料。利用RTM工艺先驱体浸渍液利用效率高的特点，结合模压利于BN先驱体分子交联和BN/BN复合材料成型的特点，实现BN/BN复合材料的初步RTM成型；在后期PIP致密化阶段，采用“两步热处理法”，即氨化反应实现BN陶瓷基体的无机化反应和重构反应，晶体化反应实现BN/BN复合材料微观结构的长程有序，从而制备高结晶度BN/BN复合材料。
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公开(公告)号：CN109320301A
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201811148491.9
申请日：2018-09-29
Applicant: 中国航空工业集团公司基础技术研究院
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明涉及一种SiC/SiC复合材料宽温域热防护涂层，由过渡层、封孔层和抗冲刷层组成，过渡层由聚合物先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备的SiC和SiBCN陶瓷构成，封孔层由浆料法制备的SiBCN陶瓷和化学气相沉积工艺制备的CVD-SiC组成，抗冲刷层由熔盐法制备的硅酸钇涂层组成，还涉及一种SiC/SiC复合材料宽温域热防护涂层的制备方法。本发明的涂层，能够在800℃～1300℃较宽的温域具有优异的抗热震性和抗氧化性能，在航空发动机尾喷管、隔热屏和涡轮外环等热端构件以及机翼前缘、方向舵等高马赫数飞行器热防护结构具有广泛应用前景。
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