КЕРАМИЧЕСКИЙ КОМПОЗИЦИОННЫЙ МАТЕРИАЛ
CERAMIC COMPOSITE MATERIAL

Изобретение относится к керамическим композиционным материалам и может быть использовано при изготовлении деталей и узлов неохлаждаемых конструкций нового поколения авиационных газотурбинных двигателей с повышенными характеристиками удельной мощности и топливной экономичности, работающих при температурах до 1750°C в условиях воздействия окислительных сред.
4
2
3
2
2
3
2
Известен керамический композиционный материал, который состоит из армирующего неорганического волокна и матрицы, включающей 40-95 масс.% фазы SiC и 5-60% оксидной фазы. Оксидная фаза может представлять собой ZrSiO или стеклокерамическую фазу составов ВаО-MgO-AlO-SiO или SrO-AlO-SiO. При этом средний элементный состав керамической матрицы составляет, масс.%: Si 30-80, С 15-69, O 0,005-25 (патент США №6331496, опубл. 18.12.2001). Предложенный композиционный материал обладает хорошей термостойкостью, окислительной стойкостью и механической прочностью при температурах до 1400°С и может быть использован для изготовления изделий для аэрокосмической отрасли.
К недостаткам данного композиционного материала следует отнести низкую жаростойкость при температурах свыше 1400°С.
4
2
2
Известен керамический композиционный материал, содержащий углеродные волокна и матрицу, которая включает следующие компоненты, масс.%: Si 20-35, С 25-40, SiB 2-4, SiO 0,1-0,9, HfO 1-3, SiC - остальное (патент РФ №2392250, опубл. 20.06.2010). Керамический композиционный материал может быть использован при изготовлении теплонагруженных узлов и деталей горячего тракта перспективных газотурбинных двигателей, работающих при температурах до 1600°С в условиях воздействия окислительных сред в течение длительного времени (до 200 часов).
Недостатком данного композиционного материала является низкая жаростойкость при температурах свыше 1600°С.
2
2
Наиболее близким аналогом, взятым за прототип, является керамический композиционный материал, содержащий углеродные волокна и матрицу следующего состава, масс.%: Si 20-35, С 25-40, SiO 5,5-6,0, HfO 5-8, SiC - остальное (патент РФ №2447039, опубл. 10.04.2012). Керамический композиционный материал может быть использован при изготовлении теплонагруженных узлов и деталей двигателей перспективных газотурбинных установок и двигателей, работающих в условиях термоциклических нагрузок при температурах до 1650°С на воздухе и в продуктах сгорания топлива.
Недостатком керамического композиционного материала-прототипа является недостаточная жаростойкость (высокая убыль массы) на воздухе при воздействии температуры от 1650 до 1750°С в течение длительного времени.
Технической задачей предлагаемого изобретения является создание керамического композиционного материала, обладающего повышенной жаростойкостью при рабочих температурах до 1750°С в течение длительного времени (500 часов) в условиях воздействия окислительных сред. Технический результат изобретения состоит в повышении жаростойкости керамического композиционного материала.
2
2
2
3
2
2
2
3
Для достижения технического результата разработан керамический композиционный материал, включающий следующие компоненты, масс.%: Si 15-30, С 20-40, оксидную систему ZrO-HfO-YO 3-15, SiC - остальное, причем оксидная система имеет следующий химический состав, масс.%: ZrO 55-80, HfO 15-30, YO - 3-15.
2
2
2
3
2
2
2
3
Установлено, что сбалансированное введение в матрицу оксидной системы ZrO-HfO-YO (представляющей собой твердый раствор) при заявленных соотношениях компонентов приводит к образованию (при воздействии высоких температур в присутствии кислорода в рабочей атмосфере) тугоплавкой аморфной фазы переменного состава в системе ZrO-HfO-YO. Образование этой фазы обеспечивает самозалечивание и герметизацию возможных микродефектов матрицы, что предотвращает диффузию кислорода в объем материала и тем самым препятствует его окислению. Это способствует повышению жаростойкости керамического композиционного материала при воздействии высоких температур до 1750°С в течение длительного времени.
Для получения композиционного материала были приготовлены композиции предлагаемого материала (1-3) и материала-прототипа (4), соотношение компонентов в которых приведено в Таблице 1.
2
2
2
3
2
2
2
3
2
2
2
3
Дисперсные частицы карбида кремния, кремния, углерода (SiC, Si, С) смешивали с порошком оксидной системы ZrO-HfO-YO в полиэтиленовых барабанах. Карбид кремния, кремний и углерод перед смешиванием предварительно измельчали на мельницах планетарного типа до получения частиц менее 25 мкм. Оксидную систему получали золь-гель методом - гидролизом растворов алкоксоацетилацетонатов циркония, гафния, иттрия с образованием геля и его последующей термообработкой. Соотношение компонентов в оксидной системе ZrO-HfO-YO составило, масс.%: ZrO - 70, HfO - 22, YO - 8. Порошок оксидной системы имел частицы размером 40-80 нм.
Полученную смесь засыпали в пресс-форму и прессовали при температурах 180-200°С. Затем полученные пресс-заготовки подвергали высокотемпературной термообработке в вакуумной печи при температуре 1650-1800°С.
Таблица 1
Наименование компонентов
Состав по примерам, масс.%
1
2
3
4 (прототип)
Si
15
20
30
29
С
40
30
20
30
SiO<sub>2</sub>
-
-
-
5,8
HfO<sub>2</sub>
-
-
-
6,5
Оксидная система ZrO<sub>2</sub>-HfO<sub>2</sub>-Y<sub>2</sub>O<sub>3</sub>
3
7
15
-
SiC
остальное
остальное
остальное
остальное
Образцы керамического композиционного материала, изготовленные по композициям (1-3), испытывали на жаростойкость путем измерения массы образцов в процессе длительного нагрева при температуре 1750°С. Результаты исследований представлены в Таблице 2.
Таблица 2
Параметры испытаний образцов на жаростойкость
Изменение массы образцов после испытаний на жаростойкость, масс.%
Температура, °С
Время, ч
1
2
3
4 (прототип)
1750
50
1,7
2,1
1,9
-3,9
100
2,2
2,8
2,5
разрушение образца
200
2,3
2,9
2,6
разрушение образца
300
2,3
2,9
2,7
разрушение образца
400
2,2
2,9
2,7
разрушение образца
500
2,1
2,9
2,7
разрушение образца
Анализ полученных результатов свидетельствует о том, что предлагаемый керамический композиционный материал при 1750°С в течение 500 часов обладает высокой жаростойкостью. Материал-прототип при термообработке теряет часть массы за счет окисления его компонентов и удаления в виде газообразных продуктов окисления, что приводит к убыли массы после 50 часов испытаний и к его разрушению после испытаний в течение 100 часов при 1750°С.
Привес массы образцов (1,7-2,9%), связанный с образованием тугоплавкой аморфной фазы при нагревах на воздухе при температуре 1750°С, подтверждает наличие защитного эффекта матрицы предлагаемых составов композиционного материала в течение длительного времени (до 500 часов), предотвращающего диффузию кислорода воздуха вглубь образца и препятствующего окислению материала.
Таким образом, применение предлагаемого композиционного материала для изготовления деталей и узлов неохлаждаемых конструкций нового поколения авиационных газотурбинных двигателей позволяет увеличить их жаростойкость при рабочей температуре до 1750°С в условиях воздействия окислительных сред в течение длительного времени, соответственно повысить надежность и ресурс изделий.