随着高速飞行器朝着更宽空域、更长时间和更高速度的方向发展, 对飞行器的鼻锥、前缘和发动机燃烧室等关键结构的热防护性能提出了更加严苛的要求, 发展在极端环境下使用的高性能热防护材料是当前的研究重点。超高温陶瓷复合材料具有优异的抗氧化烧蚀性能, 是一类极具应用潜力的非烧蚀型热防护材料。然而, 本征脆性问题限制了超高温陶瓷复合材料的工程化应用, 需通过组分结构调控对其进行强韧化。同时, 飞行器有效载荷提升也对超高温陶瓷复合材料提出了轻量化的要求。本文系统概述了超高温陶瓷复合材料近年来取得的主要研究进展, 包括压力烧结、泥浆浸渍、前驱体浸渍裂解、反应熔渗、化学气相渗透/沉积与“固-液”组合工艺等制备方法, 颗粒、晶须、软相物质、短切纤维和连续纤维等强韧化方法及其机制, 抗氧化烧蚀性能与机理, 以及轻量化设计等。讨论了超高温陶瓷复合材料组分、微结构和性能之间的关系, 并指出了超高温陶瓷复合材料目前存在的挑战以及未来的发展趋势。

高速飞行技术的发展对高性能热结构材料提出了迫切需求。高熵碳化物(HECs)陶瓷作为近年来发展迅速的一类新型材料, 兼具高熵陶瓷与超高温陶瓷的优良特性, 在极端服役环境中具有广阔的应用前景, 因此得到国内外学者的广泛关注。相比仅含有一种或两种过渡金属元素的传统超高温碳化物陶瓷, HECs综合性能有所提升, 且具有更强的组成和性能可设计性, 因此具备较大的发展潜力。经过对HECs的不断探索, 研究人员获得了许多有趣的结果, 开发了多种HECs的制备方法, 对HECs的显微结构和性能的认识也更加深入。本文综述了HECs的基本理论以及从实验过程中获得的规律; 对HECs粉体、HECs块体、HECs涂层及薄膜, 以及纤维增强HECs基复合材料的制备方法进行了梳理和归纳; 并对HECs的力学、热学等性能, 尤其是与高温应用相关的抗氧化、抗烧蚀性能的研究进展进行了综述和讨论。最后, 针对HECs研究中有待进一步完善的科学问题, 对HECs的未来发展提出了展望。

连续纤维增强陶瓷基复合材料具有高强韧、耐氧化的特性, 现已成为航空航天领域重要的高温结构候选材料。反应熔渗法可实现陶瓷基复合材料的大规模、短周期和低成本制备, 是目前最具有商业化前景的技术之一。然而, 传统反应熔渗法制得陶瓷基复合材料存在着基体碳残留、纤维刻蚀等问题, 导致材料力学与氧化-烧蚀性能不佳。为突破传统碳基体陶瓷化程度低的局限性, 相关研究人员采用碳基体孔结构构筑方法, 通过多孔碳基体取代传统熔渗预制体中致密碳基体, 以促进碳基体的陶瓷化转变及反应熔体的消耗, 进而实现陶瓷基复合材料的性能优化。本综述介绍了采用多孔碳陶瓷化策略制备SiC陶瓷、SiC/SiC复合材料、C/SiC复合材料及超高温陶瓷基复合材料的相关研究进展, 并且通过与传统反应熔渗法对比, 验证了多孔碳陶瓷化策略的优势, 同时总结了相关多孔碳基体制备方法的发展演变过程, 最后针对先进陶瓷基复合材料的基础理论与工艺技术需求, 对多孔碳陶瓷化改进反应熔渗法的未来发展方向进行了展望。

氧化物陶瓷具有高硬度、高强度以及优异的抗氧化和抗腐蚀性能, 是高性能发动机极端高温、燃气腐蚀、氧化服役环境用重要的候选高温结构材料, 在航空航天用高端装备领域具有广阔的应用前景。与传统陶瓷制备技术相比, 激光增材制造技术能够一步实现从原材料粉末到高性能结构件的一体化高致密成型, 具有柔性度好、成型效率高的特点, 可以快速制备高性能、高精度、大尺寸复杂结构部件。近年来, 基于液固相变发展的熔体生长氧化物陶瓷激光增材制造技术已成为高温结构材料制备技术领域的前沿研究热点之一。本文首先概述了激光增材制造技术的基本原理, 着重介绍了选区激光熔化与激光定向能量沉积两种典型激光增材制造技术的工艺特点。在此基础上, 重点阐述了利用激光增材制造技术制备不同氧化物陶瓷的组织特征及工艺参数对微观组织的影响规律, 并总结比较了不同体系氧化物陶瓷力学性能的差异。最后, 对该领域存在的问题进行了梳理和分析, 并对未来的发展趋势进行了展望。

碳化物超高温陶瓷具有高熔点(>3000 ℃)、高硬度、低热导率、优异的耐高温性和良好的化学稳定性等优点, 是高超声速飞行器热防护系统的理想涂层材料。本文概述了碳化物超高温陶瓷(TiC、ZrC、HfC、NbC、TaC)的结构与性质, 总结了化学气相沉积法、等离子喷涂法和固相反应法制备碳化物超高温陶瓷涂层的研究进展, 分析了涂层微观结构、组分、结构设计以及热流密度对烧蚀行为的影响。研究表明, 添加第二相形成多元复合涂层和采用多层结构设计, 可以有效提升碳化物超高温陶瓷涂层的抗烧蚀性能。添加第二相形成复杂氧化物, 可使烧蚀后的氧化层适度烧结, 从而获得良好的结构完整性和阻氧性能。采用梯度分层和多层功能结构设计, 有效缓解了涂层热应力, 抑制了裂纹扩展, 并促进了不同层间的协同增强作用。最后, 结合研究现状, 对碳化物超高温陶瓷抗烧蚀涂层发展面临的挑战与机遇进行了展望。

ZrB₂基陶瓷通常需要在高温高压条件下才能烧结致密, 而利用反应熔渗Si的方式可在1500 ℃制得ZrB₂-SiC致密陶瓷。相较于常规制备方法, 反应制备法更容易获得晶粒细小、成分均匀的超高温陶瓷相。本研究以ZrSi₂、B₄C和C为原料, 通过流延成型结合反应熔渗制备ZrB₂-SiC陶瓷(简称ZBC陶瓷)。此外, 还以ZrB₂和SiC为原料, 通过相同的工艺制备了一组ZrB₂-SiC陶瓷(简称ZS陶瓷)作为对比样品。对两组陶瓷的微观形貌进行表征, 发现ZBC陶瓷中ZrB₂相的颗粒尺寸较小且弥散分布在陶瓷中, 而ZS陶瓷中ZrB₂相的颗粒尺寸较大。在1600 ℃空气环境中对两组陶瓷进行循环氧化测试, 总共循环氧化5次, 每次2 h。分析两者的氧化行为, 发现ZBC陶瓷与ZS陶瓷在氧化过程中表面都会形成玻璃态SiO₂-ZrO₂氧化层, 起到阻隔氧气的作用。不同点在于ZBC陶瓷中ZrO₂弥散分布在SiO₂中, 而ZS陶瓷是大尺寸的ZrO₂与玻璃态SiO₂共存。在降温过程中, 弥散分布的ZrO₂能够提高玻璃态SiO₂的黏度, 抑制其结晶, 所以ZBC陶瓷的表面氧化层能够保持致密的结构; 而ZS陶瓷氧化层中SiO₂大量结晶并与ZrO₂共晶反应产生ZrSiO₄, 由于热应力导致氧化层开裂, 使其阻隔氧气的作用大大减弱。分析两者的抗氧化性能, 发现ZBC陶瓷的氧化层厚度变化与质量增加均小于ZS陶瓷, 表明ZBC陶瓷的抗氧化性能优于ZS陶瓷。

Hf_xTa_1-xC具有高熔化温度、高硬度、高强度, 以及导电、导热性好等优异性能, 是2000 ℃以上热防护领域极有潜力的候选材料, 但其力学性质与熔化温度随组分变化规律尚不清晰。本研究基于特殊准随机结构(SQS)方法和第一性原理计算, 从共价键强度、价电子浓度(VEC)的微观角度系统地探讨了Hf_xTa_1-xC系固溶体力学性质随组分的变化机理。力学性质计算结果表明: 5种组分(HfC、Hf_0.75Ta_0.25C、Hf_0.5Ta_0.5C、Hf_0.25Ta_0.75C与TaC)中, Hf_0.25Ta_0.75C固溶体具有最高的弹性模量和剪切模量, 这主要归因于: (1)该组分具有最高的共价键强度; (2)来自C的p轨道和来自Hf或Ta的d轨道之间的特殊键合在VEC=8.75(Hf_0.25Ta_0.75C)附近被完全填充, 它们强烈抑制形状变化。研究还使用基于从头算分子动力学(AIMD)的分子动力学Z方法计算了Hf_xTa_1-xC系固溶体的熔化曲线。结果显示Hf_xTa_1-xC系固溶体熔化温度反常增加的现象的确存在, 且在Hf_0.5Ta_0.5C处熔化温度最高(4270 K), 这主要归因于构型熵与共价键强度的协同作用。本研究结果为高熔化温度及高力学性能Hf_xTa_1-xC系固溶体组分的实验选择及其耐高温涂层应用等提供了理论指导, 也为其他过渡金属碳化物研究提供了参考。

针对高速飞行器对于防热/承载一体化超高温陶瓷基复合材料的迫切需求, 以及现有反应型HfC先驱体存在的成本高、效率低和致密效果差等不足, 本研究将HfC亚微米粉体配制成稳定的陶瓷浆料, 利用浆料加压浸渍辅助先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备了HfC基体均匀分布的C/HfC-SiC复合材料, 探讨了HfC含量对于复合材料微观结构、力学与烧蚀性能的影响。结果表明, 当HfC实际体积分数为13.1%~20.3%时, 复合材料密度为2.20~2.58 g·cm^-3, 开孔率约为5%。通过单层碳布加压浸渍陶瓷浆料, HfC颗粒能够分散到纤维束内部, 且在复合材料中分布比较均匀。提高HfC含量会降低复合材料纤维含量, 其力学性能也呈现出降低趋势。当HfC体积分数为20.3%时, 复合材料的密度、拉伸强度和断裂韧性分别为2.58 g·cm^-3、147 MPa和9.3 MPa·m^1/2; 经氧乙炔焰烧蚀60 s后, 复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率分别为0.0062 mm/s和0.005 g/s, 烧蚀过程中形成的熔融相Hf_xSi_yO_z能覆盖在材料表面, 起到良好的保护作用。

连续碳化硅纤维增强碳化硅复合材料(SiC_f/SiC)是下一代航空发动机的关键结构材料, 其界面性能是决定材料力学性能的重要因素之一。为此, 本研究表征了国产三代2.5D SiC_f/SiC的界面性能, 并探究其与材料拉伸性能的关系。利用拉伸加/卸载过程中的迟滞特性定量分析了2.5D SiC_f/SiC中各组元残余应力和界面滑动应力(IFSS), 根据断口拔出纤维的断裂镜面半径得到了纤维就位强度(${{\sigma }_{\text{fu}}}$)的统计分布, 通过纤维推入法得到界面剪切强度(ISS)和界面脱黏能(G_i)。结果表明: 利用宏观结合细观的方法能够较全面地描述SiC_f/SiC从初始裂纹萌生到最终脱黏不同阶段的界面力学性能, 2.5D SiC_f/SiC的IFSS、ISS和G_i分别为56 MPa、(28±5) MPa和(2.7±0.6) J/m²。ISS和G_i较低, 表明界面结合较弱, 在剪应力作用下易产生裂纹, 而IFSS较大, 表明界面脱黏后纤维与基体间相对滑动较为困难, 阻碍了纤维拔出, 不利于发挥纤维的增强作用。根据获得的界面性能和经典ACK模型, 较好地预测出比例极限应力, 并结合${{\sigma }_{\text{fu}}}$预测了2.5D SiC_f/SiC的拉伸强度。拉伸强度预测值高于实验值, 这与界面处径向残余压应力以及纤维承受的残余拉应力有关。

先驱体转化法是制备耐超高温陶瓷和粉体的有效方法之一, 但原料种类对先驱体交联固化程度和陶瓷产率的影响鲜有报道。本研究分别采用两种碳源与聚钽氧烷(PTO)合成了TaC先驱体, 研究了碳源种类、裂解温度和钽碳比例等因素对先驱体转化法制备TaC陶瓷粉体微观结构及性能的影响。结果表明, 含C=C的PF-3树脂可以有效促进PTO的交联固化, 提高先驱体的陶瓷产率。当钽碳质量比分别为PTO : PF-3树脂=1 : 0.25和PTO : 2402树脂=1 : 0.4时, 在1400 ℃下裂解获得的TaC陶瓷粉体不含残余Ta₂O₅, 陶瓷产率分别为54.02%和49.64%, 晶粒尺寸分别为47.2和60.9 nm。PF-3树脂在提高陶瓷产率的同时能够减小晶粒尺寸, 但对粉体纯度与粒度影响较小。不同碳源制备的TaC陶瓷粉体纯度分别为96.50%和97.36%, 中位径分别为131和129 nm。