CN102864361B - 一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料及其制备方法。该复合材料是由以下重量百分比的化学成分组成:SiC23~35%,Si26~35%,Mg1.8~2.0%,余量为Al及不可避免的杂质。本发明的制备方法主要包括粉体的表面处理、真空湿法高能球磨混料、真空热压烧结。通过控制SiC、合金元素Mg的加入量及制备工艺,能有效的降低材料的热膨胀系数及密度,提高抗拉强度,获得成本较为低,热膨胀系数为7~9×10-6/℃,密度<2.7g/cm3,抗拉强度>230MPa,且具有抗腐蚀性的复合材料。本发明特别适用于要求材料具有轻质、低膨胀、耐腐蚀、一定强度要求性能的航空航天零件。
Description
技术领域
本发明属于金属基复合材料制造领域,具体涉及一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料及其制备方法。
背景技术
航天器设计中,尺寸稳定性广泛应用在高精密仪器、惯性平台等领域,由于工作环境温度变化幅度较大,以及仪器自身工作的需要,尤其是一些光电设备,要求使用材料在温度变化时,尺寸变化非常小,这就要求材料的热膨胀系数非常小,甚至为零;材料需具有稳定的抗拉强度,要求循环热应力非常小。为了提高航天器的有效载荷,需要进一步降低材料的密度并增强材料的抗腐蚀性,满足使用的要求。
镁合金是工程中最轻的金属材料,但由于其存在强度低、易腐蚀等问题,限制了其在航空航天领域的应用。钛合金的密度为4.5g/cm3,不锈钢材料的密度更大,对航天器来说,结构重量的增加将导致发射成本的升高,同时制约其携带更多的有效载荷。铜、铝或铝合金都具有良好的热传导率、质量较轻、成本低、强度高等优点,易于形成绝缘抗侵蚀薄膜,但是因为铝与其氧化膜的热膨胀系数相差很大,当温差较大时,氧化膜容易开裂,影响材料性能的稳定性 。此外,铜、铝或铝合金的热膨胀系数太大(Al的CTE为23.6×10-6/℃,Cu的CTE为17.8×10-6/℃)容易引发循环热应力。Cu/Mo合金和Cu/W合金具有较高的热导率及相匹配的热膨胀系数,但Mo、W的价格较高,加工、焊接性能差,且密度较高,不适合应用在航空航天领域。
作为复合材料研究的热点,国内外有许多关于SiC增强铝基复合材料的研究成果公诸于世,但是由于SiC与铝或其合金的热膨胀系数相差太大,组织中残存较大的残余应力,后续处理复杂,在工作环境中容易引起热循环应力,后续处理复杂,在工作环境中容易引起热循环应力,影响材料强度的稳定性。
发明内容
针对上述问题,本发明的目的在于提供一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料,使得该复合材料具有较低的密度、较小的膨胀系数。
本发明的目的还在于提供一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料的制备方法。
为了达到上述目的,本发明的技术方案在于采用了一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料,该复合材料是由以下重量百分比的化学成分组成:SiC 23~35,Si 25~35,Mg 1.8~2,余量为Al及不可避免的杂质。
所述碳化硅为立方晶型β-SiC,粒度为15~30μm,Al-30Si合金粉末粒度为5~8μm;镁粉粒度为3~5μm。
本发明还采用了一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料的制备方法,该方法具体步骤如下:
(1)首先采用体积分数为10%的HF浸泡SiC粉末,时间为2h,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;然后对SiC粉末进行1100℃高温焙烧,保温3h;对Al-30Si粉末进行无水乙醇超声波震荡清洗,时间为10min,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;
(2)采用真空湿法高能球磨法对SiC粉末、Al-30Si粉末、Mg粉末进行混料,以无水乙醇为介质,时间为3~5h,转速为230~250r/min,混料完毕后将浆料置于真空干燥箱中干燥;
(3)将混合好的原料粉末装入磨具中,当真空度达到3×10-2Pa时,以5℃/min的速度加热,温度达到540~560℃,施加120MPa的压力,保温3h,然后随炉冷却,保压至温度降到100摄氏度。
步骤(3)所述的磨具内壁涂抹质量分数为40%的无水乙醇和质量分数为60%的刚玉粉,刚玉粉平均粒度为5μm。
本发明采用上述技术方案的一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料及其制备方法,以Al-30Si合金粉为基体,热膨胀系数非常小的SiC为增强体,镁为界面反应强化剂,采用真空热压烧结制备材料,增强相分布均匀、体积可调、制备过程中镁不必经过全熔的高温状态,避免了铸造法带来镁的强烈氧化,基体与增强相界面处发生过量反应的问题。本发明采用的材料Al-30Si合金粉与SiC的热膨胀系数相差不大,材料组织中残余应力很小,并且由于在真空热压烧结过程中多尺度硅相的析出,能够明显降低材料的热膨胀系数及热循环应力;通过对SiC粉末进行表面处理,使SiC粉末表面尖角钝化、粗糙度增大,提高粉末在基体中的分布均匀性,减少空洞的产生,同时,其表面产生纳米级厚的SiO2薄膜。真空湿法高能球磨混料,使粉体实现机械合金化,提高材料分布均匀性,防止材料的氧化。通过加入镁,在界面处产生一层纳米级Mg2Si及MgAl2O4产物,使界面变的粗糙,这些生成物的机械镶嵌作用以及部分界面很强的化学结合(其结合能远高于界面的物理结合能),使粉末和基体的界面结合增强,有利于载荷在基体与增强体之间的传递,使得作用于基体的有效应力降低,阻止了裂纹的扩展,从而能够大大提高材料的抗拉强度。由于选取的材料密度都比较小,所制备的材料为轻质材料。本发明的主要目的就是开发轻质、低膨胀和一定强度的复合材料及制备方法,主要应用在航天器领域,开发的新材料能够提高航空航天器的有效载荷,满足工作环境变化对材料性能稳定性的要求。
本发明所涉及的一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料及其制备方法,具有以下特点:密度<2.7g/cm3,热膨胀系数在7~9×10-6/℃,抗拉强度>230MPa,且具有一定的抗腐蚀性。此方法解决了传统材料热膨胀系数与密度及力学性能之间的矛盾,可以满足航空航天器领域对尺寸稳定性及重量的要求。
具体实施方式
实施例1
本实施例的一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料的组成成分及重量百分比为:SiC 26%,Si 33%,Mg 2%,余量为Al及不可避免的杂质。
本实施例的具体制备方法如下步骤:
(1)首先采用体积分数为10%的HF浸泡SiC粉末,时间为2h,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;然后对SiC粉末进行1100℃高温焙烧,保温3h;对Al-30Si粉末进行无水乙醇超声波震荡清洗,时间为10min,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;
(2)采用真空湿法高能球磨法对SiC粉末、Al-30Si粉末、Mg粉末进行混料,以无水乙醇为介质,时间为4h,转速为230r/min,混料完毕后将浆料置于真空干燥箱中干燥;
(3磨具内壁涂抹质量分数为40%的无水乙醇和质量分数为60%的刚玉粉,刚玉粉平均粒度为5μm;将混合好的原料粉末装入磨具中,当真空度达到3×10-2Pa时,以5℃/min的速度加热,温度达到540℃,施加120MPa的压力,540℃保温3h,然后随炉冷却,保压至温度降到100℃。
本实施例的性能参数:50℃~100℃之间的热膨胀系数为8.7×10-6/℃,密度为2.65 g/cm3,室温抗拉强度为238MPa。
实施例2
本实施例的一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料的组成成分及重量百分比为:SiC 27%,Si 29%,Mg 1.9%,余量为Al及不可避免的杂质。
本实施例的具体制备方法如下步骤:
(1)首先采用体积分数为10%的HF浸泡SiC粉末,时间为2h,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;然后对SiC粉末进行1100℃高温焙烧,保温3h;对Al-30Si粉末进行无水乙醇超声波震荡清洗,时间为10min,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;
(2)采用真空湿法高能球磨法对SiC粉末、Al-30Si粉末、Mg粉末进行混料,以无水乙醇为介质,时间为3h,转速为250r/min,混料完毕后将浆料置于真空干燥箱中干燥;
(3)磨具内壁涂抹质量分数为40%的无水乙醇和质量分数为60%的刚玉粉,刚玉粉平均粒度为5μm;将混合好的原料粉末装入磨具中,当真空度达到3×10-2Pa时,以5℃/min的速度加热,温度达到550℃,施加120MPa的压力,550℃保温3h,然后随炉冷却,保压至温度降到100℃。
本实施例的性能参数:50℃~100℃之间的热膨胀系数为8.5×10-6/℃,密度为2.68 g/cm3,室温抗拉强度为247MPa。
实施例3
本实施例的一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料组成成分及重量百分比为:SiC 30%,Si 28%,Mg 1.8%,余量为Al及不可避免的杂质。
本实施例的具体制备方法如下步骤:
(1)首先采用体积分数为10%的HF浸泡SiC粉末,时间为2h,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;然后对SiC粉末进行1100℃高温焙烧,保温3h;对Al-30Si粉末进行无水乙醇超声波震荡清洗,时间为10min,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;
(2)采用真空湿法高能球磨法对SiC粉末、Al-30Si粉末、Mg粉末进行混料,以无水乙醇为介质,时间为5h,转速为240r/min,混料完毕后将浆料置于真空干燥箱中干燥;
(3)磨具内壁涂抹质量分数为40%的无水乙醇和质量分数为60%的刚玉粉,刚玉粉平均粒度为5μm;将混合好的原料粉末装入磨具中,当真空度达到3×10-2Pa时,以5℃/min的速度加热,温度达到560℃,施加120MPa的压力,560℃保温3h,然后随炉冷却,保压至温度降到100℃。
本实施例的性能参数:50℃~100℃之间的热膨胀系数为7.9×10-6/℃,密度为2.69 g/cm3,室温抗拉强度为234MPa。
Claims (5)
1.一种用于航天器的SiC增强铝基复合材料,其特征在于,所述的复合材料由以下重量百分含量的化学成分组成:SiC23~35%,Si25~35%,Mg1.8~2%,余量为Al及不可避免的杂质;
所述的用于航天器的SiC增强铝基复合材料的制备方法的具体步骤如下:
(1)首先采用体积分数为10%的HF浸泡SiC粉末,时间为2h,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;然后对SiC粉末进行1100℃高温焙烧,保温3h;对Al-30Si粉末进行无水乙醇超声波震荡清洗,时间为10min,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;
(2)采用真空湿法高能球磨法对SiC粉末、Al-30Si粉末、Mg粉末进行混料,以无水乙醇为介质,时间为3~5h,转速为230~250r/min,混料完毕后将浆料置于真空干燥箱中干燥;
(3)将混好的原料装入模具中,当真空度达到3×10-2Pa时,以5℃/min的速度加热,温度达到540~560℃,施加120MPa的压力,保温3h,然后随炉冷却,保压至温度降低到100℃。
2.根据权利要求1所述的用于航天器的SiC增强铝基复合材料,其特征在于,所述的SiC粉末为立方晶体β-SiC,粒度为15~30μm,镁粉粒度为3~5μm,Al-30Si粉末粒度为5~8μm。
3.一种如权利要求1所述的用于航天器的SiC增强铝基复合材料的制备方法,其特征在于,所述的具体步骤如下:
(1)首先采用体积分数为10%的HF浸泡SiC粉末,时间为2h,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;然后对SiC粉末进行1100℃高温焙烧,保温3h;对Al-30Si粉末进行无水乙醇超声波震荡清洗,时间为10min,再用蒸馏水清洗,真空抽滤,烘干;
(2)采用真空湿法高能球磨法对SiC粉末、Al-30Si粉末、Mg粉末进行混料,以无水乙醇为介质,时间为3~5h,转速为230~250r/min,混料完毕后将浆料置于真空干燥箱中干燥;
(3)将混好的原料装入模具中,当真空度达到3×10-2Pa时,以5℃/min的速度加热,温度达到540~560℃,施加120MPa的压力,保温3h,然后随炉冷却,保压至温度降低到100℃。
4.根据权利要求3所述的用于航天器的SiC增强铝基复合材料的制备方法,其特征在于,步骤(3)所述的模具内壁涂抹质量分数为40%的无水乙醇和质量分数为60%的刚玉粉。
5.根据权利要求4所述的用于航天器的SiC增强铝基复合材料的制备方法,其特征在于,所述的刚玉粉平均粒度为5μm。
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Zeng-lei Nl,et al.Influence of SiCp surface treatment on the SiCp/Al-30Si microstructure and performance.《Advanced Materials Research》.2012,第538-541卷第326-327页. * |
马斌,等.添加Mg对SiCp/Al复合材料显微组织及磨损性能影响.《铸造技术》.2011,第32卷(第2期),第189、191页. * |
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