CN107001162A - 用表面涂层涂覆的部件及相关方法 - Google Patents

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CN107001162A
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nickel
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CN201580047195.8A
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E·库尔科特
E·菲利普
E·布鲁恩
S·斯门尼斯
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Safran Ceramics SA
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Abstract

本发明涉及通过包含由陶瓷基质致密化的纤维增强物的复合材料制备的部件，所述部件具有外表面，其特征在于用固体形式的表面涂层涂覆所述外表面的至少一部分，所述表面涂层包含硅和镍的合金，其中硅的重量含量为29‑45重量％，或包含硅和钴的合金。

Description

用表面涂层涂覆的部件及相关方法
背景技术
本发明涉及由陶瓷基质复合(CMC)材料制备的包括表面涂层的部件、所述部件在涡轮发动机中的应用、以及制造所述部件的方法。
CMC材料适用于制备运作时暴露于高温的部件，CMC材料具有的优势在于在高温下保留良好的机械性质。
已知根据CMC材料预期的应用来处理CMC材料的表面。例如，可在CMC表面上制备以下涂层：
用于涡轮叶片的翼面(airfoil)区域的平滑的涂层，从而改善其航空动力学性质；
用于保护碳化硅(SiC)免受高温下的湿腐蚀现象的环境阻挡涂层；或
用于限制界面处的磨损和侵蚀现象的涂层。
目前，在部件制备的最后阶段在复合材料上制备功能性涂层。
因此，在制造CMC和形成其涂层之间是完全分离的。可通过等离子体喷涂或闪烧烧结(flash sintering)制备基于用于改善耐腐蚀性和用于使表面平滑的氧化物的涂层。可通过粉末沉积技术(例如喷漆、浸涂、注塑、包覆成型(overmolding))随后通过气体技术固结来制备碳化物型涂层。
制备涂覆的CMC部件的现有方法有两个主要缺陷。
首先，那些方法可能包括大量步骤，因此相对复杂且昂贵。此外，由于制造CMC与形成其涂层分开，因此复合材料上得到的涂层的附着力不完全令人满意。
此外，对于CMC部件需要考虑的另一问题涉及这些部件可能经受与其在使用时安装所述部件的支撑件的化学相互作用。这种相互作用可能会带来问题，因为它们可能导致CMC部件和/或金属部件的损坏。
因此需要获得新的CMC部件，所述CMC部件与在其使用时安装所述CMC部件的支撑件具有有限的相互作用。
还需要获得具有提高的耐受侵蚀现象的能力的新的CMC部件。
还需要获得更简单且更廉价的用于制备涂覆有涂层的CMC部件的方法。
本发明的目的和内容
为此目的，在第一个方面，本发明提供了一种由包含被陶瓷基质致密化的纤维增强物的复合材料制备的部件，所述部件具有外表面，其特征在于用固体形式的表面涂层涂覆所述外表面的至少一部分，所述表面涂层包含以下合金，或者更具体来说由以下合金组成：硅和镍的合金，其中硅的重量含量为29-45％，或包含硅和钴的合金。
涂层中这样的合金的实施有益地限制了所述部件与构成支撑件的材料之间的相互作用，特别是化学反应，所述支撑件是当使用所述部件时在其上安装所述部件的。
因此，发明人发现，在表面涂层中存在由上文所述的包含硅与构成要安装所述部件的支撑件的主要部分的金属(镍或钴)的合金，有利地限制了所述部件与所述支撑件之间的相互作用。因此，本发明的部件具有有利地限制与基于构成紧固支撑件的镍和/或钴的超级合金之间的相互作用，这是因为在所述涂层中存在镍或钴而使硅饱和。
术语“表面涂层”应理解为一种涂层，其大部分重量存在于所述部件的外表面上。换而言之，所述表面涂层的重量的至少50％，优选至少60％，优选至少70％，优选至少80％，优选至少90％，优选至少95％，优选基本100％存在于所述部件的外表面上(因此在所述部件的外侧)。
表面涂层也可渗透一些到所述部件中，例如出于将涂层固定于部件的目的。然而，表面涂层优选基本不渗透入所述部件。
表面涂层固定于所述部件的外表面，并可渗透入所述部件外表面的孔中。
硅和镍或硅和钴的合金可与陶瓷基质接触。
此外，所述表面涂层优选不使得纤维增强物致密化。所述表面涂层可重现其涂覆的部件的形状。因此，位于远离所述部件的表面涂层的表面可具有与所述部件外表面一样的形状。
在一个实施方式中，所述表面涂层可包含NiSi2相和/或NiSi相。具体地，所述表面涂层可包含：
NiSi2相和任选的Si相；和/或
NiSi相和任选的Si相。
在一个实施方式中，所述表面涂层可包含CoSi2相和任选的Si相。
优选地，硅和镍的合金具有的硅的重量含量可为40-45％。
优选地，硅和钴的合金具有的硅的重量含量可为34-90％，例如为40-90％，例如为42-70％，例如为45-60％。
相对于表面涂层的重量，硅和镍的合金或硅和钴的合金的重量含量可大于或等于5％，优选大于或等于50％。
在涂覆的部件的全部或部分外表面上的表面涂层的厚度可为20微米(μm)至1000μm，优选为50-300μm。
具体地，例如，当所述部件构成了航空发动机叶片时，在叶根(blade root)区域中的表面涂层的厚度可小于或等于300μm和/或在翼面(airfoil)区域中的表面涂层的厚度可小于等于100μm。
表面涂层的厚度可沿所述部件的外表面变化。
这样的厚度变化有利地使具有其涂层的所述部件根据考虑的区域而具有不同功能。
在一个变化形式中，表面涂层的厚度可沿所述部件的外表面基本保持不变。
所述表面涂层还可包括填料和/或陶瓷材料。
所述表面涂层中的填料可选自：SiC、Si3N4或BN，和它们的混合物。
表面涂层中的陶瓷材料可选自通过热解陶瓷前体树脂得到的陶瓷材料，其中所述陶瓷前体树脂可例如选自：多碳硅烷、聚硅氮烷、多硼硅烷和它们的混合物。
在一个实施方式中，在所述部件的外表面上所述表面涂层可基本具有相同的组成。
在一个变化形式中，表面涂层的组成可沿所述部件的外表面变化。
这样的组成中的变化有利地使得具有涂层的部件根据所考虑的区域而具有不同功能。
有利的是，在相间层中涂覆纤维增强物的纤维。
居间相的使用是有益的，因为其能增加构成纤维增强物的纤维的机械强度，具体地，使基质中的任何裂纹偏离从而这些裂纹不会影响纤维的完整性。
所述相间层可包括高温碳(pyrocarbon，PyC)、硼掺杂的高温碳或BN，具体的所述相间层可由高温碳(PyC)、硼掺杂的高温碳或BN组成。所述相间层可任选地为多序列的，例如包括重复的[PyC/碳化物]、[BC/碳化物]或[BN/碳化物]序列。
有利的是，在阻挡层中涂覆纤维增强物的纤维，所述阻挡层可例如为自修复碳化物基质的形式。
所述阻挡层的使用可有利地保护纤维免受氧化，并可形成远离纤维增强物的裂纹网络。
所述部件可构成包括至少一个叶根和翼面的航空发动机叶片，从而所述表面涂层至少覆盖所述叶根。在一个变化形式中，所述部件可构成包括一个或多个连接部分以用于连接金属环支撑结构的涡轮环部分，从而所述表面涂层至少覆盖了所述连接部分。
本发明还提供了一种涡轮发动机叶轮(rotor wheel)，其包括：
具有叶片紧固部分的轮盘(wheel disk)，所述紧固部分包括含有镍和/或钴的合金；以及
与所述轮盘紧固的如上所述的叶片，叶根被安装在叶片紧固部分中。
本发明还提供了一种制造如上所述的部件的方法，所述方法包括以下步骤：
a)用熔融态的浸渗组合物浸渗含有第一组填料，例如第一组反应性填料的纤维预成形体，所述浸渗组合物包含硅并且具有第一熔融温度，从而在将浸渗组合物与第一组填料的全部或部分填料接触后，得到由包含通过陶瓷基质致密化的纤维增强物的复合材料制备的部件；和
b)在由复合材料制备的部件外表面的至少一部分上施加熔融态的硅和镍或硅和钴的合金，所述硅和镍或硅和钴的合金具有比第一熔融温度低的第二熔融温度，从而在所述复合材料部件的外表面的至少一部分上获得固体形式的表面涂层。
所述方法的使用可有利地简化制备涂覆有表面涂层的CMC部件的过程。
事实上，当形成表面涂层时，使用熔融温度比浸渗组合物的熔融温度低的硅和镍或硅和钴的合金可有利地避免未反应的浸渗组合物的再次熔融。
所述方法还可包括，在步骤a)之后和步骤b)之前，在所述复合材料部件的外表面上沉积第二组填料和/或陶瓷前体树脂的步骤c)，随后熔融态的硅和镍或硅和钴合金在步骤b)的过程中在第二组填料和/或陶瓷前体树脂内浸渗，从而形成表面涂层。
第二组填料的填料可是反应性的或非反应性的。例如，第二组填料的非反应性的填料可选自：SiC、Si3N4或BN，和它们的混合物。例如，第二组填料的反应性的填料可选自：C、B4C、SiB6，和它们的混合物。
熔融态的硅和镍或硅和钴的合金可与在步骤c)中在与沉积的反应性填料接触的同时与之化学反应。在一个变化形式中，一旦硅和镍或硅和钴的合金固化，硅和镍或硅和钴的合金可参与为在步骤c)中为沉积的填料提供粘合。
因此本发明的方法可采用两个熔融-浸渗步骤，第一个用于形成陶瓷基质，第二个用于形成表面涂层。
事实上，使用相同类型的方法两次对简化经涂覆的部件的制备有有利的贡献。
在步骤c)中进行的沉积可有利于沿所述部件的外表面(例如在所述部件的不同功能区域)变化的厚度和/或组成。
这样的沉积可有利于获得根据所述部件的外表面的位置而具有不同功能的涂层。
本发明还提供了一种制造如上所述的部件的方法，所述方法包括以下步骤：
在包含由陶瓷基质致密化的纤维增强物的复合材料制备的部件的外表面上形成固体形式的表面涂层，所述表面涂层包含硅和镍或硅和钴的合金。
表面涂层的形成可包括以下步骤：将熔融态的硅和镍或硅和钴的合金与填料，例如反应性填料，或在一个变化形式中与非反应性填料和/或陶瓷前体树脂接触。
例如，所述非反应性填料可选自：SiC、Si3N4或BN和它们的混合物。例如，所述反应性填料可选自：C、B4C、SiB6和它们的混合物。
熔融态的硅和镍或硅和钴的合金可在与反应性填料接触的同时与其化学反应。在一个变化形式中，一旦固化，硅和镍或硅和钴的合金可参与为填料提供粘合。
在熔融硅和镍或硅和钴的合金之前，可通过首先包含硅和镍或硅和钴的合金并其次包含填料(例如反应性填料，或在变化形式中为非反应性填料，和/或陶瓷前体树脂)的涂层前体层在所述部件的外表面上涂覆所述部件。
附图的简要说明
本发明的其它特点和优势通过下文关于本发明具体实施方式的描述并参照附图而显见，所述具体实施方式以非限制示例的形式给出，附图中：
图1是本发明部件的示意图和局部图；
图2是制备本发明部件的示例性方法的流程图；
图3是制备本发明部件的示例性方法的更详细的流程图；
图4是制备本发明部件的变化的方法的流程图；
图5是构成涡轮发动机叶片的本发明部件的立体图；以及
图6是涡轮发动机叶轮的立体图。
具体实施方式
图1是包括由陶瓷基质2致密化的纤维增强物(未显示)的复合材料制备的部件1的一部分。在其外表面3上，部件1具有固体形式的表面涂层4，所述表面涂层4包括硅和镍或硅和钴的合金，具体地，所述表面涂层4由硅和镍或硅和钴的合金组成。
此外，所述表面涂层4还可包括填料和/或陶瓷材料。
如图所示，表面涂层4并没有渗透入基质2中。特别地，在该例子中表面涂层4显示保留在部件1的整个外表面3上。如果表面涂层渗透进基质中，那么只要所述部件的外表面上保留了所述涂层的大部分重量，就不超出本发明的范围。
如图所示，表面涂层4的厚度e可沿所述部件的外表面3基本保持不变。在一个未显示的变化形式中，当沿所述部件的外表面移动时表面涂层的厚度e会变化。
如图所示，表面涂层4可重现部件1的形状。在所示的例子中，位于远离部件1的表面涂层的表面S具有与部件1的外表面3一样的形状。
下面更详细地描述与制造包括由陶瓷基质致密化的纤维增强物的复合材料有关的并适用于本发明的上下文的一些元素。
用于形成本发明部件的纤维增强物的纤维预成形件可以通过在多层经纱和多层纬纱之间的多层编织获得。具体地，多层编织可通过使用互锁编织，即每层纬纱将多个经纱层互连的编织，其中在任何一个纬纱柱中的所有纱线在编织平面中具有相同的运动。
当然可使用其它类型的多层编织。
当通过编织制备纤维预成形体时，可以使用在预成形体的纵向方向上延伸的经纱进行编织，应当理解，也可以在该方向上用纬纱进行编织。
在一个实施方式中，使用的纱线可以是由碳化硅(SiC)制备的纱线，其由日本供应商日本碳公司(Nippon Carbon)提供，商品名为"Nicalon"、"Hi-Nicalon"或"Hi-Nicalon-S"，或由供应商UBE公司(UBE)提供的"Tyranno SA3"并具有0.5K(500长丝)的支数(长丝的数量)。
预成形多层编织的各种方法在文件WO 2006/136755中具体说明。
本发明的部件的纤维增强物也可由通过将两种纤维织物(texture)组合在一起得到的纤维预成形体制备。在这种情况下，可例如通过缝合或针织将两种纤维织物结合在一起。两个纤维织物中的每一个可以特别地从单层或多个以下层的堆叠获得：
一维(UD)织物；
二维(2D)织物；
编带；
编织物；
毡；或
多向(nD)纱或粗纤维的单向(UD)片，或者通过沿不同方向重叠多个所述单向(UD)片并将该UD片结合在一起(例如，通过缝合、采用化学粘结剂或针织)而获得的片材。
对于多个层的堆叠，这些层可以例如通过缝合，通过植入纱线或刚性元件或通过针织而结合在一起。
如上文所述，可通过多层编织或通过叠置纤维结构得到用于形成本发明部件的纤维增加物的纤维预成形体。对于在高温下特别是在腐蚀环境中(特别是湿环境中)使用的涡轮发动机叶片，这可有利地使用由陶瓷纤维(特别是碳化硅(SiC)纤维)制备的纱线进行编织。对于具有较短使用寿命的部件，也可使用碳纤维。
通过用构成基质的材料填充所述预成形体的孔的一部分或全部体积来对用于形成本发明部件的纤维增强物的纤维预成形体进行致密化。例如，所述致密化可以已知的方式使用液体法或气体法(CVI)或实际上连续使用这两种方法进行。
液体法在于用含有基质材料的前体的液体组合物浸渍所述预成形体。所述前体通常是聚合物形式，例如树脂，其能够在溶剂中稀释。可将所述预成形体放置在可以密封方式关闭的并包括具有最终模塑部件的形状的腔体的模具中。随后，关闭所述模具并在整个腔体中注入液体基质前体(例如树脂)从而浸渍所述预成形体的全部纤维部分。
在消除溶剂(如果有)之后和在固化所述聚合物之后，通过热处理，通常通过对模具进行加热，将所述前体转化成基质，预成形体继续保持在具有与要制备的部件的形状对应的形状的模具中。
当形成陶瓷基质时，所述热处理包括热解所述前体从而形成陶瓷基质的步骤。例如，液体陶瓷前体，特别是对于SiC，可以是聚碳硅烷(PCS)型树脂或含聚钛碳硅烷(PTCS)型树脂或聚硅氨烷(PSZ)型树脂。可以进行从浸渍到热处理的多个连续循环，从而实现所需的致密化程度。
也可以已知的方法通过使用基质的化学气相渗透(CVI)的气体技术使得纤维预成形体致密化。将对应于要制备的结构的纤维预成形体放置在容有反应气体相的烘箱中。选择烘箱中的压力和温度以及气体相的组成以使所述气体相能在所述预成形体的孔中扩散，从而通过在与纤维接触的材料的芯中沉积固体材料在其中形成基质，所述固体材料是气体相分解得到的成分的结果或多个组分之间反应得到的结果。
可使用通过甲基三氯硅烷(MTS)得到SiC基质，所述MTS可分解产生SiC。
也可使用结合液体技术和气体技术的致密化，从而便于工作，限制成本和限制制造周期，同时仍然获得对于预期用途而言令人满意的特性。
所述部件可包括由陶瓷基质致密化的碳和/或陶瓷纤维增强物，所述陶瓷基质例如选自以下基质：SiC/Si、Si3N4/SiC/Si、SiB或SiMo。
如下文详细描述的，可通过进行用于用陶瓷基质致密化所述纤维增强物的其他方法，例如特别是熔融-渗透法，制造本发明的部件。
参见图2-4，其说明了使用浸渗纤维预成形体以形成陶瓷基质的步骤来制备本发明的部件的方法。
图2显示了本发明的方法的第一种实施的步骤的流程图。
包括反应性填料，例如选自SiC、Si3N4、C、B和它们的混合物的纤维预成形体最初被包含硅的熔融态的浸渗组合物浸渗(步骤10)。在浸渗组合物和反应性填料反应之后，得到具有陶瓷基质的复合材料部件。在浸渗组合物与反应性填料反应的过程中，反应性填料可基本完全被消耗。在一个变化形式中，所述反应性填料在该反应中仅部分被消耗。
所述浸渗组合物可由熔融硅组成，或在一个变化形式中，所述浸渗组合物可以是硅和一种或多种其它组分的熔融合金的形式。硅合金中的组分可选自B、Al、Mo、Ti和它们的混合物。
用浸渗组合物浸渗之前，可例如使用气态技术，将纤维增强物的纤维涂覆在一层相间层，例如BN或硅掺杂的BN，以及一层碳化物层，例如SiC和/或Si3N4。
可通过基于硅的熔融合金与固体填料间的反应得到所述基质，所述固体填料是例如可以浆料形式引入或可预浸渍(preimpregnated)的C、SiC或Si3N4型固体填料。所述反应可在高于或等于1420℃的温度下进行。如果使用高温，可有利于用温度稳定的纤维，例如Hi-Nicalon或Hi-Nicalon-S型纤维，构成纤维增强物。
一旦得到陶瓷基质，可进行任选的在所述部件的外表面上沉积填料/或陶瓷前体树脂的步骤(步骤20)。
随后进行步骤30，在CMC部件的外表面上施加熔融态的硅和镍或硅和钴的合金，所述合金具有比用于形成陶瓷基质以致密化所述纤维增强物的浸渗组合物的熔融温度低的熔融温度。
当在所述部件的外表面上沉积填料和/或陶瓷前体树脂时(即，当进行步骤20时)，熔融态的硅和镍或硅和钴的合金可在步骤30的过程中在填料和/或树脂中浸渗。
在这样的情况下，进行两个后续熔融浸渗步骤，第一个步骤是制备陶瓷基质(步骤10)，随后第二个步骤是制备表面涂层(步骤30)。
图3是制造图2所示的本发明的部件的变化形式的方法的更详细的流程图。该方法包括以下步骤：
例如通过使用液体和/或气体技术编织和预成形来制备纤维预成形体，例如基于Hi-Nicalon S纤维(步骤5)，纤维预成形体的纤维在例如高温碳(PyC)或BN的相间层中涂覆(步骤6)，在以下涂层中涂覆，所述涂层能i)避免浸渗组合物与纤维或居间相反应，ii)固结所述纤维预成形体(步骤7)，所述涂层由例如碳化物，如SiC、B4C和/或SiBC制备，并可能包括自修复基质，所述涂层可通过CVI沉积；
机械加工所述纤维预成形体(步骤8，该步骤可在目标实施方式中任选进行)；
通过浆料浇铸技术在纤维预成形体中引入第一组填料，例如反应性填料(步骤9)，所述填料选自例如SiC、Si3N4,C,B和它们的混合物，任选地在浆料浇铸结束后完全或部分去除表面上过量的填料；
用熔融态的浸渗组合物浸渗所述纤维预成形体(步骤10；熔融浸渗法)从而形成陶瓷基质，所述浸渗任选地通过使所述纤维预成形体和浸渗组合物脱氧的步骤进行，浸渗用于例如形成具有少量残留硅的大多数碳化硅；
例如通过简单打磨或剥离(scalping)操作清洁所述复合物(该步骤可在目标实施方式中任选地进行)；
在复合材料部件的外表面上沉积第二组填料(步骤20)，例如所述填料选自：SiC、Si3N4、C、Mo2C、B4C和它们的混合物，和/或陶瓷前体树脂，例如PCS、PSZ或酚树脂，通过例如浸涂、包覆成形或树脂传递模塑(RTM)进行所述沉积，沿所述部件的外表面，例如在所述部件的不同功能区域，所述沉积可形成各种厚度和/或各种组成，在图3显示的例子中，形成SiC填料沉积；
用熔融态的硅和镍或硅和钴的合金浸渗所述部件的外表面，所述合金具有比浸渗组合物的熔点低的熔点(步骤30)，所述浸渗可通过使所述部件和硅和镍或硅和钴的合金脱氧的步骤来进行；以及
通过机械加工进行精整(步骤31，该步骤可在目标实施方式中任选地进行)。
参考图4，其是说明了制备本发明的部件的方法的一个变化形式的流程图。
与上文详细描述的方法不同，施用图4的方法而不考虑制备复合材料部件的方法(即，不仅用于由复合材料制备的部件，在所述复合材料中通过熔融-浸渗得到陶瓷基质)。
首先，可在复合材料部件的外表面上覆盖涂覆的前体层，所述前体层包含硅和镍或硅和钴的合金以及填料和/或陶瓷前体树脂(任选步骤70)。
随后，在步骤80中，熔融态硅和镍或硅和钴的合金存在于复合材料部件的外表面上以形成表面涂层。如果进行的任选的步骤70，将熔融态的硅和镍或硅和钴的合金与填料和/或树脂接触(任选步骤90)。
以下有更详细的使用图4中所示的变化形式制备本发明的部件的方法的例子。该方法可包括以下步骤：
在复合材料部件的外表面上形成包括反应性填料(例如选自SiC、C、Si3N4、Mo2C、B4C和它们的混合物)和/或陶瓷前体树脂(例如PCS、PSZ或酚树脂)和/或硅和镍或硅和钴的合金的涂层前体层，例如在浸涂、包覆成形或RTM之后形成所述涂层前体层，所述涂层前体层可沿所述部件的外表面例如在所述部件的不同区域具有变化的厚度和/或变化的组成，所述涂层前体层也可用于使在其上形成涂层前体层的部件的外部区域的一部分或全部表面平滑；以及
在复合材料部件的外表面上浸渗熔融态的硅和镍或硅和钴的合金从而形成表面涂层，所述浸渗任选地通过使所述部件和硅和镍或硅和钴的合金脱氧的步骤进行。
本发明可应用于各种涡轮发动机叶片，特别是可应用于用于各种气体涡轮转子的压缩机叶片和涡轮叶片，例如如图5中所示的用于低压涡轮的叶轮叶片。
图5的叶片100以众所周知的方式包括翼面101、通过柄脚(tang)103延伸的由更厚的部分(例如具有球泡形的部分)形成的叶根102、位于柄脚103和翼面101之间的内平台110、在翼面自由段的附近的外平台120。在显示的例子中的叶根102被表面涂层覆盖，所示表面涂层包含硅和镍或硅和钴的合金(未显示)。当然，用包含硅和镍或硅和钴的合金的第一表面涂层涂覆叶根，用与第一表面涂层相同或不同的第二表面涂层涂覆翼面(例如用于使所述翼面的表面平滑)不会超出本发明的范围。
图6显示了本发明的示例性的涡轮发动机叶轮200。
可将本发明的部件紧固在各种涡轮叶轮上，特别是各种气体涡轮转子的压缩机叶轮和涡轮叶轮，例如如图6中所示的低压(LP)涡轮的叶轮。
图6显示了涡轮发动机叶轮200，其包括在其上安装多个本发明的叶片100的叶毂130，每个叶片100包括翼面101和由较厚部分(例如球泡形部分)形成的叶根102，每个叶片100结合在对应的安排在叶毂130周围的外壳131中。所述外壳131的壁包含镍和/或钴。
叶轮200还包括多个安装在各个叶片100上的叶片外平台120。
可将本发明的部件紧固在涡轮喷气飞机的低压或高压涡轮机上。
本发明的部件可适用于涡轮喷气飞机，例如CMF 56型、leap x型或M88型。本发明的部件也可用于气体涡轮机。
实施例
使用织物形成本发明的部件的纤维增强物。所述织物由供应商日本碳公司出售的S Hi-纤维制备，其具有互锁型编织，并且其具有以下特征：经纱/纬纱比＝55/45，每厘米(/cm)10根经纱以及7.5根纬纱/cm。
将所述织物放置在石墨成型机中从而获得40体积％的纤维含量。随后通过化学气相渗透法将保持在成型机中的织物固结从而在所述纤维上沉积氮化硼(BN)的层和碳化硅的层。将所述固结的织物从成型机中取出并进行化学气相渗透的新步骤，从而完成所述织物的致密化并在其孔中沉积碳化硅。通过此方法获得的固结的且部分致密化的材料具有2.0的比重和30体积％的剩余孔隙率。
通过亚微米粉末抽吸法将包含具有20体积％碳化硅粉末的水性液体介质的浆料注入到部分致密化的固结织物中。使用的碳化硅粉末具有0.6μm的d50粒径。随后将被所述浆料浸渍的织物放置在炉中并在60℃下干燥三小时。该步骤结束时，得到织物具有2.3的比重和23体积％的孔隙率。
随后通过浸渗熔融态的硅完成通过所述方法得到的织物的致密化。在用熔融态硅浸渗所述材料之前，在所述织物的面上施加基于氮化硼的抗潮湿组合物从而防止熔融硅在所述部件的外部溢流。随后用熔融态的硅浸渗所述织物。在5毫巴(mbar)的氩气压力下用两个连续温度水平进行用熔融硅的浸渗：
1395℃的第一温度进行1小时(h)，在600℃每小时(/h)的升温速率之后达到该温度；
1450℃的第二温度进行30分钟(min)，在120℃/h的升温速率之后达到该温度。
在浸渗过程中，将所述部件放置在C/C管道上，从而能为其输送硅。
浸渗结束时，通过在蒸馏水中超声清洁去除抗潮湿组合物。在此阶段，所述部件的比重为2.8，孔隙率为约2体积％。
随后用包含碳化硅颗粒和溶剂(二甲苯)的涂料组合物涂覆得到部件的外表面，所述碳化硅颗粒的粒度为9μm，为聚碳硅烷。随后将所述聚碳硅烷在氩气下通过进行以下热处理而固化：
在1小时内升高至90℃；
保持在90℃1小时；
在100分钟内升高至220℃；
保持在220℃1小时；
在1小时内升高至350℃；
保持在350℃1小时；并且
自然冷却。
随后，在氮气下在900℃下将所述聚碳硅烷热解1小时(以100℃/h升温)。
通过热解PCS得到的碳化硅相和碳化硅微粒相同时存在于复合材料部件的外表面上。随后施加具有镍原子含量为44％、硅原子含量为56％(对应于在合金中具有约38重量％的硅)的熔融态硅和镍的合金，从而浸渗存在于表面上的碳化硅。在二次真空中以两个连续温度水平进行用硅和镍合金浸渗：
950℃的第一温度进行2小时，在600℃/h的升温速率之后达到该温度；以及
1020℃的第二温度进行30分钟(min)，在120℃/h的升温速率之后达到该温度。
将用所述合金致密化的区域与碳垫(carbon mat)接触以使所述合金能被输送至所述部件。得到固体涂层的厚度为100μm。
术语“包含/含有一个”应理解为“包含/含有至少一个”。
术语“在……范围内”应理解为包括端值。

Claims (13)

1.一种部件(1；100)，其由包含被陶瓷基质(2)致密化的纤维增强物的复合材料制备，所述部件(1；100)具有外表面(3)，其特征在于用固体形式的表面涂层(4)涂覆所述外表面(3)的至少一部分，所述表面涂层包含硅和镍的合金，其中硅的含量为29-45重量％，或包含硅和钴的合金。
2.如权利要求1所述的部件(1；100)，其特征在于，所述表面涂层(4)包含NiSi2相和/或NiSi相。
3.如权利要求1所述的部件(1；100)，其特征在于，所述表面涂层(4)包含CoSi2相。
4.如权利要求1-3中任一项所述的部件(1；100)，其特征在于，相对于表面涂层(4)的重量，硅和镍的合金或硅和钴的合金的含量大于或等于5重量％。
5.如权利要求1-4中任一项所述的部件(1:100)，其特征在于，所述表面涂层(4)还包含填料和/或陶瓷材料。
6.如权利要求1-5中任一项所述的部件(1:100)，其特征在于，所述硅和钴的合金具有的硅含量为34-90重量％。
7.如权利要求1-6中任一项所述的部件(100)，其特征在于，所述部件构成了航空发动机叶片，所述叶片包括至少一个叶根(102)和翼面(101)，且所述表面涂层(4)至少覆盖了叶根(102)。
8.一种涡轮发动机叶轮(200)，其包括：
具有叶片紧固部分(131)的轮盘(130)，所述紧固部分(131)包括含有镍和/或钴的合金；以及
紧固在轮盘(130)上的如权利要求7所述的部件(100)，所述部件的叶根(102)安装在叶片紧固部分(131)中。
9.制造如权利要求1-7中任一项所述的部件(1；100)的方法，所述方法包括以下步骤：
a)用熔融态的浸渗组合物浸渗含有第一组填料的纤维预成形体，所述浸渗组合物包含硅并且具有第一熔融温度，从而在将浸渗组合物与第一组填料的全部或部分填料接触后，得到由包含通过陶瓷基质(2)致密化的纤维增强物的复合材料制备的部件；和
b)在由复合材料制备的部件外表面(3)的至少一部分上施加熔融态的硅和镍或硅和钴的合金，所述硅和镍或硅和钴的合金具有比第一熔融温度低的第二熔融温度,从而在所述复合材料部件的外表面(3)的至少一部分上获得固体形式的表面涂层(4)。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述方法还包括，在步骤a)之后和步骤b)之前，在所述复合材料部件的外表面(3)上沉积第二组填料和/或陶瓷前体树脂的步骤c)，随后熔融态的硅和镍合金或硅和钴合金在步骤b)的过程中在第二组填料和/或陶瓷前体树脂内浸渗，从而形成表面涂层(4)。
11.制造如权利要求1-7中任一项所述的部件(1；100)的方法，所述方法包括以下步骤：
在包含由陶瓷基质(2)致密化的纤维增强物的复合材料制备的部件的外表面(3)上形成固体形式的表面涂层(4)，所述表面涂层(4)包含硅和镍的合金或硅和钴的合金。
12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述表面涂层(4)的形成包括将熔融态的硅和镍或硅和钴的合金与填料和/或陶瓷前体树脂接触的步骤。
13.如权利要求12所述的方法，其特征在于，在硅和镍或硅和钴的合金熔融之前，所述部件的外表面(3)被首先包含硅和镍或硅和钴的合金、并其次包含填料和/或陶瓷前体树脂的涂料前体层覆盖。
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