CN113896557B - 一种C/ZrC-SiC复合材料及其制备方法和应用 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种C/ZrC‑SiC复合材料及其制备方法和应用。所述方法包括利用化学气相渗透法在碳纤维预制体上制备热解碳界面层；利用聚碳锆烷树脂作为前驱体，采用RTM结合PIP工艺通过浸渍、固化和裂解后制备致密的ZrC基体；利用聚碳硅烷作为前驱体，采用PIP工艺制备SiC基体，得到C/ZrC‑SiC复合材料。本发明还涉及所述方法制得的材料以及该材料在制备飞行器的热端部件或发动机构件中的应用。本发明采用新型的聚碳锆烷树脂前驱体和RTM结合PIP工艺减小孔隙率，缩短制备周期，可在较短时间制备出高性能的C/ZrC‑SiC复合材料。

Description

一种C/ZrC-SiC复合材料及其制备方法和应用
技术领域
本发明属于陶瓷基复合材料制备技术领域，尤其涉及一种C/ZrC-SiC复合材料及其制备方法和应用。
背景技术
C/ZrC-SiC复合材料具有密度低、耐(超)高温、抗氧化、耐烧蚀等优异性能，可适用于1650℃以上的长时高温氧化环境，广泛应用于飞行器的热端部件、发动机构件，是一种极具应用前景的陶瓷基复合材料。
当前制备C/ZrC-SiC复合材料的主要方法有浆料浸渍(slurries infiltration，SI)、化学气相渗透(Chemical Vapour Infiltration，CVI)、反应熔渗(reactive meltinfiltration，RMI)、前驱体浸渍裂解(Precursor infiltration pyrolysis，PIP)等方法。SI法制备的复合材料均匀性较差、性能偏低；CVI法制备的复合材料孔隙率高、周期长，且仅适合制备薄壁构件；RMI法制备温度高，容易损伤纤维，材料性能偏低；PIP法制备温度低、材料结构易调控等优点，适合制备大尺寸构件，是当前制备飞行器热端部件的重要方法之一。但是，在PIP工艺过程中，陶瓷前驱体的陶瓷产率低，需要重复浸渍裂解，导致整个制备周期长；陶瓷前驱体在裂解过程中产生大量小分子，导致复合材料中裂纹多、孔隙率高。
为了缩短C/ZrC-SiC复合材料制备工艺周期、降低复合材料孔隙率，可采用高陶瓷产率的前驱体的浸渍裂解法来制备复合材料，但是，当前驱体的陶瓷产率提高后，其粘度也增加，导致前驱体附着在复合材料表面，材料内部孔隙较多，影响材料的性能。因此，还需要研究新的方法既能缩短制备周期，又能提升复合材料的致密度。
发明内容
为了解决现有技术存在的技术问题，本发明提供了一种C/ZrC-SiC复合材料的快速制备方法。通过RTM结合PIP的方法将高陶瓷产率的聚锆碳烷快速高效引入到碳/碳中间体中，解决现有C/ZrC-SiC复合材料制备中存在的陶瓷产率低、周期长、裂纹多、孔隙率高等问题。
为了实现上述目的，本发明在第一方面提供了一种C/ZrC-SiC复合材料的制备方法，所述方法包括如下步骤：
(1)利用化学气相渗透法，在碳纤维预制体上制备热解碳界面层；
(2)利用聚碳锆烷树脂作为前驱体，采用RTM(Resin TransferMoulding，树脂传递模塑)工艺结合PIP工艺对含有碳界面层的碳纤维预制体进行浸渍、固化和裂解，制备致密的ZrC基体；
(3)利用聚碳硅烷作为前驱体，采用PIP工艺制备SiC基体，得到C/ZrC-SiC复合材料。
优选地，步骤(1)中所述碳纤维预制体的编织方式为二维铺层、三向正交、三维编织、缝合、针刺和细编穿刺中的至少一种；优选的是，所述碳纤维预制体的碳纤维类型为T300、T700、T800、T1000、M45J、M65J、K600x中的至少一种。
优选地，步骤(1)中所述热解碳界面层的厚度为100～500nm。
优选地，步骤(2)中所述聚碳锆烷树脂的室温粘度小于500mPa.S，陶瓷产率高于70％。
优选地，步骤(2)中所述RTM结合PIP工艺通过如下方式进行：将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔或真空袋中，合模，抽真空，然后注入聚碳锆烷树脂，经过固化和脱模后，进行高温裂解，制得ZrC基体。
优选地，步骤(2)中所述抽真空的压力小于100Pa；和/或所述固化为在温度为250～300℃下交联固化5～8h；和/或所述高温裂解为在温度为1400～1600℃下裂解2～5小时。
优选地，步骤(3)中所述PIP工艺包括浸渍、固化和裂解三个工序；若进行一次所述的PIP工艺后所得材料的增重超过1％，则重复所述的PIP工艺，直至所得材料增重小于1％。
本发明在第二方面提供了根据本发明第一方面所述的方法制备得到的C/ZrC-SiC复合材料。
本发明在第三方面提供了包含本发明第二方面所述的C/ZrC-SiC复合材料在制备飞行器的热端部件或发动机构件中的应用。
相对于现有技术，本发明至少具有如下的有益效果：
(1)本发明方法通过RTM结合PIP工艺制备C/ZrC-SiC复合材料，可以优化浸渍固化效率，减少PIP次数，达到快速致密化、缩短制备周期的目的。
(2)本发明方法可减少高温裂解后小分子的释放，从而减少C/ZrC-SiC复合材料的孔隙率，提升复合材料的致密度，可增强复合材料的力学性能。
(3)本发明方法工艺简单，易于工业化实施，可制备大尺寸复杂异型构件，所制备的C/ZrC-SiC复合材料具有优异的力学和抗氧化耐烧蚀性能。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明在第一方面提供了一种C/ZrC-SiC复合材料的快速制备方法，包括步骤：
(1)利用化学气相渗透法，在碳纤维预制体上制备热解碳界面层；
(2)利用聚碳锆烷树脂作为前驱体，采用RTM结合PIP工艺对含有碳界面层的碳纤维预制体进行浸渍、固化和裂解，制得致密的ZrC基体；
(3)利用聚碳硅烷作为前驱体，采用PIP工艺制备SiC基体，得到C/ZrC-SiC复合材料。
根据一些优选的实施方式，所述碳纤维预制体的编织方式为二维铺层、三向正交、三维编织、缝合、针刺和细编穿刺中的至少一种。优选的是，所述碳纤维预制体的碳纤维类型为T300、T700、T800、T1000、M45J、M65J、K600x中的至少一种。
根据一些优选的实施方式，所述热解碳界面层的厚度为100～500nm，比如为100nm、200nm、300nm、400nm、500nm等。在此厚度区间的界面层，其界面结合力适中，有利于纤维的拔出，从而提升复合材料的韧性。
根据一些优选的实施方式，所述聚碳锆烷树脂的室温粘度小于500mPa.S，比如为100mPa.S、200mPa.S、300mPa.S、400mPa.S、500mPa.S等。优选的是，所述聚碳锆烷树脂的陶瓷产率高于70％，比如72％、75％、80％等。在本发明的RTM结合PIP工艺中，在此粘度区间的树脂有利于树脂完全浸渍到碳纤维预制体的内部，增加树脂的浸渍深度。另外，在陶瓷产率区间的树脂有利于减少小分子的释放，提升复合材料的致密度。
根据一些优选的实施方式，步骤(2)中所述抽真空的压力小于100Pa。在此压力下，树脂才可以充分浸渍碳纤维预制体。另外优选的或进一步优选的是，所述固化为在温度为250～300℃(例如为260、270、280或290℃)下交联固化5～8h(例如6或7h)。在此温度区间内聚碳锆烷树脂可充分固化。另外优选的或进一步优选的是，所述高温裂解为在温度为1400～1600℃(例如为1500℃)下裂解2～5小时(例如3或4小时)。在此温度区间内树脂可裂解成结晶度高的ZrC陶瓷，同时又不损伤碳纤维。
根据一些优选的实施方式，步骤(3)中所述PIP工艺包括浸渍、固化、裂解三个工序；若进行一次所述的PIP工艺得到的材料的增重超过1％，则重复所述的PIP工艺，直至所得材料的相对于上一次PIP工艺所得材料的增重小于1％。
本发明在第二方面提供了由本发明在第一方面所述的制备方法制得的C/ZrC-SiC复合材料。本发明所述的C/ZrC-SiC复合材料致密度高，力学性能和抗氧化耐烧蚀性能优异。
由于本发明第二方面所述的C/ZrC-SiC复合材料具有上述性能，因此特别适合用于制造飞行器的热端部件或发动机构件，于是，本发明在第三方面提供了本发明第二方面所述的C/ZrC-SiC复合材料在制备飞行器的热端部件或发动机构件中的应用。
下面结合实施例对本发明作进一步说明。这些实施例只是就本发明的优选实施方式进行举例说明，本发明的保护范围不应解释为仅限于这些实施例。
实施例1
本实施例快速制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备100nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积10小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔中，合模，抽真空至90Pa；注入粘度为200mPa.S、陶瓷产率为72％的聚碳锆烷树脂，升温至250℃固化5h，然后脱模；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，所得C/ZrC-SiC复合材料的增重为0.56％，得到C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.38g/cm3，开气孔率为3.4％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为175MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为2.23×10-4mm/s。
实施例2
本实施例快速制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备300nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积25小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔，合模，抽真空至90Pa；注入粘度为200mPa.S、陶瓷产率为72％的聚碳锆烷树脂，升温至250℃固化5h，然后脱模；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，所得C/ZrC-SiC复合材料的增重为0.64％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.35g/cm3，开气孔率为2.9％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为184MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为1.98×10-4mm/s。
实施例3
本实施例快速制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备500nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积45小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔，合模，抽真空至90Pa；注入粘度为200mPa.S、陶瓷产率为72％的聚碳锆烷树脂，升温至250℃固化5h，然后脱模；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，所得C/ZrC-SiC复合材料的增重为0.59％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.32g/cm3，开气孔率为3.7％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为171MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为3.17×10-4mm/s。
实施例4
本实施例快速制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备300nm的热解碳界面层，其中通过以内烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积25小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔，合模，抽真空至90Pa；注入粘度为300mPa.S、陶瓷产率为75％的聚碳锆烷树脂，升温至250℃固化5h，然后脱模；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，所得C/ZrC-SiC复合材料的增重为0.38％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.43g/cm3，开气孔率为2.4％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为192MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为1.35×10-4mm/s。
实施例5
本实施例快速制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备200nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积18小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔，合模，抽真空至90Pa；注入粘度为500mPa.S、陶瓷产率为80％的聚碳锆烷树脂，升温至250℃固化5h，然后脱模；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，C/ZrC-SiC复合材料增重为0.26％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.52g/cm3，开气孔率为1.9％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为196MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为1.12×10-4mm/s。
对比例1
本对比例制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备300nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积25小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体完全浸渍于粘度为300mPa.S、陶瓷产率为75％的聚碳锆烷树脂中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，C/ZrC-SiC复合材料增重为0.79％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.02g/cm3，开气孔率为8.6％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为116MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为3.89×10-3mm/s。
对比例2
本对比例制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备300nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积25小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体完全浸渍于粘度为300mPa.S、陶瓷产率为75％的聚碳锆烷树脂中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时。重复上述步骤5次，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，C/Z-C-SiC复合材料增重为0.68％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.18g/cm3，开气孔率为7.2％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为135MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为1.52×10-3mm/s。
对比例3
本对比例制备一种C/ZrC-SiC复合材料，制备方法包括如下具体步骤：
①利用化学气相渗透法，在针刺T300碳纤维预制体上制备300nm的热解碳界面层，其中通过以丙烷为原材料、氩气为保护气体，在950℃下沉积25小时来得到含有碳界面层的预制体；
②将含有碳界面层的预制体放入完全浸渍于粘度为100mPa.S、陶瓷产率为55％的锆前驱体树脂中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时；固化后的复合材料置于裂解炉中，在1500℃的高温下裂解2小时。重复上述步骤10次，得到含有ZrC基体的复合材料。
③将步骤②中含有ZrC基体的复合材料完全浸渍于聚碳硅烷溶液(溶剂为二甲苯，聚碳硅烷的质量分数62％)中，在真空度为10kPa的环境下浸渍3小时，然后在压强为1MPa的压力罐中浸渍3小时，使前驱体完全浸渍于预制体中，最后在250℃、压强为1MPa的压力罐中交联固化3小时。固化后的复合材料置于裂解炉中，在1000℃的高温下裂解2小时。重复前述浸渍、交联固化和裂解过程2次，C/ZrC-SiC复合材料增重为0.54％，至此得到最终的C/ZrC-SiC复合材料。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用排水法进行密度测试，测定的密度为2.21g/cm3，开气孔率为6.9％。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料进行拉伸强度测试，室温拉伸强度为146MPa。
对上述制备的C/ZrC-SiC复合材料用氧乙炔进行抗氧化、耐烧蚀性能测试，在2500℃的高温下烧蚀30s，其线烧蚀率为8.97×10-4mm/s。
Figure BDA0003334465270000131
表2：实施例1～5以及对比例1～3的性能指标。
Figure BDA0003334465270000141
最后说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种C/ZrC-SiC复合材料的制备方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
(1)利用化学气相渗透法，在碳纤维预制体上制备热解碳界面层；
(2)利用聚碳锆烷树脂作为前驱体，采用RTM结合PIP工艺对含有碳界面层的碳纤维预制体进行浸渍、固化和裂解，制备ZrC基体；
(3)利用聚碳硅烷作为前驱体，采用PIP工艺制备SiC基体，得到C/ZrC-SiC复合材料；
其中，所述RTM结合PIP工艺通过如下方式进行：将含有碳界面层的预制体放入RTM成型模具的模腔或真空袋中，合模，抽真空，然后注入聚碳锆烷树脂，经过固化和脱模后，进行高温裂解，制得ZrC基体；所述聚碳锆烷树脂的室温粘度小于500mPa.S，陶瓷产率为70％以上；所述抽真空的压力小于100Pa；所述固化为在温度为250～300℃下交联固化5～8h；所述高温裂解为在温度为1400～1600℃下裂解2～5小时。
2.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于：
所述碳纤维预制体的编织方式为二维铺层、三向正交、三维编织、缝合、针刺和细编穿刺中的至少一种。
3.根据权利要求2所述的制备方法，其特征在于：
所述碳纤维预制体的纤维类型为T300、T700、T800、T1000、M45J、M65J、K600x中的至少一种。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的制备方法，其特征在于：
所述热解碳界面层的厚度为100～500nm。
5.根据权利要求1-3中任一项所述的制备方法，其特征在于：
所述PIP工艺包括浸渍、固化和裂解三个工序。
6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于：
重复进行所述PIP工艺直至材料增重小于1％。
7.由权利要求1-6中任一项所述的方法制备得到的C/ZrC-SiC复合材料。
8.权利要求7所述的C/ZrC-SiC复合材料在制备飞行器的热端部件或发动机构件中的应用。
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