DE60200562T2

DE60200562T2 - Verfahren zur Herstellung von Schichten aus einem keramischen Verbundwerkstoff und entsprechend hergestellter Verbundwerkstoff

Info

Publication number: DE60200562T2
Application number: DE60200562T
Authority: DE
Inventors: Mario Tului; Teodoro Valente
Original assignee: Centro Sviluppo Materiali SpA
Current assignee: Centro Sviluppo Materiali SpA
Priority date: 2001-03-12
Filing date: 2002-03-12
Publication date: 2005-06-30
Anticipated expiration: 2022-03-13
Also published as: ITRM20010125A1; EP1241278B1; US6761937B2; EP1241278A1; US20020151427A1; DE60200562D1; ATE268392T1; ITRM20010125A0

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung von Keramikverbundschichten, die gegen sehr hohe Temperaturen beständig sind, beispielsweise Boridmischungen wie etwa Zirkonium-, Titan- und/oder Hafniumboride oder Oxidmischungen, wie beispielsweise Hafnium- und/oder Zirkoniumoxide und Carbide wie beispielsweise Silicium-, Tantal-, Zirkonium und/oder Hafniumcarbide. Diese Schichten können als Schutzüberzug (Coating) für das Material dienen, das damit beschichtet wird, oder sie können als Komponenten an sich verwendet werden, nachdem das Substratmaterial beispielsweise durch mechanische oder chemische Behandlung entfernt wurde. Die vorliegende Erfindung bezieht sich im Weiteren auf das Verbundmaterial, welches durch das genannte Verfahren erhalten wird.
In den letzten Jahren hat eine bestimmte Gruppe von Materialien, diejenige der Ultra-Hoch-Temperatur-Keramiken (UTHC), das Marktinteresse für die prospektive Verwendung im Bereich der Luft- und Raumfahrt geweckt. Insbesondere wird eine Gruppe von Verbundschichten mit einer Matrix aus Boriden einiger Übergangsmetalle (ZrB₂ und HfB₂) für den Schutz vor hohen Temperaturen an scharfen Kanten der neuen Generation von Raumfahrzeugen, die nach einem längeren Aufenthalt im Weltall wieder in die Erdatmosphäre eindringen und von dort erneut gestartet werden können, als besonders geeignet angesehen.
Das Umfeld für die genannte mögliche Verwendung sowie Beispiele für die Verwendbarkeit der erfindungsgemäßen Materialien werden hierin detailliert angegeben. Die Materialspezifikationen, die aufgrund einer solch spezifischen Verwendung gefordert werden, sind äußerst komplex und es ist schwierig ein Material zu finden, das alle Anforderungen erfüllt. Die hier behandelten Materialien sollen einen hohen Temperaturleitfähigkeitskoeffizienten und eine hohe Beständigkeit gegenüber Temperaturschocks bis zu einem sehr hohen Schmelzpunkt und einen niedrigen Temperaturausdehnungskoeffizienten aufweisen.
Der hohe Schmelzpunkt, der bei bis zu 3300 K liegen kann, ist ein echtes Hindernis bei der Bildung dieser Materialien. Tatsächlich ist die einzige Technik, welche in der Lage ist zufrieden stellende Merkmale hinsichtlich Porosität und mechanischer Beständigkeit sicherzustellen, das Heißpressen, was allerdings beträchtliche Einschränkungen in Bezug auf die Größe und Herstellungskosten mit sich bringt.
Es sind noch andere Techniken bekannt. Beispielsweise werden bei dem thermischen Spritzen von Plasma die Probleme, welche bei der Heißpress-Formtechnik nach dem Stand der Technik auftreten, überwunden. Die Verwendung von Plasma, bei dem in den heißeren Bereichen 20000 K oder mehr erreicht werden, ermöglicht die Auftragung von praktisch all denjenigen Elementen oder Verbindungen, welche eine stabile Flüssigphase besitzen. Es sollte allerdings beachtet werden, dass aufgrund der erforderlichen Leistungen die Herstellung von eigenständigen, bei hoher Temperatur schmelzenden Keramik-basierten Überzügen (Coatings) und Komponenten immer noch einen Grenzforschungbereich bei der Verwendung des thermischen Plasmaspritzens darstellt. Darüber hinaus ist das Abscheiden eines Verbundmaterials mit dem Risiko verbunden, dass Interaktionen zwischen den Konstituentenphasen auftreten.
In dem US-Patent 4,645,716 (Harrington et al.) wird ein Flammenspraymaterial vorgestellt zur Herstellung eines gegen thermischen Schock und Erosion beständigen Keramiküberzugs, umfassend eine homogene Keramikzusammensetzung, bestehend aus Zirkoniumoxid, Yttriumoxid und Titanoxid. Das Patent DE 197 14 433 (Hoechst) betrifft eine Methode zur Herstellung eines Überzugs, enthaltend mindestens 80 Gew.-% Titanborid, in welchem ein Überzug von 0,1 bis 1 mm Dicke mit einer maximalen Porosität von 10 Vol.-% und mit einem Sauerstoffgehalt unter 1 Gew.-% auf die Oberfläche eines Substratkörpers mithilfe der Plasmaspritztechnik in einer fast oder völlig sauerstofffreien Atmosphäre aufgetragen wird.
W. J. Lackey et al. (Ceramic Eng. Sci. Proc. 9, 1223 – 1988) beziehen sich auf die chemische Dampfabscheidung von gegen Oxidation beständigem HfB₂ + SiC Verbundüberzügen.
Die vorliegende Erfindung besteht aus einer Abscheidungsmethode durch thermisches Spritzen von Plasma, welche zu auf Bor (Borid) basierenden, auf Sauerstoff (Oxid) basierenden und auf Borid und Oxid basierenden Mischungen und Kohlenstoff (Carbid) basierenden Keramikmatrixverbundmaterialien führt. Diese Verbundschichten sind gekennzeichnet durch das Vorliegen von hoch kompakten Keramikphasen (Dichte > 96% der theoretischen Dichte).
Die Aufgabe, die der vorliegenden Erfindung zugrunde liegt, besteht darin, diese Merkmale zu erhalten und die Hindernisse durch den Stand der Technik zu überwinden.
Diese Aufgabe wird gelöst durch einen Prozess wie oben angegeben, umfassend die folgenden Schritte:

• Herstellen von Pulvern für die Versorgung einer Abscheideanlage durch Nassmischen der Keramiken, die das Material bilden, in Form von feinen Pulvern und Zerstäuben der Suspension in Gegenwart eines Heißluftstrahls;
• Abscheiden durch thermisches Plasmaspritzen in einer Abscheidekammer, die ein Inertgas mit einem Druck von > 30 kPa enthält,

Der Hauptvorteil des erfindungsgemäßen Verfahrens besteht darin, komplex geformte und eigenständige Verbundschichten zu bilden, die für die Verwendung unter extremsten Anforderungen geeignet sind, wie die Überzüge von Raumfahrzeugen.
Die vorliegende Erfindung wird im Folgenden beschrieben gemäß der bevorzugten Ausführungsformen davon, angeführt als Beispiel, das den allgemeinen Erfindungsgedanken nicht einschränkt unter Bezugnahme auf hierin gegebene Beispiele und auf die beigefügte Abbildung, welche eine gemäß dem oben angegeben Verfahren überzogene Komponente darstellt.
Der Inhalt des Verfahrens der Erfindung basiert auf der Plasmaspritztechnik, wobei ein durch einen Lichtbogen erzeugtes Plasma verwendet wird, um Pulver der Materialien zu schmelzen und ihre Abscheidung zu beschleunigen. Das Verfahren umfasst folglich die Methode zur Herstellung der Startpulver und die Auswahl der Parameter für das Spritzverfahren.
Die Pulver werden durch Mischen der verschiedenen Keramikmaterialien hergestellt, in Form von Pulvern mit einer durchschnittlichen Partikelgröße von < 10 μm, um so Pulver zu erhalten, die aus Partikeln mit eine durchschnittlichen Größe von < 10 μm und einer ausreichenden Fließfähigkeit bestehen.
Die unterschiedlichen Keramikmaterialien sind dazu bestimmt, die verschiedenen Phasen einer Keramikmatrixverbundschicht zu bilden.
Die Pulver werden aus zwei unterschiedlichen Keramikmaterialien hergestellt, wobei das erste auf Bor (Borid), Sauerstoff (Oxiden) und auf Mischungen davon basiert und das zweite auf Kohlenstoff (Carbid) basiert.
Das erste Material kann ausgewählt werden aus einer Gruppe von Komponenten, umfassend Zirkoniumborid, Titanborid, Hafniumborid, Zirkoniumoxid, Hafniumoxid und Mischungen daraus.
Das zweite Material kann ausgewählt werden aus einer Gruppe von Komponenten, umfassend Siliciumcarbid, Titancarbid, Tantalcarbid, Zirkoniumcarbid, Hafniumcarbid und Mischungen daraus.
Das Verhältnis dieser Materialien kann entsprechend den Anforderungen und Eigenschaften, die die Keramikmatrix haben soll, variieren. In der vorliegenden Ausführungsform liegt das erste Material in einem Gewichtsverhältnis von 40% bis 95% (vorzugsweise: etwa 75%) und das zweite Material in einen Gewichtsverhältnis von 5% bis 60% (vorzugsweise: etwa 25%) vor. Es wird vorausgesetzt, dass die genannten Verhältnisse mit der Struktur, welche für die Keramikmatrix bereitgestellt wird, kompatibel sind.
Das genannte Mischen kann nass erfolgen, das heißt, beispielsweise in einer wässrigen Umgebung oder in Anwesenheit von in Wasser gelösten organischen Bindern, beispielsweise einem Polyvinylbinder.
Die aus der genannten Mischung entstehende Suspension kann getrocknet und atomisiert werden, das heißt fein dispergiert und zerstäubt werden, mit einem Heißdruckluftstrahl mit einem Druck von > 200 kPa, insbesondere mit einer Temperatur von > 373 K, wobei ein Pulver erhalten wird, das zur Verwendung in einer Plasmaspritzanlage geeignet ist.
Genannte Pulver können vor dem Plasmaspritzen einer optionalen thermischen Behandlung unterzogen werden, welche das Sintern ermöglicht.
Das Abscheiden von Schichten an Verbundmaterial, ausgehend von so hergestellten Pulvern, sollte unter den folgenden Bedingungen stattfinden:

(a) in der Anwesenheit einer inerten, das heißt, nicht oxidierenden Atmosphäre, wie beispielsweise Argon (Ar), um Partikelreaktionen während der Abscheidung zu verhindern, und
(b) mit einer hohen Temperatur und einem hoch dichten Plasma, um das vollständige Schmelzen der Partikel zu ermöglichen.

Die spezifischen Parameter variieren entsprechend der ausgewählten Materialien.
Die Abscheidung findet unter einer Atmosphäre mit nicht oxidierendem Gas statt, mit einer solchen Leistung, dass eine ausreichend hohe Plasmatemperatur erreicht wird, um eine Verbundmatrix zu bilden.
Parameter wie der Abstand zwischen der Flamme und dem zu überziehenden Substrat, die Flussrate der Pulverzufuhr, die Anzahl der erforderlichen Passagen und die Temperatur, auf die das Substrat gebracht werden muss, werden entsprechend ausgewählt.
Der Druck in der Abscheidekammer beträgt > 30 kPa und liegt vorzugsweise im Bereich von 120 bis 300 kPa.
Das Plasma wird durch einen Lichtbogen erzeugt, der eine Leistung von > 30 kW besitzt und vorzugsweise im Bereich von 35 bis 55 kW liegt.
Das verwendete Plasma wird durch Ionisieren eines Stroms von Argon- und Wasserstoffmischungen gebildet, mit einer Argondurchflussrate von > 20 SLPM (Standard Liter Per Minute – Standardliter pro Minute), vorzugsweise im Bereich von 35 bis 55 SLPM und mit einer Wasserstoffdurchflussrate von > 6 SLPM, vorzugsweise im Bereich von 8 bis 15 SLPM.
Alternativ dazu wird das verwendete Plasma gebildet durch Ionisieren eines Stroms von Argon- und Heliumgemischen mit einer Argondurchflussrate von > 10 SLPM (Standardliter pro Minute), vorzugsweise im Bereich von 15 bis 30 SLPM und mit einer Heliumdurchflussrate von > 30 SLPM, vorzugsweise im Bereich von 50 bis 100 SLPM. Das überzogene Substrat kann nach der Abscheidung und entsprechender Abkühlung optional einer maschinellen Endverarbeitung unterzogen werden.
BEISPIEL 1
Die Abscheidung eines Überzugs aus UHTC Material, bestehend aus einer ZrB₂-Matrix, beinhaltend gleichmäßig verteilte SiC-Partikel, wurde durchgeführt.
Das Verfahren, um dieses Material zu erhalten, basiert auf den folgenden Schritten:

(i) ZrB₂-Pulver mit einer durchschnittlichen Partikelgröße von 5 μm und SiC mit einer durchschnittlichen Partikelgröße von 0,7 μm wurden in einer wässrigen Suspension in Anwesenheit von Polyvinylbinder in den Verhältnissen 75% (b/w) ZrB₂ und 25% SiC gemischt. Dann wurde die Suspension atomisiert mit Druckluft von 520 K;
(ii) die Pulver wurden mit der Leistung einer Plasmaflamme von ≤ 80 kW gespritzt. Die genannte Flamme wurde in einer Vakuumkammer installiert, um so die Zusammensetzung der Atmosphäre und den Druck zu kontrollieren;
(iii) als Substrat wurde eine 40 mm Graphit-Röhren-Komponente verwendet;
(iv) vor dem Beginn der Abscheidung wurde die Kammer bis auf einen Vakuumlevel von bis zu 2 Pa gebracht. Darauf folgend wurde Ar mit einem Druck von bis zu 200 kPa eingelassen;
(viii) dann wurde das Abscheideverfahren gestartet unter Verwendung der folgenden Parameter:
• Plasma erzeugender Gasstrom: 47 SLPM Ar + 10 SLPM H₂ (SLPM = Standardliter pro Minute)
• Lichtbogenleistung: 42 kW.
• Flamme-Substrat-Abstand: 110 mm
• Pulverzufuhrflussrate: 7 g/min
• Anzahl der Flammenpassagen über Substrat: 75
• Während der Abscheidung lag die Substrattemperatur nicht über 500 K; dieser Umstand wurde erreicht durch Kühlen des Substrates mit einem Ar-Strom bei Umgebungstemperatur.

Am Ende des Abscheidungsvorgangs wurde die überzogene Probe aus der Abscheidekammer herausgenommen und nachfolgend getestet mit einem Temperaturzyklustest unter inerter Atmosphäre zwischen 600 K und 2300 K. Es wurden verschiedene Zyklen ausgeführt, wobei in jedem der Zyklen die Komponente bis auf 2300 K über einen gleichen Zeitraum von 200 s erhitzt wurde, auf dieser Temperatur gehalten wurde über einen gleichen Zeitraum von 600 s und schließlich über den gleichen Zeitraum von 600 s auf 600 K herunter gekühlt wurde.
Am Ende des Tests wurden Tests auf Reißfestigkeit durchgeführt und nachfolgend optische mikroskopische Analysen, die keine mechanischen Schäden ergaben (wie Risse und/oder Ablösung vom Substrat).
BEISPIEL 2
Die Abscheidung eines Überzugs aus UHTC Material, bestehend aus einer ZrB₂-Matrix, beinhaltend gleichmäßig verteilte SiC-Partikel, wurde durchgeführt.
Das Verfahren, um dieses Material zu erhalten, basiert auf den folgenden Schritten:

(vi) HfB₂-Pulver mit einer durchschnittlichen Partikelgröße von 5 μm und SiC mit einer durchschnittlichen Partikelgröße von 0,7 μm wurden in einer wässrigen Suspension in Anwesenheit von Polyvinylbinder in den Verhältnissen 75% (b/w) ZrB₂ und 25% SiC gemischt; dann wurde die Suspension atomisiert mit Druckluft von 520 K;
(vii) die Pulver wurden mit der Leistung einer Plasmaflamme von ≤ 80 kW gespritzt. Die genannte Flamme wurde in einer Vakuumkammer installiert, um so die Zusammensetzung der Atmosphäre und den Druck zu kontrollieren;
(viii) als Substrat wurde ein AISI 416 Bogen aus nicht rostendem Stahl verwendet;
(ix) vor dem Beginn der Abscheidung wurde die Kammer bis auf einen Vakuumlevel von bis zu 1 Pa gebracht. Darauf folgend wurde Ar mit einem Druck von bis zu 220 kPa eingelassen; dann wurde das Abscheideverfahren gestartet unter Verwendung der folgenden Parameter:
• Plasma erzeugender Gasstrom: 40 SLPM Ar + 12 SLPM H₂ (SLPM = Standardliter pro Minute)
• Lichtbogenleistung: 45 kW.
• Flamme-Substrat-Abstand: 110 mm
• Pulverzufuhrflussrate: 10 g/min
• Anzahl der Flammenpassagen über Substrat: 80
• Während der Abscheidung, lag die Substrattemperatur nicht über 400 K; dieser Umstand wurde erreicht durch Kühlen des Substrates mit einem Ar-Strom bei Umgebungstemperatur

Am Ende des Abscheideverfahrens wurde die überzogene Komponente aus der Abscheidekammer entnommen. Das Substrat wurde maschinell (Fräsen) entfernt, wobei eine HfB₂-SiC-Verbundplatte mit einer Dicke von 1,2 mm erhalten wurde.
An einem Ende der genannten Platte wurde eine Abschrägung erhalten durch Diamant-Werkzeug-Fertigung, um so eine scharte Führungskante zu simulieren.
1 zeigt eine Komponente 1, hergestellt mit einem Überzug 2, erhalten entsprechend dem oben beschriebenen Verfahren mit einem charakteristischen spitzen Winkel, dessen Funktion hierin im Weiteren detailliert dargestellt wird.
Die Komponente, die dafür geeignet ist, die Vorderkante für eine Tragfläche eines Raumfahrzeuges zu bilden, welches wieder in die Erdatmosphäre eintreten kann, umfasst geeignete Befestigungsmittel 3, um es mit der Tragflächenstruktur zu verbinden.
Was die Anwendung von ähnlichen Coatings betrifft, so hat die Flugzeug- und Raumfahrtindustrie ein äußerst großes Interesse an deren Verwendung.
Tatsache ist, dass die Phase des Wiedereintritts in die Erdatmosphäre am Ende eines Orbit- oder interplanetaren Fluges besonders schwierig für ein Fahrzeug ist, welches sehr starken thermischen Strömungen aufgrund des Widerstandes der Atmosphärenschicht ausgesetzt ist. Derzeit stehen für bemannte Raumfahrtmissionen zwei Wiedereintrittsmodi zur Verfügung: ein ballistischer Modus, bei welchem das Fahrzeug danach gewöhnlich nicht wieder verwendbar ist oder ein durch Airlift-gestützter Modus.
Ein Wiedereintritt mithilfe des Airlifts setzt voraus, dass das Fahrzug eine adäquate Konfiguration besitzt, wobei es ein Verhältnis für Auftrieb/Strömungswiderstand aufweist, das nicht bei Null liegt (L/D > 0); die angenommene Flugbahn ist lang und ermöglicht, solange eine Manövrierbarkeit während der Endphase des Fluges gegeben ist, eine konventionelle Landung, ohne, dass das Fahrzeug dabei beschädigt wird und seine Widerverwendung dadurch in Frage gestellt wäre.
Aufgrund des längeren Aufenthaltes in der Atmosphäre verteilt sich die kinetische Energieveränderung über ein längeres Zeitintervall, wodurch der Hitzestrom, dem die Struktur ausgesetzt ist, verringert wird. In diesem Fall besteht der Hitzeschutz aus thermisch isolierenden Schildern unter nicht ablativen Bedingungen, wodurch die Innenseite des Fahrzeuges geschützt ist und ein beträchtlicher Anteil der absorbierten Hitze nach außen abgeleitet wird. Die Verwendung von ablativen Schildern würde sich als ungeeignet erweisen, da das derzeit verfügbare Material keine ausreichend hohe Temperatur erreicht, um diesen Anforderungen gerecht zu werden und somit eher einem Zerfallsprozess unterliegen würde.
Die Wahl für einen Airlift-gestützten Wiedereintritt hat den Weg für die erste Generation von „Reusable Launch Vehicles" (RLV = wieder verwendbare Raumfahrzeuge) bereitet, nämlich den Space Shuttles, da das Shuttle nach der Landung fast unversehrt ist und folglich für weitere Einsatzzyklen wieder zur Verfügung steht. Allerdings ist der Betrieb von Luft- und Raumfahrzeugen nicht unproblematisch. Einige dieser Probleme sind von großem Interesse bei der zukünftigen Entwicklung von Aktivitäten im Weltraum in Bezug auf die Korrelation von Hitzeschutzsystemen und der aerodynamischen Effektivität von Raumfahrzeugen.
Ein besonders relevantes Problem, welches die Betriebsfähigkeit der ersten Generation von RLV betrifft, liegt in der mäßigen aerodynamischen Effektivität, die sich im Verhältnis von Auftrieb/Strömungswiderstand an den Kanten ausdrückt. Aufgrund der stumpfen Konfiguration der Nase und der Vorderkanten an den Tragflächen, unterliegen die Fahrzeuge einem beträchtlichen Strömungswiderstand, der während des Starts durch einen Leistungsüberschuss kompensiert werden muss und welcher eine Reduktion der Nutzlast mit sich bringt.
Darüber hinaus ist die Auswahl der Flugbahn für den Wiedereintritt kompliziert. Allerdings ist diese Konfiguration bis heute unvermeidbar, um die Hitze ableiten zu können, die durch die Reibungskräfte in der Atmosphäre entsteht. Folglich hat sich bislang eine andere Konfiguration mit scharfen Führungskanten und einer spitzen Nase als untauglich erwiesen, ungeachtet der relevanten daraus resultierenden Vorteile.
Zu diesen Vorteilen zählen beispielsweise eine erhöhte aerodynamische Effektivität und eine sich daraus ergebende höhere Nutzlast, größere Freiheit bei der Auswahl des Orbits für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre, geringere Interferenzen aufgrund der freien Elektronen in Verbindung mit den abgerundeten Kanten.
Insbesondere die erhöhte aerodynamische Effektivität wird aufgrund des geringeren Beitrags zum Strömungswiderstand, verursacht durch die Verringerung des damit verbundenen Momentums in Verbindung mit der Flüssigkeitsableitung, herbeigeführt.
Der Grund für das Verwerfen der scharfen Kantenkonfiguration bei Überschall-Anwendungen liegt im Wesentlichen in der Unvereinbarkeit von dadurch bedingten luftthermischen Behinderungen und der Leistungsfähigkeit der verfügbaren Hitzeschutzvorrichtungen. Die letzteren erreichen im Allgemeinen einen ablativen Zustand, mit damit einhergehender Abrundung ihrer Kanten und dem Zerfall der damit verbundenen Effizienzmerkmale.
Deshalb wurden bei den X-15-Raketenfahrzeugen und bei den Apollo- und Shuttle-Missionen obligatorisch die stumpfe Konfiguration übernommen. Diese ist zwar weniger effektiv, aber dazu in der Lage, die Strukturen vor übermäßiger thermischer Belastung zu schützen. Dank des separaten Schocksystems, welches damit verbunden ist, belastet der Hitzefluss durch Änderungen im Flüssigkeitsmomentum nicht direkt die umgebenden scharfen Vorderkanten, wodurch deren Überhitzung verhindert wird.
Die oben angeführten Bemerkungen heben noch einmal hervor, wie einige der Probleme, die mit der Betriebsfähigkeit der RLV für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre verbunden sind, in engem Zusammenhang zu der Leistungsfähigkeit der derzeit in der Luft- und Raumfahrttechnik verfügbaren Materialien in Zusammenhang stehen. Da offensichtlich die Länge des Zeitraums für die Bodeninspektion sowie die aerodynamische Effektivität über die Kantenkonfiguration davon abhängig sind und da diese Themen kritisch für die zukünftige Entwicklung der Aktivitäten im Weltraum sind, ist die Suche nach Materialien, die eine erhöhte Leistungsfähigkeit aufweisen, von grundlegender Bedeutung.
Die Verbundmaterialien, die mit dem oben beschriebenen Verfahren hergestellt werden, insbesondere die ZrB₂-SiC- und die HfB₂-Verbundschichten, können dank der bemerkenswerten Beständigkeit gegenüber hohen Temperaturen in diesem Umfeld vorteilhaft als Verbund-Coating-Schichten verwendet werden.
Die Verwendung ist möglich aufgrund der Tatsache, dass sie für den Hitzeschutz an den scharfen Vorderkanten geeignet sind, wodurch für deren Implementierung bei den zukünftigen Generationen von RLV gesorgt ist.

Claims

Verfahren zum Herstellen von Keramikmatrixverbundschichten, die gegen sehr hohe Temperaturen beständig sind, beinhaltend die Schritte: – Herstellen von Pulvern für die Versorgung einer Abscheideanlage durch Nassmischen der Keramiken, die das Material bilden, in Form von feinen Pulvern und Zerstäuben der Suspension in Gegenwart eines Heißluftstrahls; – Abscheiden durch thermisches Plasmaspritzen in einer Abscheidekammer, die ein Inertgas mit einem Druck von > 30 kPa enthält, wobei die Pulver hergestellt werden durch Miteinandervermischen der verschiedenen Keramikmaterialien in Form Pulvern, die eine mittlere Partikelgröße haben, welche kleiner als 10 μm ist, so dass Pulver erzielt werden, die aus Partikeln bestehen, welche einen mittleren Durchmesser haben, der kleiner als 10 μm ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Pulver aus zwei verschiedenen Keramikmaterialen hergestellt werden, wobei das erste Material aus einer Gruppe ausgewählt wird, die aus auf Bor (Borid) basierenden, auf Sauerstoff (Oxiden) basierenden Verbindungen und Gemischen derselben besteht, und wobei das zweite Material auf Kohlenstoff (Carbid) basiert.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das erste Material aus einer Gruppe ausgewählt wird, die aus Zirkoniumborid, Titanborid, Hafniumborid, Zirkoniumoxid, Hafniumoxid und Gemischen derselben besteht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das zweite Material aus einer Gruppe ausgewählt wird, die aus Siliciumcarbid, Tantalcarbid, Zirkoniumcarbid, Titancarbid, Hafniumcarbid und Gemischen derselben besteht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das erste Material in einem Gewichtsverhältnis von 40% bis 95% vorhanden ist und wobei das zweite Material in einem Gewichtsverhältnis von 5% bis 60% vorhanden ist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Vermischen in einer wässerigen Umgebung und/oder in Gegenwart von in Wasser aufgelösten organischen Bindemitteln ausgeführt wird.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Heißdruckluftstrahl eine Temperatur hat, die größer als 373 K ist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Inertgas, das in der Abscheidekammer enthalten ist, Argon und/oder Helium enthält.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Druck in der Abscheidekammer von 120 bis 300 kPa reicht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Plasma durch einen Lichtbogen erzeugt wird, der eine Leistung hat, die > 30 kW ist und vorzugsweise von 35 bis 55 kW reicht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Plasma durch Ionisieren eines Stroms von Argon- und Wasserstoffgemischen gebildet wird, der einen Argondurchsatz hat, welcher > 20 SLPM (Standardliter pro Minute) ist und vorzugsweise von 35 bis 55 SLPM reicht, und der einen Wasserstoffdurchsatz hat, der > 6 SLPM ist und vorzugsweise von 8 bis 15 SLPM reicht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Plasma durch Ionisieren eines Stroms von Argon- und Heliumgemischen gebildet wird, der einen Argondurchsatz hat, der > 10 SLPM ist und vorzugsweise von 15 bis 30 SLPM reicht, und einen Heliumdurchsatz, der > 30 SLPM ist und vorzugsweise von 50 bis 100 SLPM reicht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei während des thermischen Spritzens das Plasma hohe Temperaturen und eine hohe Dichte hat, um so das vollständige Sintern der gespritzten Partikeln zu ermöglichen.
Verbundmaterial, hergestellt durch das Verfahren nach Anspruch 1.
Überzug, insbesondere verwendet auf wiederverwendbaren Fahrzeugen in der Luft- und Raumfahrt, beinhaltend das Verbundmaterial nach dem vorhergehenden Anspruch.