JP7046548B2

JP7046548B2 - カーボンナノチューブ及びグラフェンを用いたセラミックマトリックス複合材の製作

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Publication number: JP7046548B2
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Inventors: ダニエルジョセフブラレイ，; ジョンエイチ．ベルク，
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Description

本開示は、材料科学の分野に関し、具体的には、セラミックマトリックス複合材の製作に関する。

指向性エネルギー攻撃（例えば、電磁パルス、レーザー等）は、航空機を貫通して、内部の電子機器を混乱させ、安全及び通信を危険にさらすことができる。低範囲（＜１００ＭＨｚ）、中間範囲（１００ＭＨｚ～１ＧＨｚ）、及び高範囲（＞１ＧＨｚ）のそれぞれにおける電磁干渉（ＥＭＩ）の周波数は、有害であり得る。したがって、一部の航空機は、すべての周波数範囲にわたるＥＭＩ及び指向性エネルギーに対する保護のために２インチの厚さの鋼から作られた外板を使用する。しかしながら、このような種類の広帯域保護は、その大重量により、航空機の飛行性能及びミッション遂行能力を著しく低下させる。

多くの航空機は、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）外板を使用する。それは、ＣＭＣが、比較的軽量であり、高温、膨張、酸化、及びアブレシブ摩耗に耐える能力を有するからである。しかしながら、この材料は比較的脆くて、可撓性が欠けており、遮蔽能力及びマイクロ波指向性エネルギー保護能力が低い。したがって、広範な指向性エネルギーの脅威に対して保護をもたらすこともできる可撓性且つ軽量の航空機材料が依然として必要とされている。

本明細書に記載された実施形態は、カーボンナノチューブ及びグラフェンを用いてセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料を製作することを含む。セラミックバックボーンの中でカーボンナノチューブとグラフェンとの間に形成された導電経路は、軽量な材料（例えば、２ｇ／ｃｍ^３）となり、改善された耐熱性（例えば、最大１０００℃）のための高い熱的及び電気的導電性（例えば、３×１０^６Ｓ／ｍ）を有し、指向性エネルギーの脅威に対する保護をもたらす。セラミック、カーボンナノチューブ、及びグラフェンの組み合わせは、機械的強度の劣化がない状態で、衝撃及び指向性エネルギーの脅威に対して耐性がある航空機本体の湾曲に成形可能な可撓性シートの製作をさらに可能にする。

一実施形態は、セラミックマトリクス複合構造体を形成する方法である。この方法は、カーボンナノチューブ、グラフェン、及びシリコン炭窒化物（ｓｉｌｉｃｏｎｃａｒｂｏｎｎｉｔｒｉｄｅ）の混合物を提供することを含む。この方法は、カーボンナノチューブとグラフェンを結合するために混合物を加熱することと、混合物内のシリコン炭窒化物を焼結することとをさらに含む。

別の実施形態は、カーボンナノチューブ、カーボンナノチューブに化学結合されたグラフェン、並びにカーボンナノチューブ及びグラフェンと共に混合物内で焼結されたシリコン炭窒化物を含む、セラミックマトリックス複合材料である。

他の例示的な実施形態が以下で説明され得る。上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において単独で実現することが可能であり、或いは、さらに別の実施形態において組み合わせることが可能である。これらの実施形態は、以下の説明及び添付図面を参照することによってさらに詳細に理解することができる。

本開示の幾つかの実施形態は、例示のためだけに、添付図面を参照して説明される。全ての図面において、同じ参照番号は同じ要素又は同じタイプの要素を表す。

例示的な実施形態の航空機を示す。例示的な実施形態のセラミックマトリックス複合材料を示す。例示的な実施形態のＣＭＣ材料を製作する方法を示すフロー図である。例示的な実施形態のＣＭＣ材料１０２を製作するための製造システム及び方法を示す。例示的な実施形態の航空機の製造及び保守方法のフロー図である。例示的な実施形態の航空機のブロック図である。

図面及び下記の記載により、本開示の特定の例示的な実施形態が示される。したがって、当業者は、本明細書に明示的に記載又は図示されていない様々な装置を考案して本開示の原理を具現化することができるが、それらは本開示の範囲に含まれることを理解されたい。さらに、本明細書に記載された任意の実施例は、本開示の原理の理解を助けるためのものであり、具体的に記載された実施例や諸条件に限定されないと理解するべきである。結果として、本開示は、下記の具体的な実施形態又は実施例に限定されず、特許請求項の範囲及びその均等物によって限定される。

図１は、例示的な実施形態の航空機１００を示す。航空機１００は、飛行機、ドローン、ミサイル、ビークル、人工衛星等を含む任意の飛行可能物体を含んでもよく、所望に応じて有人又は無人で操作されてもよい。航空機１００は、航空機１００又は少なくともそのセクション又は構成要素を覆う１つ又は複数のシートの形状でセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料１０２を含む。ＣＭＣ材料１０２は、高電力マイクロ波エネルギー、電磁パルス、高電力レーザー、核攻撃等の形態の指向性エネルギー１０４脅威を含む外部環境要素から航空機内部を保護する構造をもたらす。指向性エネルギー１０４は、低範囲（＜１００ＭＨｚ）、中間範囲（１００ＭＨｚ～１ＧＨｚ）、及び／又は高範囲（＞１ＧＨｚ）の無線周波数（ＲＦ）を含み得る。

「セラミックマトリックス複合材」という用語は、一般的に、セラミックマトリックスに閉じ込められた、交互配置された繊維から作られた複合材のことを指す。ＣＭＣ材料は、その軽量性、並びに高温、膨張、酸化、及びアブレシブ摩耗に対する耐性の故に認知されており、航空宇宙用途において有用な複合外板材料となっている。しかしながら、従来のＣＭＣ材料は、さらに比較的脆くて、可撓性が欠けており、遮蔽有効度が低い。最近の調査結果では、摩耗及び熱に対する耐性を改善する態様で多層カーボンナノチューブを有するセラミックを強化する技法が説明されているが、材料は、依然として、中間から高範囲の周波数に対する強度、可撓性、及び保護能力の改善に限界があり、高電力マイクロ波エネルギー（例えば、一般的に３００ＭＨｚから３００ＧＨｚ）に対して保護能力がほとんどないか、全くない。

したがって、ＣＭＣ材料１０２は、指向性エネルギー１０４の脅威に対して適切な保護を行い、航空機１００の電子的破損を防ぐために、中間及び高周波数範囲で改善された可撓性、強靭性、耐衝撃性、及び遮蔽有効度をもたらす組成物を含むように強化される。図２は、例示的な実施形態のＣＭＣ材料１０２を示す。ＣＭＣ材料１０２は、セラミックマトリックス２１０、カーボンナノチューブ２２０、及びグラフェン２３０の組み合わせを含む。カーボンナノチューブ２２０及びグラフェン２３０は、両方とも高い導電率及び大きな特定表面領域を示す炭素材料である。ＣＭＣ材料１０２では、セラミックマトリックス２１０によって設けられたセラミックバックボーンが、カーボンナノチューブ２２０とグラフェン２３０との間の化学結合２４０の形成によって強化され、それにより、ＣＭＣ材料１０２の導体断面積が増大し、そのエネルギー吸収及び熱放散が改善される。さらに、グラフェン２３０の存在と分散液が、マイクロ波（例えば、３００ＭＨｚ～３００ＧＨｚ）吸収能力及び可撓性をＣＭＣ材料１０２に与え、セラミックマトリックス２１０及びカーボンナノチューブ２２０によって既にもたらされている他の特性（中間周波数から高周波数におけるエネルギー吸収を含む）をさらに強化する。

セラミックマトリックス２１０は、限定されないが、シリコン炭窒化物（ＳｉＣＮ）、窒化ケイ素、炭化ケイ素、アルミナ等の炭素物系、窒化物系、酸化物系、及びホウ化物系セラミックを含む、任意の適切なセラミックから形成されたマトリックスを含み得る。セラミックマトリックス２１０は、微細粉末を焼結且つ圧密化することにより形成された微細構造を含み得る。一実施形態では、ＣＭＣ材料１０２のセラミックマトリックス２１０構成要素は、０．１マイクロメータ―（μｍ）から１．０μｍの範囲内の粒径を有するＳｉＣＮの微細粉末から形成される。したがって、ＣＭＣ材料１０２は、前駆体化学物質を熱分解するのではなく、粉末化されたＳｉＣＮを使用して製作され得る。粉末化されたＳｉＣＮを使用する製作は、有利には、鋳造／プレス作業が、ＣＭＣ材料１０２のシートの製造のために焼結の準備ができた均一な成形体を形成することができるように、分散液が均質状態に達することを支持し、粒子凝集を避けることを助ける。

カーボンナノチューブ２２０は、一般的に、その特定の形状及び寸法に応じて、ＣＭＣ材料１０２に固有の機械的、電気的、及び化学的特性を与える純粋な炭素系ポリマーの中空筒状構造を含む。本明細書で使用される接頭語の「ナノ」は、一般的に、１００ナノメートル（ｎｍ）未満の寸法のことを指す。カーボンナノチューブ２２０は、隣接するナノチューブ同士を分岐し且つ結合するファンデルワールス力によって、その長さに沿って共に保持されたナノチューブの「ロープ」又は束を含み得る。代替的に又は追加的に、カーボンナノチューブ２２０は、単層カーボンナノチューブ、多層カーボンナノチューブ、フラーレンパイプ、又は他のナノ構造体、或いはこれらの組み合わせを含み得る。一実施形態では、ＣＭＣ材料１０２内のカーボンナノチューブ２２０は、０．５ミリメートル（ｍｍ）と４ｍｍとの間の範囲の長さ、及び１ｎｍと５０ｎｍの間の直径を有する単層カーボンナノチューブを含む。別の実施形態では、カーボンナノチューブ２２０は、（例えば、電気／熱伝導率を付与するための）単層カーボンナノチューブと（例えば、接続成長プロセスのためにバルク炭素を与えるための）多層カーボンナノチューブとの混合物を含み得る。

グラフェン２３０は、概して、ハニカム結晶格子でＳＰ２結合炭素原子の薄い平板状シートの形状の炭素の同素体を含む。一実施形態では、グラフェン２３０は、ナノ寸法の厚さの複数のグラフェンシートのスタックを形成するグラフェンプレートレットを含む。グラフェン２３０は、代替的に又は追加的に、プレートレットの大きさが６ｎｍから８ｎｍの厚さ且つ５μから２５μの幅の範囲のナノグラフェンプレートレットを含み得る。

上述の材料及び特性を有するＣＭＣ材料１０２の製作の例示的詳細は、以下で説明される。図３は、例示的な実施形態のＣＭＣ材料１０２を製作する方法３００を示すフロー図である。本明細書に記載されたフロー図のステップは、網羅的というわけではなく、図示されていない他のステップを含み得、別の順序で実行され得る。

ステップ３０２では、カーボンナノチューブ２２０、グラフェン２３０、及びＳｉＣＮの混合物が提供される。各材料は、市販の供給元より得ることができ、又は、任意の数の適切な技法に従って開発／準備することができる。例えば、カーボンナノチューブ２２０は、不活性ガス雰囲気内の炭素電極間のアーク放電によって調製され得、且つ／又は、グラフェン２３０は、グラフェン膜を基板及び適用触媒に関連付けることにより調製され得る。一実施形態では、カーボンナノチューブ２２０は、不純物（例えば、Ｆｅ_２Ｏ_３）を残す触媒で生成され得、これらの触媒及び／又は追加の触媒は、カーボンナノチューブ２２０の成長及びカーボンナノチューブ２２０のグラフェン２３０への接続を強化するように使用され得る。

ステップ３０４では、カーボンナノチューブ２２０及びグラフェン２３０を結合するために混合物が加熱される。そのようにすることにより、加熱プレス、オートクレーブ、炉、真空等を使用して混合物を圧縮且つ硬化することができる。所定期間にわたって所定温度で構成材料の混合物を加熱することにより、カーボンナノチューブ２２０とグラフェン２３０との間の接合部分で共有結合が確実に形成される。

ステップ３０６では、混合物内のＳｉＣＮが焼結される。そうすることにより、混合物に提供されるセラミックの焼結を引き起すために、上述の技法のうちの１つ又は複数を使用して混合物をさらに加熱することができる。結果的に、ＣＭＣ材料１０２は、ハイブリッドセラミック複合構造を有する。この構造は、可撓性且つ軽量（例えば、２ｇ／ｃｍ^３）であり、改善された耐熱性（例えば、最大１０００℃）のための高い熱的及び電気的導電性（例えば、３×１０^６Ｓ／ｍ）を有し、指向性エネルギー１０４の脅威に対する保護をもたらす。

図４は、例示的な実施形態のＣＭＣ材料１０２を製作するための製造システム及び方法４００を示す。本明細書に記載されたステップは、網羅的というわけではなく、図示されていない他のステップを含み得、別の順序で実行され得る。さらに、本明細書に記載された製作システムの構成要素は、例示を目的としており、代替的又は追加的な製造ツール又は技法を含み得る。

本実施形態に関して、ＣＭＣ材料１０２の製作のための出発材料が、単層カーボンナノチューブ、グラフェンプレートレット、及びＳｉＣＮ粉末を含むと仮定する。さらに本実施形態に関して、製作システムが、フィードラム（ｆｅｅｄｒａｍ）４２２、型４３０、圧縮ラム４４０、及び真空炉４６０を含むと仮定する。ステップ４０２で示されているように、単層カーボンナノチューブ、グラフェンプレートレット、及びＳｉＣＮ粉末が混合される。得られた混合物４２０は、フィードラム４２２内に供給され得る。

セラミック材料、単層カーボンナノチューブ、及びグラフェンプレートレットの相対的な比率及び／又は分量は、得られるＣＭＣ材料１０２の所望の性能特性に従って変動し得る。一実施形態では、ＣＭＣ材料１０２を形成するために使用される混合物は、約２０重量％の単層カーボンナノチューブ、約２０重量％のグラフェンプレートレット、及び約６０重量％の粉末形態のＳｉＣＮを含む。したがって、混合物は、約２．１ｇ／ｃｍ^３であってもよく、約０．４２ｇ／ｃｍ^３の単層カーボンナノチューブ、約０．４２ｇ／ｃｍ^３のグラフェン、及び約１．２６ｇ／ｃｍ^３のＳｉＣＮを含む。別の実施形態では、混合物は、１０から３０重量％の範囲内の単層カーボンナノチューブ、１０から３０重量％の範囲内のグラフェンプレートレット、及び６０から８０重量％の範囲内の粉末形態のＳｉＣＮを含み得、単層カーボンナノチューブ及びグラフェンプレートレットの組み合わされた重量は、４０重量％未満である。したがって、混合物は、０．２１ｇ／ｃｍ^３から０．６３ｇ／ｃｍ^３の範囲内の単層カーボンナノチューブ、０．２１ｇ／ｃｍ^３から０．６３ｇ／ｃｍ^３の範囲内のグラフェンプレートレット、及び１．２６ｇ／ｃｍ^３から１．６８ｇ／ｃｍ^３の範囲内のＳｉＣＮを含み得る。別の実施形態では、粉末化されたＳｉＣＮの粒径は、０．１μｍから１．０μｍの範囲内であり得、上限は、焼結の熱力学によって確立され、下限は、粒子凝結を避けるように選択される。別の実施形態では、粉末化されたＳｉＣＮの粒径は、より大きな塊及び／又はより低い品質の生セラミック材料の利用可能性に対応するために、１μｍから１００μｍの範囲内であり得る。さらに別の実施形態では、グラフェンプレートレットは、０．０３グラム毎立方センチメートル（ｇ／ｃｍ^３）から０．１ｇ／ｃｍ^３の間のバルク密度、１％未満の酸素含有量、９９．５重量％を上回る炭素含有量、及び０．５重量％未満の残留酸含有量を含む。

単層カーボンナノチューブ、グラフェンプレートレット、ＳｉＣＮ粉末の混合は、機械的混合（例えば、ボールミリング）を含み得、且つ／又は、液体懸濁媒体中の一又は複数の材料の懸濁液の使用が関わり得る。したがって、ステップ４０２は、代替的又は追加的に、分散液を形成する且つ／又は分散液を混合するために、混合物用の懸濁液を供給することを含み得る。ある特定の一実施形態では、懸濁液は、約１０重量％のＰＳ_４（ケトンで溶解可能な酸系界面活性剤）及びエタノールである。この懸濁液により、沈降高さが減少し、ＳｉＣＮ粒子の分散液が増大し、セラミックの焼結が補助される。この懸濁液は、さらにＳｉＣＮ粒子の再凝集を避け、懸濁液の安定化を補助する。したがって、得られた分散液は、分散液が均質化されるまでターブラのシェーカー・ミキサー（ＴｕｒｂｕｌａＳｈａｋｅｒ－Ｍｉｘｅｒ）及び超音波プローブを用いて混合され得る（通常は３０分を超えないが、バッチ量に左右され得る）。

ステップ４０４では、混合物４２０を有するフィードラム４２２は、型４３０の上に置かれる。したがって、分散液は、石膏モールドの上に注がれてもよく、毛細現象により液体がなくなる。毛細現象によって液体を取り除く工程は、約４８時間かかり得る。結果的に、鋳造／プレスの準備ができた脱凝集されたモールド４５０が得られる。

ステップ４０６では、フィードラム４２２が、モールド４５０で一杯となった型４３０から離され、圧縮ラム４４０が、モールド４５０を圧縮する。圧縮ラム４４０は、所定の温度、圧力、及び時間でモールド４５０を熱間プレスし、焼結の準備ができた成形体を形成し得る。この段階では、華氏２５０度の低い温度及び約１００ポンド毎立方インチ（ｐｓｉ）の圧力において単層カーボンナノチューブとグラフェンプレートレットとの間でファンデルワールス力が明らかになり得る。一実施形態では、圧縮ラム４４０は、成形体を形成するために、約１ａｔｍの加えられた窒素を用いて、約５０００ｐｓｉ及び２５０℃でモールドを熱間プレスする。

ステップ４０８では、真空炉４６０は、モールド４５０を加熱、加圧、且つ焼結する。真空炉４６０は、単層カーボンナノチューブとグラフェンプレートレットとの間の化学結合を支持するために、窒素、窒素／アルゴン、ＮａＣｌ、又は何らかの組み合わせの雰囲気の中でモールド４５０をさらに加工し得る。単層カーボンナノチューブとグラフェンプレートレットとの間の化学結合は、７５０℃と９５０℃との間で起こり得る。したがって、真空炉４６０は、モールド４５０を７５０℃と９５０℃との間の第１の温度まで加熱し、カーボンナノチューブとグラフェンとの間の化学結合を開始することができる。

ＳｉＣＮを焼結するための従来の技法は、約１３００℃及び約２１７ｐｓｉの圧力で熱を加える。しかしながら、グラフェンの酸化（ひいてはグラファイトの形成）は、１０００℃を越える温度で起きる場合があり、結果的に特性が劣化する。したがって、混合物４２０を含むモールド４５０に関しては、真空炉４６０が、モールド４５０に上昇圧力を印加し、７５０℃から９５０℃の間の温度でＳｉＣｎの焼結を引き起し得る。これにより、単層カーボンナノチューブとグラフェンプレートレットとの間のｓｐ２炭素結合の共有結合変換（ｃｏｖａｌｅｎｔｔｒａｎｓｆｏｒｍａｔｉｏｎ）の形成が可能となり、それと同時に、他の状況では１０００℃以上で起きるグラフェンの酸化が防止される。したがって、７５０℃から９５０℃の間の第１の温度でカーボンナノチューブとグラフェンとの間の化学結合を開始した後、真空炉４６０は、１０００℃未満の温度でＳｉＣＮの焼結を引き起すために、第１の温度よりも高い第２の温度でモールド４５０を加圧し得る。このことを行うためには、真空炉４６０は、例えば、７５０℃から９５０℃の間の温度でＳｉＣＮの焼結を引き起すために、２９７ｐｓｉから３７６ｐｓｉの範囲内でモールド４５０を加圧し得る。これにより、焼結されたＳｉＣＮの中でグラフェンプレートレットと単層カーボンナノチューブとの間のｓｐ２炭素の共有結合変換（例えば、セラミックマトリックス２１０の中のグラフェン２３０層とカーボンナノチューブ２２０との間の共有Ｃ－Ｃ結合）が可能となる。結果的に、粉末化されたＳｉＣＮ、カーボンナノチューブ２２０、及び酸化を免れたグラフェン２３０のセラミックマトリックス２１０を含むＣＭＣ材料１０２が生じ、これは、上述の改善された機械的、電気的、及び電磁気的特性を有する。

一実施形態では、真空炉４６０は、ＣＭＣ材料１０２のセラミックマトリックス２１０を形成するために、ＳｉＣＮを焼結する温度に基づく時間にわたって、直線状に増加する１から１４℃の割合で成形体を加熱する。例えば、焼結温度が８００℃に設定された場合、単層カーボンナノチューブは、７５０℃に近い温度でグラフェンプレートレットとの結合を開始し、熱温度が８００℃へと上昇するにつれて、真の焼結が開始し得る。したがって、真空炉４６０は、１から１３時間にわたって、直線状に増加する１から１４℃の加熱率で、７５０℃及び３７６ｐｓｉを適用し得るか、代替的に、１から１６時間にわたって、直線状に増加する１から１４℃の加熱率で、９５０℃及び２９７ｐｓｉを適用し得る。最大温度に達した後、真空炉４６０は、３から８時間にわたって、成形体のための一定最高温度を維持し得る。

ステップ４１０では、モールド４５０が、型４３０から取り除かれ、取り付けのために準備される。例えば、仕上がったハイブリッドセラミックの端部は、塗装準備のためにやすりで磨かれたり、且つ／又は、適切に取り付けできるようにパネルに適合するよう機械加工され得る。結果的に、４１２で示されたＣＭＣ材料１０２の可撓性シートが得られる。これは、向上した強度、可撓性、熱耐性、及び／又はエネルギー障壁特性を有するセラミック材料が望まれる用途において使用され得る。

高性能ＣＭＣ材料１０２の特定用途が航空機の製造にある。より具体的に図面を参照すると、本開示の実施形態は、図５に示されるような航空機の製造及び保守方法５００、及び図６に示されるような航空機５０２に関連して説明することができる。製造前の段階では、例示的な方法５００は、航空機５０２の仕様及び設計５０４、並びに材料の調達５０６を含み得る。製造段階では、航空機５０２の、コンポーネント及びサブアセンブリの製造５０８、並びにシステムインテグレーション５１０が行われる。その後、航空機５０２は、運航５１４に供されるために、認可及び納品５１２に供され得る。顧客により運航される間に、航空機５０２は、定期的な整備及び保守５１６（改造、再構成、改修なども含み得る）が予定される。

方法５００の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば、顧客）によって実施又は実行され得る。本明細書の目的のために、システムインテグレーターとは、限定しないが、任意の数の航空機製造者及び主要システムの下請業者を含んでもよく、第三者とは、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含んでもよく、オペレーターとは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってもよい。

図６示すように、例示的な方法５００によって製造される航空機５０２は、複数のシステム５２０及び内装５２２を有する機体５１２を含み得る。高レベルのシステム５２０の例には、推進システム５２４、電気システム５２６、油圧システム５２８、及び環境システム５３０のうちの１つ又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれ得る。航空宇宙の例が示されているが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用され得る。

本明細書で具現化された装置及び方法は、製造及び保守方法５００の１つ又は複数の任意の段階で採用してもよい。１つ又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、生産段階５０８及び５１０の間に利用され得る。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせのうちの１つ又は複数は、航空機５０２の運航中、例えば、限定しないが、整備及び保守５１６に対して利用され得る。例えば、本明細書に記載された技法及びシステムは、一般的に、ステップ５０６、５０８、５１０、５１４、及び／又は５１６で使用されてもよく、且つ／又は、機体５１２及び／又は内装５２２に対して使用されてもよく、又は、さらに、推進１９２４、電気１９２６、環境１９３０、推進１９２８、又はシステム１９２０のうちのいずれかに対して使用されてもよい。

一実施形態では、ＣＭＣ材料１０２は、機体５１２の一部（例えば、航空機の翼に利用される複合部品の一部）を含み、コンポーネント及びサブアセンブリの製造５０８の間に製造される。ＣＭＣ材料１０２は、システムインテグレーション５１０において、他の層と共に組み立てられてもよく、それにより、航空機用の複合部品が形成される。その後摩耗により部品が使用不能となるまで運航５１４において用いられる。その後、整備及び保守５１６において、部品は、廃棄され、且つ、新しいＣＭＣ材料１０２を含む新しく製造された部品と交換され得る。

図面で示された又は本明細書に記載された様々な制御要素のうちの任意のものが、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェア、又はこれらの何らかの組み合わせとして実装され得る。例えば、ある要素は、専用ハードウェアとして実装され得る。専用ハードウェア要素は、「プロセッサ」、「コントローラ」として、又は同様の何らかの専門用語で呼ばれてもよい。プロセッサによって提供される場合、単一の専用プロセッサによって、単一の共有プロセッサによって、又はそのうちの幾つかが共有となり得る複数の個別のプロセッサによって機能が提供され得る。さらに、「プロセッサ」又は「コントローラ」という用語の明示的な使用は、ソフトウェアの実行が可能なハードウェアのみを表わすと解釈するべきでなく、限定するものではないが、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）ハードウェア、ネットワークプロセッサ、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）或いは他の回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、ソフトウェア記憶用の読取専用メモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、不揮発性ストレージ、ロジック、又は何らかの他の物理的ハードウェアのコンポーネント或いはモジュールなどを暗黙的に含み得る。

さらに、ある要素は、プロセッサ又はコンピュータによって実行可能な指令として実装されてもよく、それにより、その要素の機能が実施される。指示の幾つかの例は、ソフトウェア、プログラムコード、及びファームウェアである。指示は、プロセッサによって実行されたときに動作可能であり、要素の機能を実行するようにプロセッサを方向付ける。指示は、プロセッサが読むことができる記憶装置に記憶され得る。記憶装置の幾つかの例は、デジタル又はソリッドステートメモリ、磁気ディスク及び磁気テープなどの磁気記憶媒体、ハードドライブ、又は光学式可読デジタルデータ記憶媒体である。

さらに、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。

条項１
セラミックマトリクス複合構造体を形成する方法であって、
カーボンナノチューブ、グラフェン、及びシリコン炭窒化物の混合物を提供することと、
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンを結合するために前記混合物を加熱することと、
前記混合物内の前記シリコン炭窒化物を焼結することと
を含む方法。

条項２
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンとの間の化学結合を開始するために前記混合物を第１の温度まで加熱することと、
１０００℃未満の温度で前記混合物内の前記シリコン炭窒化物の前記焼結を引き起すために、第２の温度で前記混合物を加熱している間に前記混合物を加圧することと、
をさらに含む、条項１に記載の方法。

条項３
前記第１の温度が、７５０℃と９５０℃との間であり、
前記第２の温度が、前記第１の温度より高く、
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンとの間の前記化学結合を開始するために、前記混合物内の前記シリコン炭窒化物の前記焼結が、前記第１の温度までの前記加熱の後に起き、
他の状況では１０００℃以上で起きる前記グラフェンの酸化及びグラファイトの形成を防ぐために、前記混合物の前記加圧が、２９７ｐｓｉから３７６ｐｓｉの間の圧力範囲内で起きる、条項２に記載の方法。

条項４
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンとの間の前記化学結合を支持するために、窒素、窒素／アルゴン、又はＮａＣｌのうちの少なくとも１つを前記混合物に加えるオートクレーブ内で前記混合物を加圧することをさらに含む、条項２に記載の方法。

条項５
分散液を形成するために前記混合物のための懸濁液を供給することと、
前記分散液を混合することと、
前記分散液をモールドの中に注ぎ込むことと、
成形体を形成するために前記モールドを熱間プレスすることと
をさらに含む、条項２に記載の方法。

条項６
ターブラのシェーカー・ミキサー及び超音波プローブを用いて前記分散液を混合することと、
前記成形体を形成するために、約１ａｔｍの加えられた窒素を用いて、約５０００ｐｓｉ及び２５０℃で前記モールドを熱間プレスすることと
をさらに含み、前記懸濁液は、約１０重量％がＰＳ_４及びエタノールである、条項５に記載の方法。

条項７
１から１６時間にわたって１から１４℃の割合で前記成形体を加熱することと、
前記セラミックマトリクス複合構造体を形成するために、３から８時間にわたって前記成形体のための一定最高温度を維持することと
をさらに含む、請求項５に記載の方法。

条項８
航空機の複合外板として前記セラミックマトリクス複合構造体を取り付けること
をさらに含む、条項７に記載の方法。

条項９
前記カーボンナノチューブが、０．５ミリメートルから４ミリメートルの間の長さ及び１ナノメートルから５０ナノメートルの間の直径を有する単層カーボンナノチューブを含み、前記カーボンナノチューブが、前記混合物内の１０から３０重量％の範囲内であり、
前記グラフェンが、プレートレットの大きさが６から８ｎｍの厚さ及び５から２５ミクロンの幅であるナノグラフェンプレートレットを含み、前記グラフェンが、前記混合物内の１０から３０重量％の範囲内であり、
前記シリコン炭窒化物が、直径が０．１から１マイクロメータ―の間の粒径を有する粉末を含み、前記シリコン炭窒化物が、６０から８０重量％の範囲内であり、且つ
前記混合物内の前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンの組み合わされた重量が、４０重量％未満である、条項１に記載の方法。

条項１０
カーボンナノチューブ、
前記カーボンナノチューブに化学結合されたグラフェン、及び
前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンと共に混合物内で焼結されたシリコン炭窒化物
を含む、セラミックマトリックス複合材料。

条項１１
約２０重量％の前記カーボンナノチューブ、
約２０重量％の前記グラフェン、及び
約６０重量％の粉末形態の前記シリコン炭窒化物
を含む、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１２
１０から３０重量％の範囲内の前記カーボンナノチューブ、
１０から３０重量％の範囲内の前記グラフェン、及び
６０から８０重量％の範囲内の粉末形態の前記シリコン炭窒化物
を含み、前記混合物内の前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンの組み合わされた重量が、４０重量％未満である、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１３
前記セラミックマトリックス複合材料が、約２．１ｇ／ｃｍ^３であり、
前記カーボンナノチューブが、約０．４２ｇ／ｃｍ^３であり、
前記グラフェンが、約０．４２ｇ／ｃｍ^３であり、且つ
前記シリコン炭窒化物が、約１．２６ｇ／ｃｍ^３である、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１４
約０．２１ｇ／ｃｍ^３から約０．６３ｇ／ｃｍ^３の範囲内の前記カーボンナノチューブ、
約０．２１ｇ／ｃｍ^３から約０．６３ｇ／ｃｍ^３の範囲内の前記グラフェン、及び
約１．２６ｇ／ｃｍ^３から約１．６８ｇ／ｃｍ^３の範囲内の前記シリコン炭窒化物
を含み、前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンの組み合わされた重量が、４０重量％未満である、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１５
前記カーボンナノチューブが、０．５ミリメートルから４ミリメートルの間の長さ及び１ナノメートルから５０ナノメートルの間の直径を有する単層カーボンナノチューブを含む、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１６
前記グラフェンが、プレートレットの大きさが６から８ｎｍの厚さ及び５から２５ミクロンの幅であるナノグラフェンプレートレットを含む、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１７
焼結の前、前記シリコン炭窒化物が、直径が０．１から１マイクロメータ―の間の粒径を有する粉末を含む、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１８
前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンが、７５０℃と９５０℃との間の第１の温度で化学結合される、条項１０に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項１９
前記シリコン炭窒化物が、前記第１の温度よりも高い第２の温度で焼結される、条項１８に記載のセラミックマトリックス複合材料。

条項２０
前記シリコン炭窒化物が、２９７ｐｓｉと３７６ｐｓｉとの間の圧力で焼結される、条項１９に記載のセラミックマトリックス複合材料。

特定の実施形態が本明細書に記載されたが、本開示の範囲はそれら特定の実施形態に限定されるものではない。本開示の範囲は、下記の特許請求の範囲及びその任意の均等物によって規定されるものである。

Claims

セラミックマトリクス複合構造体を形成する方法であって、
カーボンナノチューブ、グラフェン、及びシリコン炭窒化物の混合物を提供することと、
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンを結合するために前記混合物を加熱することと、
前記混合物内の前記シリコン炭窒化物を焼結することと
を含む方法。
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンとの間の化学結合を開始するために前記混合物を第１の温度まで加熱することと、
１０００℃未満の温度で前記混合物内の前記シリコン炭窒化物の前記焼結を引き起こすために、第２の温度で前記混合物を加熱している間に前記混合物を加圧することと、
をさらに含む、請求項１に記載の方法。
前記第１の温度が、７５０℃と９５０℃との間であり、
前記第２の温度が、前記第１の温度より高く、
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンとの間の前記化学結合を開始するために、前記混合物内の前記シリコン炭窒化物の前記焼結が、前記第１の温度までの前記加熱の後に起き、
他の状況では１０００℃以上で起きる前記グラフェンの酸化及びグラファイトの形成を防ぐために、前記混合物の前記加圧が、２９７ｐｓｉ（２０４８ｋＰａ）から３７６ｐｓｉ（２５９２ｋＰａ）の間の圧力範囲内で起きる、請求項２に記載の方法。
前記カーボンナノチューブと前記グラフェンとの間の前記化学結合を維持するために、窒素又は窒素／アルゴンのうちの少なくとも１つを前記混合物に加えるオートクレーブ内で前記混合物を加圧することをさらに含む、請求項２に記載の方法。
分散液を形成するために前記混合物のための懸濁液を供給することと、
前記分散液を混合することと、
前記分散液をモールドの中に注ぎ込むことと、
成形体を形成するために前記モールドを熱間プレスすることと
をさらに含む、請求項２に記載の方法。
ターブラのシェーカー・ミキサー及び超音波プローブを用いて前記分散液を混合することと、
前記成形体を形成するために、約１ａｔｍの加えられた窒素を用いて、約５０００ｐｓｉ（３４，４７４ｋＰａ）及び２５０℃で前記モールドを熱間プレスすることと
をさらに含み、前記懸濁液は、約１０重量％がＰＳ_４及びエタノールである、請求項５に記載の方法。
１～１６時間にわたって１時間当たり１から１４℃の割合で前記成形体を加熱することと、
前記セラミックマトリクス複合構造体を形成するために、３～８時間にわたって前記成形体のための一定最高温度を維持することと
をさらに含む、請求項５に記載の方法。
航空機の複合外板として前記セラミックマトリクス複合構造体を取り付けること
をさらに含む、請求項７に記載の方法。
前記カーボンナノチューブが、０．５ミリメートルから４ミリメートルの間の長さ及び１ナノメートルから５０ナノメートルの間の直径を有する単層カーボンナノチューブを含み、前記カーボンナノチューブが、前記混合物内の１０から３０重量％の範囲内であり、
前記グラフェンが、プレートレットの大きさが６から８ｎｍの厚さ及び５から２５ミクロンの幅であるナノグラフェンプレートレットを含み、前記グラフェンが、前記混合物内の１０から３０重量％の範囲内であり、
前記シリコン炭窒化物が、直径が０．１から１マイクロメータ―の間の粒径を有する粉末を含み、前記シリコン炭窒化物が、６０から８０重量％の範囲内であり、且つ
前記混合物内の前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンの組み合わされた重量が、４０重量％未満である、請求項１に記載の方法。
カーボンナノチューブ、
前記カーボンナノチューブに化学結合されたグラフェン、及び
前記カーボンナノチューブ及び前記グラフェンと共に混合物内で焼結されたシリコン炭窒化物
を含む、セラミックマトリクス複合材料。