【摘要】：連續(xù)纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料(Continuous Fiber-reinforced SiC Matrix Ceramic Composite,CMC-SiC)具有高比強度、高比模量、抗氧化和低密度等特點,已逐漸應(yīng)用于航空燃氣渦輪發(fā)動機的熱端部件。CMC-SiC在航空燃氣渦輪發(fā)動機中應(yīng)用主要面臨應(yīng)力氧化以及長時間服役問題。通過對CMC-SiC的纖維、界面以及基體進行自愈合設(shè)計,可有效解決CMC-SiC的應(yīng)力氧化問題。目前,為了解決CMC-SiC在燃氣環(huán)境中長時間服役問題,通常在CMC-SiC構(gòu)件表面制備環(huán)境屏障涂層(Environmental barrier coatings,EBCs)。EBCs涂層可有效減緩燃氣環(huán)境對CMC-SiC構(gòu)件的腐蝕,進而提高CMC-SiC構(gòu)件在燃氣環(huán)境中的耐久性。為了提高EBCs涂層的耐久性,國外發(fā)展了莫來石、鋇鍶鋁硅氧、稀土硅酸鹽等EBCs材料,并對不同EBCs涂層體系的耐久性進行了大量的考核驗證,積累了詳盡的研究數(shù)據(jù),系統(tǒng)地發(fā)展了EBCs涂層的耐久性設(shè)計與優(yōu)化方法,但對國內(nèi)實行嚴格的技術(shù)封鎖。為了實現(xiàn)EBCs涂層耐久性的設(shè)計與優(yōu)化,本文研究了EBCs涂層的失效機理以及SiO_2氧化層的形成與生長機理�；谏鲜鼋Y(jié)果,遴選了長耐久性EBCs涂層體系的最優(yōu)面層材料,研究了面層厚度對其耐久性的影響規(guī)律。此外,基于高熵材料的設(shè)計理念,本文開展了稀土雙硅酸鹽的高熵化研究,探討了高熵稀土雙硅酸鹽作為EBCs涂層材料的可行性,為EBCs涂層的耐久性設(shè)計與優(yōu)化奠定了基礎(chǔ)。本文主要的研究內(nèi)容與結(jié)果如下:(1)研究了帶RE_2Si_2O_7(RE=Y、Yb)涂層的C_f/SiC試樣在靜態(tài)模擬燃氣環(huán)境中(1250℃,50%H_2O-50%O_2,1atm)的失效行為,揭示了SiO_2氧化層是導致RE_2Si_2O_7涂層失效的關(guān)鍵因素。結(jié)果表明,帶RE_2Si_2O_7涂層的C_f/SiC試樣經(jīng)水氧腐蝕后,在RE_2Si_2O_7涂層與SiC粘結(jié)層之間有SiO_2氧化層形成。該SiO_2氧化層隨著腐蝕時間的增加而逐漸生長,且滿足拋物線規(guī)律。當SiO_2氧化層生長至4~5μm時,在SiO_2氧化層與SiC粘結(jié)層界面會產(chǎn)生裂紋,該裂紋沿著此界面向四周擴展,并最終引起RE_2Si_2O_7涂層的剝落與失效。初步的應(yīng)力計算表明,SiC粘結(jié)層中的應(yīng)力隨著水氧腐蝕時間的增加而逐漸積累,并在SiO_2氧化層與SiC粘結(jié)層界面附近的應(yīng)力最大。當該應(yīng)力大于SiO_2氧化層與SiC粘結(jié)層之間的結(jié)合強度時,裂紋會在SiO_2氧化層與SiC粘結(jié)層界面形成。(2)系統(tǒng)研究了Y_2Si_2O_7-BSAS、Yb_2Si_2O_7以及BSAS涂層底部SiO_2氧化層在不同溫度、不同水氧比例的靜態(tài)模擬燃氣環(huán)境中的生長行為。當環(huán)境中的水分壓低于50%時,引起SiO_2氧化層形成與生長的主要氧化介質(zhì)為氧離子,氧離子在SiO_2氧化層中的擴散控制著SiO_2氧化層的生長,而環(huán)境中的水會加速SiC粘結(jié)層的氧化;當環(huán)境中的水分壓接近1時,引起SiO_2氧化層生長的主要氧化介質(zhì)為H_2O。(3)表征了Lu_2Si_2O_7、Sc_2Si_2O_7涂層底部SiO_2氧化層在靜態(tài)模擬燃氣環(huán)境(50%H_2O-50%O_2、1250~oC、1atm)中的拋物線速率常數(shù)(Parabolic Rate Constants,k_p)。通過對比不同EBCs涂層底部SiO_2氧化層的k_p值,可以發(fā)現(xiàn),Y_2Si_2O_7-BSAS涂層底部SiO_2氧化層的k_p值最低。研究了RE_2Si_2O_7(RE=Y、Yb、Lu、Sc)的晶體結(jié)構(gòu),對比各晶體結(jié)構(gòu)中RE-O鍵以及Si-O鍵的鍵長(氧為RE_2Si_2O_7晶體結(jié)構(gòu)中氧橋處的氧原子),可以發(fā)現(xiàn),Y_2Si_2O_7具有最低的Y-O鍵鍵長,其Si-O鍵鍵長也較短,因此,Y_2Si_2O_7具有最低的氧擴散系數(shù)�；谏鲜鼋Y(jié)果,Y_2Si_2O_7適用于長耐久性EBCs涂層體系的面層材料。表征了不同厚度Y_2Si_2O_7-BSAS涂層底部SiO_2氧化層的k_p值,結(jié)果表明,隨著厚度的增加,SiO_2氧化層的k_p值逐漸下降。(4)采用Sol-Gel法合成了高熵稀土雙硅酸鹽(Yb_(0.2)Y_(0.2)Lu_(0.2)Sc_(0.2)Gd_(0.2))_2Si_2O_7((5RE_(0.2))Si_2O_7)。所合成的(5RE_(0.2))Si_2O_7形成了單一物相,且Yb、Y、Sc、Lu以及Gd稀土元素在(5RE_(0.2))Si_2O_7中分布十分均勻。(5RE_(0.2))Si_2O_7的CTE約為4~6ppm/K,在高溫水氧環(huán)境中具有十分優(yōu)異的相穩(wěn)定性,比RE_2Si_2O_7(RE=Yb、Y、Sc、Lu)具有更優(yōu)異的抗水氧腐蝕性能。采用漿料法在C_f/SiC表面制備了(5RE_(0.2))Si_2O_7涂層,并在靜態(tài)模擬燃氣環(huán)境中(50%H_2O-50%O_2、1250~oC、1atm)對其進行了水氧腐蝕考核,結(jié)果表明,(5RE_(0.2))Si_2O_7涂層在靜態(tài)模擬燃氣環(huán)境中能夠有效地保護C_f/SiC基體。
【學位授予單位】：西北工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：TB306
【圖文】：

圖 1-1 不同航空發(fā)動機熱端材料的耐溫能力[16]1-1 The temperature capabilities of different gas-turbine engine mater-SiC 在航空燃氣渦輪發(fā)動機熱端部件的應(yīng)用韌纖維不同，CMC-SiC 材料可分為碳纖維增韌碳化硅陶）和碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料(SiCf/SiC)。碳氧環(huán)境中容易被氧化，因而，在高溫有氧環(huán)境中，Cf/SiC 差。此外，由于碳纖維和碳化硅基體熱膨脹系數(shù)不匹配，的熱應(yīng)力，作為長壽命結(jié)構(gòu)件具有局限性。因此，國內(nèi)最終應(yīng)用于航空燃氣渦輪發(fā)動機熱端部件[17, 20-22]。明，若航空燃氣渦輪發(fā)動機的熱端部件采用 SiCf/SiC 材料 50% ~ 70%、工作溫度提高 300 ~ 500℃、推力提高 30%害氣體（如 NOx等）的排放[23, 24]。如圖 1-2 所示，SiCf/S的燃燒室/加力燃燒室、火焰穩(wěn)定器、噴管以及渦輪等熱端 90 年代，CMC-SiC 逐步進入應(yīng)用研究階段。法國 Snec

西北工業(yè)大學博士學位論文 CMC-SiC 外調(diào)節(jié)片的服役壽命。鑒于 CMC-SiC 外調(diào)節(jié)a 公司進一步擴展了自愈合 SiCf/SiC 在發(fā)動機熱端部件的EPR A410 SiCf/SiC 制備的噴管內(nèi)調(diào)節(jié)片已在 M88-2E4 研了相關(guān)測試[33]。此外，Snecma 公司與普惠公司還采用SiC 研制了噴管密封調(diào)節(jié)片，并在 F100-PW-229 和 F100-地面加速任務(wù)考核[33, 34]。

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本文編號：2732152