КЕРАМИЧЕСКИЙ КОМПОЗИЦИОННЫЙ МАТЕРИАЛ

Изобретение относится к керамическим композиционным материалам и может быть использовано при изготовлении деталей и узлов неохлаждаемых конструкций нового поколения авиационных газотурбинных двигателей с повышенными характеристиками удельной мощности и топливной экономичности, работающих при температурах до 1750°C в условиях воздействия окислительных сред.

Известен керамический композиционный материал, который состоит из армирующего неорганического волокна и матрицы, включающей 40-95 масс.% фазы SiC и 5-60% оксидной фазы. Оксидная фаза может представлять собой ZrSiO₄ или стеклокерамическую фазу составов ВаО-MgO-Al₂O₃-SiO₂ или SrO-Al₂O₃-SiO₂. При этом средний элементный состав керамической матрицы составляет, масс.%: Si 30-80, С 15-69, O 0,005-25 (патент США №6331496, опубл. 18.12.2001). Предложенный композиционный материал обладает хорошей термостойкостью, окислительной стойкостью и механической прочностью при температурах до 1400°С и может быть использован для изготовления изделий для аэрокосмической отрасли.

К недостаткам данного композиционного материала следует отнести низкую жаростойкость при температурах свыше 1400°С.

Известен керамический композиционный материал, содержащий углеродные волокна и матрицу, которая включает следующие компоненты, масс.%: Si 20-35, С 25-40, SiB₄ 2-4, SiO₂ 0,1-0,9, HfO₂ 1-3, SiC - остальное (патент РФ №2392250, опубл. 20.06.2010). Керамический композиционный материал может быть использован при изготовлении теплонагруженных узлов и деталей горячего тракта перспективных газотурбинных двигателей, работающих при температурах до 1600°С в условиях воздействия окислительных сред в течение длительного времени (до 200 часов).

Недостатком данного композиционного материала является низкая жаростойкость при температурах свыше 1600°С.

Наиболее близким аналогом, взятым за прототип, является керамический композиционный материал, содержащий углеродные волокна и матрицу следующего состава, масс.%: Si 20-35, С 25-40, SiO₂ 5,5-6,0, HfO₂ 5-8, SiC - остальное (патент РФ №2447039, опубл. 10.04.2012). Керамический композиционный материал может быть использован при изготовлении теплонагруженных узлов и деталей двигателей перспективных газотурбинных установок и двигателей, работающих в условиях термоциклических нагрузок при температурах до 1650°С на воздухе и в продуктах сгорания топлива.

Недостатком керамического композиционного материала-прототипа является недостаточная жаростойкость (высокая убыль массы) на воздухе при воздействии температуры от 1650 до 1750°С в течение длительного времени.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание керамического композиционного материала, обладающего повышенной жаростойкостью при рабочих температурах до 1750°С в течение длительного времени (500 часов) в условиях воздействия окислительных сред. Технический результат изобретения состоит в повышении жаростойкости керамического композиционного материала.

Для достижения технического результата разработан керамический композиционный материал, включающий следующие компоненты, масс.%: Si 15-30, С 20-40, оксидную систему ZrO₂-HfO₂-Y₂O₃ 3-15, SiC - остальное, причем оксидная система имеет следующий химический состав, масс.%: ZrO₂ 55-80, HfO₂ 15-30, Y₂O₃ - 3-15.

Установлено, что сбалансированное введение в матрицу оксидной системы ZrO₂-HfO₂-Y₂O₃ (представляющей собой твердый раствор) при заявленных соотношениях компонентов приводит к образованию (при воздействии высоких температур в присутствии кислорода в рабочей атмосфере) тугоплавкой аморфной фазы переменного состава в системе ZrO₂-HfO₂-Y₂O₃. Образование этой фазы обеспечивает самозалечивание и герметизацию возможных микродефектов матрицы, что предотвращает диффузию кислорода в объем материала и тем самым препятствует его окислению. Это способствует повышению жаростойкости керамического композиционного материала при воздействии высоких температур до 1750°С в течение длительного времени.

Для получения композиционного материала были приготовлены композиции предлагаемого материала (1-3) и материала-прототипа (4), соотношение компонентов в которых приведено в Таблице 1.

Дисперсные частицы карбида кремния, кремния, углерода (SiC, Si, С) смешивали с порошком оксидной системы ZrO₂-HfO₂-Y₂O₃ в полиэтиленовых барабанах. Карбид кремния, кремний и углерод перед смешиванием предварительно измельчали на мельницах планетарного типа до получения частиц менее 25 мкм. Оксидную систему получали золь-гель методом - гидролизом растворов алкоксоацетилацетонатов циркония, гафния, иттрия с образованием геля и его последующей термообработкой. Соотношение компонентов в оксидной системе ZrO₂-HfO₂-Y₂O₃ составило, масс.%: ZrO₂ - 70, HfO₂ - 22, Y₂O₃ - 8. Порошок оксидной системы имел частицы размером 40-80 нм.

Полученную смесь засыпали в пресс-форму и прессовали при температурах 180-200°С. Затем полученные пресс-заготовки подвергали высокотемпературной термообработке в вакуумной печи при температуре 1650-1800°С.

Образцы керамического композиционного материала, изготовленные по композициям (1-3), испытывали на жаростойкость путем измерения массы образцов в процессе длительного нагрева при температуре 1750°С. Результаты исследований представлены в Таблице 2.

Анализ полученных результатов свидетельствует о том, что предлагаемый керамический композиционный материал при 1750°С в течение 500 часов обладает высокой жаростойкостью. Материал-прототип при термообработке теряет часть массы за счет окисления его компонентов и удаления в виде газообразных продуктов окисления, что приводит к убыли массы после 50 часов испытаний и к его разрушению после испытаний в течение 100 часов при 1750°С.

Привес массы образцов (1,7-2,9%), связанный с образованием тугоплавкой аморфной фазы при нагревах на воздухе при температуре 1750°С, подтверждает наличие защитного эффекта матрицы предлагаемых составов композиционного материала в течение длительного времени (до 500 часов), предотвращающего диффузию кислорода воздуха вглубь образца и препятствующего окислению материала.

Таким образом, применение предлагаемого композиционного материала для изготовления деталей и узлов неохлаждаемых конструкций нового поколения авиационных газотурбинных двигателей позволяет увеличить их жаростойкость при рабочей температуре до 1750°С в условиях воздействия окислительных сред в течение длительного времени, соответственно повысить надежность и ресурс изделий.