房金铭 梅 敏 李军平 叶明新 潘 勇

（1 航天材料及工艺研究所，北京 100076）

（2 复旦大学，上海 200433）

（3 中国运载火箭研究院空间物理重点实验室，北京100076）

0 引言

C/SiC 复合材料具有低密度、高强度、抗烧蚀和抗冲刷等优异的物理化学性能，在高超声速冲压发动机、航空航天往返防热系统、液体发动机和固体火箭发动机等武器装备领域具有广阔的应用前景［1］。但是纯SiC 基复合材料一般被认为长时间应用温度应低于1 650 ℃下，长时间1 650 ℃以上复合材料将面临基体晶化、与氧气发生活性氧化等问题［2−7］。为了能够在更高温度下使用，对于SiC 复合材料改性成为了国内外的研究热点［8−13］。现阶段对于SiC复合材料的改性一种方法是在表面添加耐高温涂层，使材料与氧气隔绝，从而保护内部纤维与基体，但该方法的问题为涂层与基体材料易产生热不匹配，在高速冲刷或较大的热振下易剥落［8］。另一方法是对基体进行掺杂改性，从而提高材料的耐高温和抗氧化能力［11−13］，目前较为常用的改性组分为超高温陶瓷体系，如ZrC、HfC、ZrB2、HfB2、TaC 等［11，14］。其中HfC 的熔点为3 890 ℃，是已知单一化合物中熔点最高者，此外还具有高硬度、高化学稳定性、耐蚀和耐热冲击，是制备超高温体系材料的热点研究内容之一［14−17］。上述改性方法所用的改性组分均以超高温陶瓷粉体为主，粉体在掺杂过程中易出现分散不均的现象，另外两种材料体系机械混合，无法充分发挥每种组分优势特性。目前关于SiC 复合材料的制备工艺已较为成熟，常用的有化学气相渗透法（CVI）、前驱体浸渍裂解法（PIP），熔渗法（RMI）等［14，18］，其中PIP 由于对构件形状无限制，对纤维损伤小等优势，是工程应用中较为常见的工艺方法之一。……