Ti3AlC2及Ti3AlC2基复合材料在制备航天耐高温部件中的应用

本发明属于ti3alc2材料、ti3alc2基复合材料领域，涉及ti3alc2及ti3alc2基复合材料的应用。

背景技术：

1、航天耐高温部件主要是指位于火箭发动机底部的部件。火箭发动机工作时，尾焰产生的温度高达3000℃以上，火箭发动机底部的部件，经受高温热流和高速粒子的正面冲击，位置特殊，无法进行冷却，因此需要制造这些部件的材料具备足够的强度、热稳定性和耐烧蚀性。新一代火箭发动机将具有更强的推力和更大的载荷，推进剂燃烧产生更大的热量，从而给发动机底部的部件带来更为恶劣的工作环境，因而对制备材料提出了更高的要求，所述制备材料需同时具备轻质、高强、高熔点、高热稳定性、耐烧蚀、易加工等诸多特性。

2、现有的耐高温部件制造材料中，传统钨钼难熔金属耐烧蚀材料虽然耐高温、热导率高、稳定性好，但存在密度和质量过大，硬度高，难以加工的问题，影响火箭有效载荷(见o.b.george p.sutton,rocketpropulsion elements[m],9th ed.,wiley 2017及郑欣，白润，王东辉,航天航空用难熔金属材料的研究进展[j]，稀有金属材料与工程40(2011)1871-1875.)；c-c复合材料能有效克服上述材料的缺陷，但有氧的工况环境和超高的温度场导致由其制备的高温部件使用时间短，极易失效(见p.r.gradl,p.valentine,carbon-carbonnozzle extension development in support of in-space and upper-stage liquidrocket engines,53rd aiaa/sae/asee joint propulsion conference,2017,p.5064.以及x.jin,x.fan,c.lu,t.wang,advances in oxidation and ablation resistance ofhigh and ultra-high temperature ceramics modified or coated carbon/carboncomposites[j],journal ofthe european ceramic society 38(1)(2018)1-28.)；阻燃高分子-高温合金钢复合材料虽然成本低廉，但制造工序繁琐，且二者结合度差，易导致火箭工作异常(见魏黄凡，李光华，李琳，罗小红，陈安春。一种耐烧蚀挡药板[p]，四川航天川南火工技术有限公司，2019.)；过渡金属陶瓷材料高温性能好，但多因热导率不高导致热稳定差、损伤容限性低，硬度高，难以加工(见y.wang,b.zhang,c.zhang,j.yin,m.j.reece,ablation behaviour of(hf-ta-zr-nb)c high entropy carbide ceramic attemperatures above 2100℃[j],journal ofmaterials science&technology 113(2022)40-47以及l.pienti,d.sciti,l.silvestroni,a.cecere,r.savino,ablation tests onhfc-and tac-based ceramics for aeropropulsive applications[j],journal of theeuropean ceramicsociety 35(5)(2015)1401-1411)。因此，现有耐高温部件制造材料难以满足新型大推力、高比冲火箭的需求，亟需开发综合性能更好的航天耐高温部件制造材料。

3、ti3alc2是max相之一，其独特的晶体结构、元素组成和形貌特征赋予了ti3alc2材料低密度、高强度和高热导率，良好的抗氧化性、损伤容限性、抗热震性以及优异可加工性等特性，但目前尚未发现ti3alc2材料及ti3alc2基复合材料应用于航天耐高温部件的技术公开。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供ti3alc2材料及ti3alc2基复合材料在制备航天耐高温部件中的应用，以满足新型大推力、高比冲火箭的需求，提高火箭发动机的性能和使用寿命。

2、本发明通过试验证明：ti3alc2材料及ti3alc2基复合材料具有极好的耐烧蚀性(线烧蚀速率小于1微米/秒)和抗氧化性(氧炔焰3000℃烧蚀90秒表面形成的致密氧化层不大于25微米)，且强度高(强度可达1000mpa)、质轻(密度约为4.2g/cm3)、易加工(使用普通高速钢即可进行加工)。因此，可满足新型大推力、高比冲火箭的需求，在制备航天耐高温部件中应用，用于形成航天耐高温部件。

3、本发明所述ti3alc2材料由ti3alc2粉末制备而成，所述ti3alc2基复合材料由ti3alc2粉末和增强相粉末组成的混合粉末制备而成。

4、本发明中，制备ti3alc2基复合材料的混合粉末中，0＜增强相粉末的质量百分数≤10％，90％≤ti3alc2粉末的质量百分数＜100％。

5、本发明中，增强相粉末为增强相微粒或/和增强相微尺寸纤维；增强相微粒为al2o3、zro2、tic、zrc、sic、tin、si3n4、bn、cu、mo、wc微粒中的至少一种，增强相微尺寸纤维为sic纤维、碳纤维、al2o3纤维中的至少一种。

6、本发明中，ti3alc2材料、ti3alc2基复合材料的制备采用粉末冶金热压烧结法。优选以下两种工艺：

7、1、第一种工艺

8、(1)将ti3alc2粉末，或者ti3alc2粉末和增强相粉末加入球磨罐，通过湿法球磨并干燥，得到球磨处理后的ti3alc2粉末，或者球磨处理后的ti3alc2和增强相组成的混合粉末；

9、(2)将球磨处理后的ti3alc2粉末，或者球磨处理后的ti3alc2和增强相组成的混合粉末填入石墨模具，然后将带有粉末的石墨模具置入放电等离子烧结设备中，在压力10～20mpa和密闭的氩气环境条件下，以25～50℃/min的升温速率升至1200～1400℃保温烧结5～10分钟，保温烧结完成后随炉冷却至室温，即得到ti3alc2材料，或者ti3alc2基复合材料。

10、2、第二种工艺

11、(1)将ti3alc2粉末，或者ti3alc2粉末和增强相粉末加入球磨罐，通过湿法球磨并干燥，得到球磨处理后的ti3alc2粉末，或者球磨处理后的ti3alc2和增强相组成的混合粉末；

12、(2)将球磨处理后的ti3alc2粉末，或者球磨处理后的ti3alc2和增强相组成的混合粉末填入石墨模具，然后将带有粉末的石墨模具置入热压烧结炉中，在压力10～20mpa和密闭的氩气环境条件下，以5～10℃/min的升温速率升至1200～1400℃保温烧结15～30分钟，保温烧结完成后随炉冷却至室温，即得到ti3alc2材料，或者ti3alc2基复合材料。

13、本发明所述航天耐高温部件，为位于火箭发动机底部的部件。尤其是火箭发动机底部的喉衬、喷管。航天耐高温部件的制备主要采用上述粉末冶金热压烧结法形成坯体，再通过机械加工、打磨抛光得到符合设计要求的部件。此外，也可采用3d打印的方法制备。

14、本发明具有以下有益效果：

15、1、本发明为ti3alc2材料、ti3alc2基复合材料开拓了一个新的应用领域，为航天耐高温部件提供了综合性能更好的材料。

16、2、由于ti3alc2材料、ti3alc2基复合材料与现有的耐高温部件制造材料相比，具有更好的综合性能，尤其是耐烧蚀性和抗氧化性极好，因而本发明将ti3alc2材料或者ti3alc2基复合材料用于形成航天耐高温部件，可满足新型大推力、高比冲火箭的需求，提高火箭发动机的性能和使用寿命。