该过程首先将短切碳纤维和树脂模压成型得到 多种工艺联用(如CⅥ- PIP. PIP-SI、CVI-SI等) C/树脂生坯,然后将生坯浸渍裂解并石墨化后得到可以同时发挥两种或几种工艺的优势,避免仅用某 C/C复合材料素坯,再将CC素坯在1400-1600℃种工艺所带来的不足。例如国防科技大学2采用的 的反应炉中熔融渗硅得到C/siC复合材料,加工处理CⅥ-PIP联用工艺,先采用CⅥ法填充纤维束内的 后得到反射镜坯体。其优点是工艺时间短、烧结温度孔隙,然后再用P法浸渍裂解,克服了PIP浸渍液 低、无需加压、烧结过程中变形小、可通过调整C/C黏度大难以有效填充的缺陷,有效提高了复合材料的 复合材料的结构来控制最终复合材料的密度),并致密度,并同时解决了体积收缩问题,得到了高性能 可通过渗硅将多块C/C素坯连接起来制备大尺寸反C/SiC复合材料。 射镜。 3C/SiC轻型反射镜国内外研究进展 C/SiC材料的突出优点是通过连接技术可以将 国外对C/SiC反射镜材料的研究起始于上世纪 小尺寸坯体反应连接成大尺寸坯体。即在C/C素末,目前以德国的技术水平最高,是唯一实现产品化 坯阶段,将素坯块加工成所需几何尺寸,然后将素坯的国家,此外,日本和美国等国家也有了一定程度的 块用化学黏结剂拼接成整体素坯,通过反应连接成完研究。 整坯体。图4为单独的素坯块及连接成的整体素坯。 德国ECM公司 Matthias Rodel团队用LSI法制 备了反射镜用C/siC复合材料,并将其命名为Ce sic012),已成功投入商品运营。图5为ECM制备的 C/SiC反射镜,图左是经抛光的扫描镜,图右是表面 镀金膜后扫描镜,表面粗糙度为3.2mm,反射率高达 99%。法国 Ariane公司在200年将红外预警预备系 图4C/SiC反射镜素坯块及连接后的整体素坯 统( Spirale)的两颗微卫星送入了地球同步轨道,图6 4 Segments prior to joining and demonstrator consistin为该卫星上面搭载的空间相机反射镜,直径800mm 总质量20kg GSI与液相法类似,在更高的温度下由硅蒸气完 成对C/C的浸渗。与ISI相比,气相硅扩散能力更 强,不易过早地堵塞孔隙生成闭孔,且硅与碳能够充 分接触并反应,得到均匀的SiC复合材料,烧结后坯 体残余硅含量更少,后加工处理更加方便。 2.2先驱体浸渍裂解工艺 先驱体浸渍裂解工艺(PP)首先将编织C纤维用 有机先驱体(聚碳硅烷,PCS)真空浸渍,然后在1200℃ 条件下裂解,有机先驱体变为无机Si,重复浸渍裂 解得到C/SiC复合材料。这种工艺的优点是可 图5ECM制备的C/SiC反射镜 制备工艺复杂、尺寸要求高的反射镜坯体,裂解温度 Fig 5 Polished scan mirrors fabricated by ECM 低,工艺简单、对纤维损伤小;缺点是制备周期长、裂 解时小分子的逸出造成体积收缩,制成的材料弹性模 量及热导率相对较低。 2.3化学气相渗透工艺 化学气相渗透工艺(CⅥ)是在CVD工艺上发展 起来的。将编织碳纤维置于反应炉中,气相先驱体从 炉底部渗入,向编织件内部扩散,并在预制件孔隙内 反应沉积形成SiC基体,进而得到C/SiC复合材料。 图6ECM公司为法国 Spirale卫星空间 这种工艺的优点是近净成型,适于薄壁和不规则构 相机制备的C/SiC反射镜 件,无需烧结,与CVD-SC涂层热匹配性能最好(出; Fig 6 C/SiC mirror for Spirale fabricated by ECM 缺点是材料内部易形成闭孔,而且设备复杂,周期长, 德国 ASTRIUM和KS公司制备的C/SiC反射镜 不适合制备厚壁结构材料,致密化速度慢。 已用到 GREGOR空间望远镜(图7),该望远镜的主 24多工艺联用 镜、次镜及副镜的直径分别为1500、420和360mm。 宇航材料工艺htp:w.sheley.com2016年第6期该过程首先将短切碳纤维和树脂模压成型得到 Ｃ / 树脂生坯ꎬ然后将生坯浸渍裂解并石墨化后得到 Ｃ / Ｃ 复合材料素坯ꎬ再将 Ｃ / Ｃ 素坯在 １ ４００ ~ １ ６００℃ 的反应炉中熔融渗硅得到 Ｃ / ＳｉＣ 复合材料ꎬ加工处理 后得到反射镜坯体ꎮ 其优点是工艺时间短、烧结温度 低、无需加压、烧结过程中变形小、可通过调整 Ｃ / Ｃ 复合材料的结构来控制最终复合材料的密度[１８] ꎬ并 可通过渗硅将多块 Ｃ / Ｃ 素坯连接起来制备大尺寸反 射镜ꎮ Ｃ / ＳｉＣ 材料的突出优点是通过连接技术可以将 小尺寸坯体反应连接成大尺寸坯体[１] ꎮ 即在 Ｃ / Ｃ 素 坯阶段ꎬ将素坯块加工成所需几何尺寸ꎬ然后将素坯 块用化学黏结剂拼接成整体素坯ꎬ通过反应连接成完 整坯体ꎮ 图 ４ 为单独的素坯块及连接成的整体素坯ꎮ 图 ４ Ｃ/ ＳｉＣ 反射镜素坯块及连接后的整体素坯 Ｆｉｇ.４ Ｓｅｇｍｅｎｔｓ ｐｒｉｏｒ ｔｏ ｊｏｉｎｉｎｇ ａｎｄ ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ ｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇ ｏｆ ６ ｊｏｉｎｅｄ ｓｅｇｍｅｎｔｓ ＧＳＩ 与液相法类似ꎬ在更高的温度下由硅蒸气完 成对 Ｃ / Ｃ 的浸渗ꎮ 与 ＬＳＩ 相比ꎬ气相硅扩散能力更 强ꎬ不易过早地堵塞孔隙生成闭孔ꎬ且硅与碳能够充 分接触并反应ꎬ得到均匀的 ＳｉＣ 复合材料ꎬ烧结后坯 体残余硅含量更少ꎬ后加工处理更加方便ꎮ ２.２ 先驱体浸渍裂解工艺 先驱体浸渍裂解工艺(ＰＩＰ)首先将编织 Ｃ 纤维用 有机先驱体(聚碳硅烷ꎬＰＣＳ)真空浸渍ꎬ然后在 １ ２００℃ 条件下裂解ꎬ有机先驱体变为无机 ＳｉＣꎬ重复浸渍裂 解得到 Ｃ / ＳｉＣ 复合材料[１９－２０] ꎮ 这种工艺的优点是可 制备工艺复杂、尺寸要求高的反射镜坯体ꎬ裂解温度 低ꎬ工艺简单、对纤维损伤小ꎻ缺点是制备周期长、裂 解时小分子的逸出造成体积收缩ꎬ制成的材料弹性模 量及热导率相对较低ꎮ ２.３ 化学气相渗透工艺 化学气相渗透工艺(ＣＶＩ)是在 ＣＶＤ 工艺上发展 起来的ꎮ 将编织碳纤维置于反应炉中ꎬ气相先驱体从 炉底部渗入ꎬ向编织件内部扩散ꎬ并在预制件孔隙内 反应沉积形成 ＳｉＣ 基体ꎬ进而得到 Ｃ / ＳｉＣ 复合材料ꎮ 这种工艺的优点是近净成型ꎬ适于薄壁和不规则构 件ꎬ无需烧结ꎬ与 ＣＶＤ－ＳｉＣ 涂层热匹配性能最好[２１] ꎻ 缺点是材料内部易形成闭孔ꎬ而且设备复杂ꎬ周期长ꎬ 不适合制备厚壁结构材料ꎬ致密化速度慢ꎮ ２.４ 多工艺联用 多种工艺联用(如 ＣＶＩ－ＰＩＰ、ＰＩＰ－ＳＩ、ＣＶＩ－ＳＩ 等) 可以同时发挥两种或几种工艺的优势ꎬ避免仅用某一 种工艺所带来的不足ꎮ 例如国防科技大学[２２ ]采用的 ＣＶＩ－ＰＩＰ 联用工艺ꎬ先采用 ＣＶＩ 法填充纤维束内的 孔隙ꎬ然后再用 ＰＩＰ 法浸渍裂解ꎬ克服了 ＰＩＰ 浸渍液 黏度大难以有效填充的缺陷ꎬ有效提高了复合材料的 致密度ꎬ并同时解决了体积收缩问题ꎬ得到了高性能 Ｃ / ＳｉＣ 复合材料ꎮ ３ Ｃ / ＳｉＣ 轻型反射镜国内外研究进展 国外对 Ｃ / ＳｉＣ 反射镜材料的研究起始于上世纪 末ꎬ目前以德国的技术水平最高ꎬ是唯一实现产品化 的国家ꎬ此外ꎬ日本和美国等国家也有了一定程度的 研究ꎮ 德国 ＥＣＭ 公司 Ｍａｔｔｈｉａｓ Ｋｒöｄｅｌ 团队用 ＬＳＩ 法制 备了反射镜用 Ｃ / ＳｉＣ 复合材料ꎬ并将其命名为 Ｃｅ￣ ｓｉｃ [１０－１２] ꎬ已成功投入商品运营ꎮ 图 ５ 为 ＥＣＭ 制备的 Ｃ / ＳｉＣ 反射镜ꎬ图左是经抛光的扫描镜ꎬ图右是表面 镀金膜后扫描镜ꎬ表面粗糙度为 ３.２ ｎｍꎬ反射率高达 ９９％ꎮ 法国 Ａｒｉａｎｅ 公司在 ２００９ 年将红外预警预备系 统(Ｓｐｉｒａｌｅ)的两颗微卫星送入了地球同步轨道ꎬ图 ６ 为该卫星上面搭载的空间相机反射镜ꎬ直径 ８００ ｍｍꎬ 总质量 ２０ ｋｇꎮ 图 ５ ＥＣＭ 制备的 Ｃ/ ＳｉＣ 反射镜 Ｆｉｇ.５ Ｐｏｌｉｓｈｅｄ ｓｃａｎ ｍｉｒｒｏｒｓ ｆａｂｒｉｃａｔｅｄ ｂｙ ＥＣＭ 图 ６ ＥＣＭ 公司为法国 Ｓｐｉｒａｌｅ 卫星空间 相机制备的 Ｃ/ ＳｉＣ 反射镜 Ｆｉｇ.６ Ｃ/ ＳｉＣ ｍｉｒｒｏｒ ｆｏｒ Ｓｐｉｒａｌｅ ｆａｂｒｉｃａｔｅｄ ｂｙ ＥＣＭ 德国 ＡＳＴＲＩＵＭ 和 ＫＩＳ 公司制备的 Ｃ / ＳｉＣ 反射镜 已用到 ＧＲＥＧＯＲ 空间望远镜(图 ７)ꎬ该望远镜的主 镜、次镜及副镜的直径分别为 １ ５００、４２０ 和 ３６０ ｍｍꎮ — ２８ — 宇航材料工艺 ｈｔｔｐ: / / ｗｗｗ.ｙｈｃｌｇｙ.ｃｏｍ ２０１６ 年 第 ６ 期