铝合金在航空中应用与发展.docx

20152016学年第二学期航空材料概论（作业） 目录铝合金在航空中应用与发展21、航空铝合金的发展史22、铝合金的应用33、铝合金的发展4参考文献6高温钛合金在航空发动机的应用71、高温钛合金的发展72、高温钛合金使用温度103、高温钛合金发展趋势11参考文献11碳/碳复合材料高温抗氧化的研究进展121、碳/碳复合材料的氧化机理122、碳/碳抗氧化常用方法133、碳/碳复合材料的现状154、碳/碳复合材料的研究方向15参考文献1519铝合金在航空中应用与发展摘要：综述了国内外铝合金的研究进展和应用现状，简要概述了铝合金在航空应用现状，并对我国铝行业的发展进行了展望。提出了航空铝合金下一步的发展方向，指出铝合金仍将作为飞机的主结构材料而广泛使用。关键词：航空材料、铝合金、研究、开发引言：铝合金密度小、塑性好、耐腐蚀、易加工、价格低、从第二代飞机以来就是制造飞机的主要结构材料。根据这些特点，在当前在役的民用飞机中，铝合金在总结构用量上占70%-80%的比例，在军用飞机结构上用量约为40%-60%。尽管先进复合材料和钛合金在新型号飞机上应用比例日益提高，但铝合金由于成本和工艺上的优势，在将来铝合金仍是民用飞机的主要结构材料之一。1、航空铝合金的发展史20世纪初，在莱特兄弟制造的飞机上采用了Al-Cu-Mn铸造的飞机发动机的曲柄箱体。1906年，A.Wilm在Al-Cu-Mn系合金中发现时效硬化现象，这样铝合金作为飞机主体结构材料成为可能，此后铝合金进入航空领域。铝合金在飞机上主要是用作结构材料，如：蒙皮、框架、螺旋桨、油箱、壁板和起落架支柱等。按飞机对结构材料的需求牵引，航空铝合金的发展大致划分为5个阶段。1 静强度需求阶段(1906年至50年代末)。在航空工业初期，飞机设计对机体材料的要求只是简单的高的静强度，目的在于减小结构重量，提高载重量和航程。在此期间，研制和开发了2014、2017合金，随后又研制了2024-T3合金，至30年代，2024合金在飞机上得到了广泛的应用。二战期间，为获得更高的机体材料强度，研制了高强Al-Zn-Mg-Cu系合金7075-T6，随后又研制了更高强度的7178-T6合金。这些合金在60年代以前广泛应用于民用及军用飞机上。2 抗腐蚀性能需求阶段（20世纪60年代）。因为飞机上开始使用厚大截面的结构，出现了机体结构的应力腐蚀问题。2024-T3、7075-T6合金在短横向都有应力腐蚀开裂倾向。7075-T73研制解决了7系铝合金的应力腐蚀问题，随后研制了在牺牲较小强度的条件下可一定程度满足抗腐蚀性能要求的T76状态。3 综合性能要求阶段（20世纪60年代末至70年代末）。受飞机失效一安全设计的影响，对材料提出了高断裂韧度的要求，在这种需求牵引下，美国首先研制了7475合金。为进一步满足厚大截面结构强度和应力腐蚀性能的要求，Alcoa公司研制了7050-T74合金。70年代后期，Alcoa联合Boeing公司研制了7050改型合金7150-T6，随后，为满足腐蚀性要求研制了7150-T61。4 强烈的减重需求和高可靠性需求阶段(80年代初至90年代初)。由于能源危机及为提高军机战斗力，对飞机设计提出了强烈的减重要求。在传统铝合金方面，为满足飞机减重需求，主要从提高合金比强度方面出发。Alcoa首先研制成功了7150合金的T77热处理状态，该状态第一次在铝合金中实现了在满足腐蚀性能的同时不牺牲合金强度的目标。随后Alcoa又研制成功了超高强度的7055-T77合金及具有优良疲劳性能的2524-T3合金。这些高性能铝合金的出现极大地推动了航空铝合金的应用与发展，这在B777、C-17、F-35等飞机上得到体现。5 降低制造成本的需求阶段(90年代初至今)。冷战结束后，无论是民机还是军机，都需要降低飞机成本。由于制造成本占飞机机体结构成本的95%左右，因而降低制造成本成为机体材料研制的主要目标。最初始的目标是在不改变现有飞机结构设计的基础上，减少结构成本25%，为达到这个目标，西方国家开展的主要工作有：以整体机加工件代替锻件或多零件装配而成的结构部件、开展机翼的高温时效成形和高强铝合金的快速超塑成形、开展可焊接铝合金和铝合金焊接技术的研究、用优质铸件制造复杂构件以减轻结构重量和降低制造成本、开展低成本高性能铝锂合金研究以及开展铝基复合材料的研究等。2、铝合金的应用变形铝合金在飞机的应用主要为2系Al-Cu合金（硬铝）和7系Al-Zn合金（超硬铝），具体应用见表2.1。表2.1变形铝合金在飞机各部位的典型应用机身蒙皮2024-T3 7075-T6 7475-T6机身桁条7075-T6 7075-T73 7475-T76 7150-T77机身框架/隔框2024-T3 7075-T6 7050-T6机翼上部蒙皮7075-T6 7150-T6 7055-T77机翼下部蒙皮2024-T3 7475-T73机翼下部桁条2024-T3 7075-T6 224-T39机翼下壁板2024-T3 7075-T6 7175-T73翼肋和翼梁2024-T3 7010-T76 7150-T77尾翼2024-T3 7075-T6 7050-T767075-T6、7178-T6、2024-T3等第一代铝合金用做第一、二代战斗机主体结构材料。7075-T73、7075-T76第二代耐腐蚀合金用做第一代民用飞机机体主体结构材料。7075-T73、7075-T76、2024-T3合金广泛用做第二代战斗机的改进型、第三代战斗机及F111战斗轰炸机、B-52B改进型轰炸机等飞机机体主体结构材料。7050-T74和2124-T851合金厚板大量制造A6及F18等军机的厚大结构件。7050-T74、7475和2124-T851、2224-T3511、2324-T39第三代铝合金用做第三代战斗机改进改型、第四代战斗机F22以及轰炸机机体主体结构材料。7150-T77、7055-T77、2524-T3第四代高强耐损伤铝合金用作第三代民用飞机机体结构材料。7150-T77合金是高性能铝合金，该铝合金的研制成功是7000系铝合金发展的铝合金发展的第二个里程碑。3、铝合金的发展随着工业化进程的加快，对合金本身的性能要求高，现在铝合金的发展趋势是：规模化的工业生产和良好的复杂整体性能。提高铝合金性能，如刚性、强度、耐腐蚀性等，同时也提高了铝合金的可靠性。在我国，大飞机的制造需求，正在强劲拉动铝合金材料尤其是铝锂合金材料需求。中国大飞机C919型客机机身等直段部，包括前段客舱、前货舱和再循环风扇舱，是由蒙皮、客舱舷窗、客舱地板和承力部件等构成的筒状结构部段。据了解，C919机身等直段部位于大客机机身前部，是宽度相等的筒状结构部段，全长7.45米、宽4.2米、高4.2米，采用了先进的第三代铝锂合金板，这是中国国内民用飞机首次采用铝锂合金制造的部段。2014年9月，C919大型客机中机身和副翼部件交付，首次交付的中机身和外翼翼盒大部件全长5.99米，宽3.96米，由中机身筒段、龙骨梁、中央翼、应急门组成，该部段包含零件8200多个，涉及工装3400多项，大量采用了第三代铝锂合金和高损伤容限铝合金材料。 目前，C919大型客机已经获得国内外20多家航空公司507架的订单，ARJ21-700也有278架订单。根据计划，到2018年，ARJ21支线客机、C919大飞机所用30%以上的铝合金材料将采用国产铝材。中国大飞机对铝合金材料的需求增加了中国铝加工企业航空民机铝合金研发和规模化生产的紧迫感。 目前，应用在航空民机的铝合金材料主要有：铝合金铸件、铝合金锻件、大断面铝合金挤压型材、铝合金厚板和铝锂合金等。中国铝加工业经过60多年的发展，已成为国际公认的铝材生产大国，目前，无论是铝合金熔炼设备、轧制设备、还是铝合金挤压设备以及精整设备，现代化的一流铝加工设备之数量对全球各国而言应该是最多的，但由于研发资金投入少、基础研究薄弱、现代化一流设备只能大量生产性能不是很高的铝材，像航空航天工业所用的高端铝材还是我们的短板。 我国自1956年有了现代化的铝加工业以来，所需航空铝合金厚板一直处于净进口状态。在初期国产的ARJ21-00支线客机与大型客机C919的材料中，铝材及铝合金锻件都是从美国铝业公司进口或是由其设在中国的独资企业提供的。当今航空工业需求旺盛的铝锂合金，我国仍基本处于跟踪仿制研发阶段，实现规模化商业生产还有很多难题去攻克，还有很长的路径去实践。我国航空民机尤其是国产C919、ARJ21大飞机的快速发展已是不争的事实。我国铝加工行业拥有世界上顶尖的现代化铝加工技术装备，只要利用好现代化铝加工装备优势，与国外先进国家的同行开展技术合作，吸收他们的工作经验和研发成果。相对于国内的铝合金发展，在波音777选材中,汲取了以前使用成功的经验,继续沿用了某些先进铝合金,如下翼面使用2324-T39厚板及2224-T35ll型材,抗腐蚀性能要求高的中小暴露件采用7175-T74锻件,厚大截面的锻件仍使用7050合金和7150合金,但是在两类具有代表性的构件选材上遇到了问题:一种是目前广泛应用干各类飞机机身蒙皮的2024-T3薄板,难以满足波音777对机身材料高的损伤容限要求;另一种是以上翼结构为代表的高强受力构件要求高比强度和优越抗腐蚀性能最佳匹配的铝合金,但是材料并不符合要求。成功研制C188新型高韧性铝合金和7055超高强度铝合金是解决上述问题的最佳选择。C188和7550也因此被称为足以改变现代飞机设计选材思想的新一代铝合金。尽管先进复合材料和钛合金在新型号飞机上应用比例日益提高，但铝合金由于成本和工艺上的优势，铝合金还是民用飞机的主要结构材料。铝合金在飞机上的应用受到钛合金和复合材料的挑战，一次次的危机不断提醒铝合金快速发展，中国持续发展的国民经济都对铝及其合金材提出了更高的质量要求。因此，努力提高铝制品的质量，更新装备，降低能耗，以满足国家建设的需要。参考文献1曹春晓，郝应其.材料世界的天之骄子-航空材料M.北京：清华大学出版社，2002.2姬浩.7000系高强铝合金的发展及其在飞机上的应用J.航空科学技术，2015（06）.3李春玉.高性能铝合金的新发展J.国外科技，1996（03）.4范玉清.现代飞机制造技术M.北京：北京航空航天大学出版社，2001.5杜凤山，闫亮，戴圣龙，等.高强铝合金疲劳特性研究J.航空材料学报，2009,29（1）.6郭加林.高强高韧2X24铝合金板材疲劳特性研究D.20087颜鸣皋，吴学仁，朱知寿.航空材料技术的发展现状与发展J.航空制造技术，2003（12）.8王恩青，张斌.复合材料在航空航天中的发展现状和未来展望J.科技信息，2011（33）.9刘久站，蔡安，张晓静，李旺波.中国民用飞机航空材料和材料标准体系研究探究J.航空制造技术，2012（12）.10曹春晓.一代材料技术，一代大型飞机M.航空学报，2008,29（3）.高温钛合金在航空发动机的应用摘要：综述了航空发动机用高温钛合金材料体系的发展状况。简述英、美、俄等国的高温钛合金研究与应用情况及发展趋势。介绍国内自主研制、使用温度在 550-650范围内的三种钛合金新材料及发动机的发展情况。根据国内外研究现状分析，展望国内外高温钛合金未来发展趋势。关键词：高温钛合金、航空发动机、TC11、Ti55、Ti60引言：提高航空发动机的推重比对飞机的飞行速度和灵活性具有重要意义，而减轻重量是提高航空发动机推重比的最主要途径，这不仅要依靠先进的气动设计和结构设计，而且还要靠大量的新材料和先进工艺来支撑。钛合金具有高的比强度和良好的耐腐蚀性能，是航空发动机中用量最多的材料之一，对提高航空发动机的性能具有举足轻重的作用高性能航空发动机的发展需求牵引着高温钛合金的发展。1、高温钛合金的发展在航空发动机上，高温钛合金主要用于制造压气机和风扇的盘件、叶片和机匣等零件，代替钢或高温合金，可以较明显地减轻发动机的重量，从而提高了发动机的推重比。下面简述各国开发的主要高温钛合金的情况。美国于1954年研制成功的钛合金Ti-6Al-4V，奠定了高温钛合金发展的基础，由于兼有两相特征，因此作为高温结构材料得到了广泛的应用。但随着使用条件的提高，Ti-64合金满足不了需要，主要有：耐热性不够好、淬透性不理想、冷加工性较差、制备工艺复杂等。在20世纪60年代，开始了Mo含量较高的Ti-6246和Ti-6242，将钛合金的使用温度提高到了450500。Ti-6242合金作为耐高温材料广泛应用于大型运输机的涡轮喷气发动机上。20世纪70年代，美国活性金属公司通过添加Si元素，开发了使用温度超过500的Ti-6242S合金，Si的加入提高了合金的蠕变性能，其组织是转变基体加等轴相，通常相的比例在80%以上。采用细化晶粒控制针状组织的方法，实现合金疲劳强度和端变强度兼顾，使之在565下具有高强度、高刚度、抗蠕变和好的热稳定性，广泛应用十涡轮发动机部件。20世纪80年代初，通过调整A1、Sn、Mo和Si 元素的含量，使其使用温度达到600。合金对杂质元素O和Fe含量的控制十分严格，要求w(O)0.07%，w(Fe)0.02%，其特点是具有较低的韧性和较大的疲劳裂纹扩展速率，据了解Ti-1100合金已用于制造莱康明公司T552712改型发动机的高压压气机轮盘和低压涡轮叫片等零件。英国开发钛合金的指导思想与美国不同，以相固溶强化作为提高蠕变强度的主要手段，侧重于研究以提高蠕变强度为目标的近型钛合金。20世纪50年代中期研制IMI550合金成功，确立了开发高温钛合金的基础技术。60年代，为提高蠕变强度，开发了IMI679和IMI685合金。这些合金在英国Rolls-Royce公司制造的多种发动机上得到广泛应用。20世纪7080年代，英国研究开发了以改善疲劳强度为主的IMI829和IMI834合金，其中成分不但使合金的抗氧化能力和蠕变性能大大提高，而且有效地细化了宏观和微观组织，工作温度可望达到近600。俄罗斯早期研发的高温钛合金(如BT3-1)是含有共析型元素Cr和Fe的Ti-Al-Mo-Cr-Fe-Si系合金，能有效强化和相，并能提高中温强度和热强性。为提高耐热性，研发了BT8、BT9和BT18合金，这些合金均不含有共析型元素，因而合金的热强性能和工作寿命均有所提高。于20世纪70年代研发的高温钛合金中加入了1%的W，合金有更好的热稳定性和更高的热强性能。80年代，在原有合金成分基础上，改进和研发了BT18y、BT25y、BT8-1和BT8M-1等合金，除BT25y合金含有W元素外，其他合金只含有Al、Sn、Zr等稳定元素和部分Mo、Nb等稳定元素，以及微量的Si。这些经改进的合金较原合金均有更好的综合性能，并延长了使用寿命。我国钛合金的发展借鉴了别过对钛研究的做法，也加入了自己的元素，我国研究开发的高温钛合金主要有TC6，是仿制俄罗斯的BT3-1，属马氏体型+型钛合金。合金中含有稳定元素Al、同晶型稳定元素Mo和共晶型稳定元素Cr、 Fe和Si、稳定系数为0.6。该合金具有较高的室温强度，比Ti-6Al-4V高85 MPa，具有良好的热强性能，兼具优良的热加工性能。能在400以下长时间工作6000 h以上，和在450下工作2000 h，适宜制造航空发动机压气机盘和叶片以及飞机的框、接头等承力件。TC11钛合金是一种综合性能良好的+型钛合金，成分为Ti-6Al-2.5Mo-1.5Cr-0.5Fe-0.3Si，铝当量为3.5，钼当量为7.3。在500下有优异的热强性能，且具有较高室温强度。该合金还具有良好的热加工工艺性，可以进行焊接和各种方式的机加工。TC11钛合金主要用于制造航空发动机的压器盘、叶片、鼓筒等零件。该合金的最高长期工作温度为500，生产的半成品有棒材、锻件、模锻件和铸件等。Ti-55钛合金的质量分数是Ti-5.5A1-4Sn-2Zr-1Mo-0.25Si-1Nd，是我国自行设计研制的一种近型耐热钛合金。该合金通过添加适量稀土元素Nd，细化了合金组织、提高了合金抗氧化能力。稀土元素在合金中的内氧化，使合金基体中的氧含量降低并促使基体中的锡原子向稀土氧化物转移，抑制了Ti3X相的析出。同时，稀土氧化形或的稀土氧化物颗粒作为合金形核的弥散质点及其稀土氧化物颗粒周围所形成的位错亚结构对合金起到强化作用，使该合金在使用温度下具有满意的热强性和热稳定性的最佳匹配。该合金长时间工作温度可达550，因此，某些场合被称为Ti-55钛合金，主要用于航空发动机高压段的压气机盘、鼓筒和叶片等零件。实际上Ti55是在TA12A基础上改进的一种适用于航天600短时使用的钛合金合金成分在TA12A成分范围内，但适当降低Al含量，提高 Mo 含量，使材料工艺塑性得到改善，满足设计要求。Ti60是世纪80年代末开始研制，其后又经过优化的近型高温钛合金，设计使 用温度为600，合金电子浓度设计值为2.14-2.15，超过Ti3X相形成的特征电子浓度2.12，允许有少量2相析出以满足 600 蠕变和持久性能要求，同时保证热稳定性满足设计要求。合金相组成为相、少量相、2相和硅化物，主要设计用途是飞机发动机叶片、盘、鼓筒等零部件。Ti60 合金研制初期，拟用其制作的发动机叶片和盘采用的是由榫槽-榫头连接的分离设计。压气机盘承受载荷较大，主要强调蠕变和低周疲劳性能；而叶片受离心力和振动载荷作用，主要强调热稳定性和高周疲劳性能。据此设计需求，早期的Ti60合金采用盘件和叶片分别优化的办法，即盘锻件采用锻造，获得蠕变、持久、断裂韧度和疲劳裂纹抗力有优势的网篮状组织，但这种组织的热稳定性较差；而叶片采用细小双态组织，以获得高热稳定性和高周疲劳性能。2、高温钛合金使用温度高温钛合金主要用于制造航空发动机压气机叶片、盘和机匣等零件，这些零件要求材料在高温工作条件下(300-600)具有较高的比强度、高温蠕变抗力、疲劳强度、持久强度和组织稳定性。随着航空发动机推重比的提高，高压压气机出口温度升高导致高温钛合金叶片和盘的工作温度不断升高。经过几十年的发展，固溶强化型的高温钛合金最高工作温度由350提高到了600。我国在航空发动机上使用的工作温度在400以下的高温钛合金主要有TC4和TC6，应用于发动机工作温度较低的风扇叶片和压气机第1、2级叶片。500左右工作的高温钛合金有TC11、TA15和TA7合金，其中TC11是我国目前航空发动机上用量最大的钛合金，大量应用于我国 WP13、WP14、WS11等第2代航空发动机的高压压气机叶片和盘。单纯采用固溶强化的钛合金难以满足600以上温度环境对蠕变抗力和强度的要求。有序强化的钛-铝系金属间化合物因其高比强度、比刚度、高蠕变抗力、优异的抗氧化和阻燃性能，而成为600以上温度非常有使用潜力的候选材料，其中Ti3Al基合金长期工作温度在650左右，而TiAl基合金工作温度可760-800。2、 航空发动机的应用当航空发动机的推重比从4-6提高到8-10，压气机出口温度相应的从200-300增加到500-600时，原来铝制造的低压压气机机盘和叶片就必须改用钛合金。在航空发动机领域国外已公开报道了TiAl零部件完成了地面装机试验，试验结果非常理想。这些TiAl合金航空发动机零件的试验成功极大地增强了发动机设计人员的信心，为TiAl合金在航空发动机上的应用奠定了技术基础。由于TiAl合金具有高比模量高蠕变抗力和抗燃烧的特点，其在航空发动机最佳的应用部位是高压压气机叶片和低压涡轮叶片，采用TiAl合金制造叶片不仅可直接降低叶片零件的质量，而且可以显著降低轮盘的载荷，从而可实现系统的减质量效果。GE公司为波音787客机研制的GEnx发动机低压涡轮第6，7 级叶片采用了铸造 TiAl合金叶片，取代镍基高温合金实现减少质量达72.5KG，这是TiAl合金首次应用于航空发动机，而且民用航空发动机，证明TiAl合金在航空发动机上应用的良好前景。3、高温钛合金发展趋势目前，在航空发动机上应用的传统高温钛合金的最高温度已经无法满足设计需要，虽已在研制新型高温钛合金的路上，但是蠕变抗力和高温抗氧化性的急剧下降两方面需要进行考虑。研制新型高温钛合金，对现在高温钛合金的成分进行调整，改进加工工艺；朝着合金多元化的方向发展，某一些元素有不同的工艺效果。我国研制含有稀土元素的高温钛合金，其各方面性能良好，会进行进一步研究。参考文献1 金和喜，魏克湘，李建明，等.航空钛合金研究进展J.中国有色金属学报，2015，25（2）：280-230.2 蔡建明，李臻熙，冯济民，等.航空发动机用600高温钛合金的研究与发展J.材料导报，2005，19(1):50-53.3 黄旭，李臻熙，黄浩.高推重比航空发动机用新型高温钛合金研究进展J.中国材料进展，2011，30（6）：21-27.4 黄旭，李臻熙，高帆，等.航空发动机用新型高温钛合金研究进展J.先进高温材料，2014，（7）：70-75.5 蔡建明，李臻熙，冯济民，等.航空发动机用600高温钛合金的研究与发展J.材料导报，2005，19(1):50-53.6 魏寿庸，何瑜，王清江，等.俄航空发动机用高温钛合金发展综述J.航空发动机，2005，31(1): 52-587 毛小南，赵永庆，杨冠军.国外航空发动机用钛合金的发展现状J.稀有金属快报， 2007，26（5).8 赵永庆，奚正平，曲恒磊.我国航空用钛合金研料研究现状J.航空材料学报，2003，23:215.9 许国栋，王凤娥.高温钛合金的发展和应用J.稀有金属，2008，32（6）：774-778.10曹春晓.航空用钛合金的发展概况J.航空科学技术，2005，(4):3-6.11赵永庆 高温钛合金研究J.钛工业进展，2001 ，(1):33-3912魏寿庸，何瑜，王青江，等.俄航空发动机用高温钛合金发展综述J.航空 发动机，2005，31（1）：52-58.13王清江，刘建荣，杨锐.高温钛合金的现状与前景J.航空材料学报，2014，34（4）：1-26.碳/碳复合材料高温抗氧化的研究进展摘要：在航空航天技术中，碳/碳复合材料优越性随后研究出来，成为不可限量的材料。但是达到一定温度开始剧烈氧化，所以国内外近几年来碳/碳复合材料抗氧化涂层的研究新进展,并从碳/碳复合材料的氧化机理、抗氧化涂层的基本条件以及抗氧化涂层类型等方面重点介绍了抗氧化涂层技术。并指出了目前关于抗氧化涂层技术研究现状和展望研究方向。关键词：碳碳复合材料、高温抗氧化、研究现状引言：C/C 复合材料具有耐高温、低密度、高比强度、高比模量、抗热震、耐腐蚀、摩擦性能好、吸振振性好和热膨胀系数小等一系列优异性能。其密度低作为航空航天材料这点很重要，碳/碳复合材料的密度仅为1.82.0g，比树脂基和陶瓷基复合材料还要低，约为金属基复合材料的。其次碳/碳复合材料的热膨胀系数很低，只有金属材料的，在各种温度条件下具有理想的尺寸稳定性和导热性。在高温下具有较高的强度，而且其结构强度随着温度的升高(直到2000左右)而增大。由于其密度低，因此它具有很高的比强度。良好的抗热振性和化学稳定性。碳/碳复合材料由于导热系数高和热膨胀系数低而具有良好的抗热振性，能耐剧烈的温度变化。加之结构致密，故在500时无明显氧化，在800时才开始缓慢地氧化，直到1000时才开始剧烈地氧化，这点限制碳/碳复合材料的应用，所以必须进行抗氧化保护。目前碳/碳复合材料的抗氧化设计思路有两种：(基体改性技术。(抗氧化涂层技术。由于基体改性技术防氧化效果十分有限,一般只能在1 000以下,而且寿命不长,再者会因为基体中引入盐类或陶瓷、金属类颗粒使碳/碳复合材料力学性能和热学性能下降。因此,高温抗氧化涂层技术的研究成为热点。近几年国内外学者在碳/碳复合材料高温抗氧化涂层技术领域的研究进展进行评述。1、碳/碳复合材料的氧化机理C/C在空气中使用时，极易发生氧化反应：，即使在非常低的氧化分压下，上面反应有很大的力量。Walker等人将C/C的氧化分为三个区：低于600时，氧化过程由氧气与复合材料表面活性点的化学反应控制。在600-800范围内，碳纤维/均质碳基体复合材料的氧化速度比热解石墨和末增强的均质碳都要快，原因是纤维/基体界面存在大量的边界点和孔隙而处于高能状态，因而成为优先氧化区域。随后氧化的区域依次是层间、非均质碳基体、均质碳基体、纤维轴向表面、纤维末端，最后是纤维芯。高于转变温度时,氧通过碳材料的表面边界层的扩散。2、碳/碳抗氧化常用方法2.1C/C改性抗氧化通过对C/C改性来提高抗氧化性能，改性的方法有纤维改性和基体改性两种。纤维改性是在纤维表面制备各种涂层，在纤维表面制备涂层不仅能防止纤维的氧化，而且能改变纤维/基体界面特性，提高C/C首先氧化的界面区域的抗氧化能力。纤维改性的缺点是：降低了纤维本身的强度，不利于纤维的编织，抗氧化寿命有限。因基体改性是改变基体的组成以提高基体的抗氧化能力，所以基体改性是C/C改性的主要手段。基体改性有液相氧化(LPO)、固相复合、液相浸渍(LPI)和化学气相渗透(CVI)四种方法。利用液相对C/C进行氧化，不仅能降低基体碳氧化的活性源，使基体得到钝化，还能在基体碳表面形成石墨氧化物层。虽然工艺简单，但该C/C只能在600以下使用，因为高温F表面的官能团(-C-OH、-CO2H和-C=O)将会消失。固相复合是将抗氧化剂(如Si、Ti、B、BC、SiC、TiB2和ZrB2 、 MoSi2等)以固相颗粒的形式引入C/C 基体，在氧化过程中能形成玻璃的抗氧化剂称为玻璃形成剂，其作用是对碳基体进行部分封填；不能形成玻璃的抗氧化剂称为聚氧剂，其作用是吸收扩散入碳基体中的氧。抗氧化剂是在浸渍碳化过程中以颗粒填料的形式掺入树脂或沥青而引入C/C 基体。液相浸渍是在制备结束后将抗氧化剂以先驱体的形式引入C/C基体，通过加热转化得到抗氧化剂，抗氧化剂可能是氧化物玻璃或非氧化物。在C/C制备的致密化阶段用CVI引入部分陶瓷基体(SiC），可以显着提高C/C的抗氧化性能。SiC含量增加，C/C一SiC的剪切强度和抗氧化性能提高，韧性和使用温度下降。2.2C/C的涂层抗氧化在更高温度下(超过1000)工作的C/C必须依靠涂层防氧化，因此涂层是C/C最有效的防氧化手段。制备C/C防氧化涂层必须同时考虑涂层挥发、涂层缺陷、涂层与基体的界面结合强度、界面物理和化学相容性、氧扩散、碳逸出等诸多基本问题，正是这些基本问题决定了涂层一般都具有两层以上的复合结构。首先，涂层必须具有低的氧渗透率和尽可能少的缺陷，以便有效阻止氧扩散。其次，涂层必须具有低的挥发速度，以防止高速气流引起的过量冲蚀。再次，涂层与基体必须具有足够的结合强度，以防止热震环境引起的剥落。涂层还必须有效阻止碳的扩散逸出，以防止碳热还原反应对最外层氧化物的破坏。最后，涂层中的各种界面都必须具有良好的界面物理和化学相容性，以减小热膨胀失配引起的裂纹和防止界面扩散和界面反应。目前为止，已经研制涂层体系主要有单一涂层和复合涂层，复合涂层因各层之间能够相互协调、相互弥补，更能满足抗氧化的要求，因此近些年来，研究的重点主要集中在复合涂层领域，以便获得更好复合涂层。双层复合涂层是最简单的复合涂层，一般以SiC为内涂层，称为阻挡层，给氧的扩散提供障碍，以耐火氧化物、高温玻璃或高温合金为外层，称为封填层，利用其良好的高温自愈合性来愈合由于涂层和C/C复合材料热膨胀系数不匹配产生的裂纹。目前使用最多的体系是SiC/SiO2涂层，并且又发展了改性硼酸盐玻璃、硅酸盐玻璃、磷酸盐玻璃及复合玻璃涂层体系,以SiC为内涂层，以掺加 MoSi2的硼硅酸盐玻璃为外涂层的双层复合涂层，能够在1300的静态空气中保持较好的稳定性。以陶瓷相ZrO2、SiC等为阻挡层的复合涂层，能在1100-1500范围内对C/C复合材料发挥有效的保护作用。多层复合涂层在高温条件下不易产生裂纹，对基体性能好。在1800以上短时间(2h左右)工作的涂层是由HfB2、ZrB2等硼化物与SiC组成的复合涂层。1800以上长寿命防氧化涂层有两种设想的涂层结构。第一种是高熔点氧化物/SiO2玻璃/高熔点氧化物/碳化物。外层氧化物防止腐蚀和冲蚀；SiO2玻璃封填裂纹和阻止氧扩散；碳化物保证C/C与氧化物的化学相容性；内层氧化物提高碳化物与玻璃的化学相容性。制备这种涂层的主要难点是发展满足各层之间化学相容的制备工艺和协调各层之间的热膨胀匹配关系。第二种种是Rh/Ir/碳化物。Rh是阻止氧扩散能力很强的氧阻挡层；Ir是Rh与碳化物的隔离层；碳化物是Ir与C/C的隔离层。制备这种涂层的成本非常高，工艺条件也