本发明属于复合材料构件制造技术领域，提供一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，实现大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件一体化制造，其中，所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，编织纤维预制体时需要对筋条宽度进行加宽设计，其中，当筋条展平后与水平线呈锐角时，加宽宽度为筋条左下角棱边和右上角棱边的水平宽度；当筋条展平后与水平线呈钝角时，加宽宽度为左上角棱边和右下角棱边的水平宽度。本发明实现500mm以上变曲率加筋构件一体化设计与制备，为我国新一代临近空间飞行器研制奠定材料基础。
1.一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，包括：
依据复合材料变曲率加筋构件数模，设计制备SiC纤维预制体；定形石墨模具设计与加工；将SiC纤维预制体装入定形石墨模具进行模压定形；脱模；SiC纤维预制体界面层制备；
浸渍碳化硅先驱体溶液，放入定形石墨模具热模压；高温裂解；脱模；控形石墨模具设计与加工；近净尺寸加工；浸渍碳化硅先驱体溶液；放入控形石墨模具并高温裂解；完成致密化；
其中，所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，编织纤维预制体时需要对筋条宽度进行加宽设计，其中，当筋条展平后与水平线呈锐角时，加宽宽度为筋条左下角棱边和右上角棱边的水平宽度；当筋条展平后与水平线呈钝角时，加宽宽度为左上角棱边和右下角棱边的水平宽度；
所述定形石墨模具包括芯模(111)、上模(112)，
其中上模(112)的下表面形态与上型面上表面一致，芯模(111)的上表面形态与下型面下表面一致，上模(112)和芯模(111)分别从上下方向将上型面定位，在上模(112)与纤维预制体贴和面一侧加工与设计的纤维预制体筋条尺寸一致的筋条槽(113)，用于筋条的变曲率定形；
所述控形石墨模具包括芯模(221)、上模(222)，其中上模(222)的下表面形态与加工后构件的上型面上表面一致，芯模(221)的上表面形态与下型面下表面一致，上模(222)和芯模(221)分别从上下方向将上型面定位，在上模(222)与构件体贴和面一侧加工与近净尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件筋条尺寸一致的筋条槽(223)，用于筋条的控形。
2.如权利要求1所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，具体包括以下步骤：步骤1、依据变曲率加筋构件数模，设计并编织SiC纤维预制体(1)；
步骤2、依据步骤1中得到的SiC纤维预制体(1)设计加工SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具(2)；
步骤3、将步骤1中的SiC纤维预制体(1)装入步骤2中的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具(2)后放入压机平台进行模压定形，然后一并放入真空热处理炉中，800℃真空条件下处理0.5h，除去SiC纤维预制体(1)表面上浆剂，脱模后得到定形后的SiC纤维预制体(3)；
步骤4、将步骤3中的定形后的SiC纤维预制体(3)放入气相沉积炉中沉积热解碳界面层或氮化硼界面层中的一种，得到沉积界面层的SiC纤维预制体(4)；
步骤5、配置碳化硅陶瓷先驱体溶液(5)，以二甲苯为溶剂，以固态聚碳硅烷为SiC陶瓷前驱体，将两者以质量比1:1～1:3混合后充分搅拌至固态聚碳硅完全溶解，得到碳化硅陶瓷先驱体溶液(5)；
步骤6、将步骤4中得到的沉积界面层的SiC纤维预制体(4)放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在压差作用下吸入步骤5中得到的碳化硅陶瓷先驱体溶液(5)，将沉积界面层的SiC纤维预制体(4)浸渍24～36h后得到浸渍碳化硅先驱体溶液的SiC纤维预制体(6)；
步骤7、将步骤6中得到的浸渍碳化硅先驱体溶液的SiC纤维预制体(6)放入步骤2得到的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具(2)中后进行热模压，压力4MPa，温度210℃，时间0.5～2h，得到热模压后含石墨模具的SiC纤维预制体(7)；
步骤8、将步骤7中得到的含石墨模具的SiC纤维预制体(7)放入高温裂解炉中高温裂解，裂解温度1000℃～1350℃，时间0.5～2h，得到首次裂解后的含石墨模具的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(8)；
步骤9、将步骤8中得到的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(8)放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在真空压差作用下吸入步骤5中的碳化硅陶瓷先驱体溶液(5)；将多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(8)浸渍24～36h，得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(9)；
步骤10、将步骤9中得到的浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(9)放入真空裂解炉中高温裂解，裂解温度1000℃～1350℃；时间0.5～2h；
步骤11、重复步骤9和步骤10至4～5循环后脱去定形石墨模具，得到多孔的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(10)；
步骤12、根据变曲率加筋构件在机床上难以准确定位的难题，设计并加工用于辅助加工的控形石墨模具(11)；对步骤11中的多孔的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(10)进行近净尺寸加工，得到近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(12)；用于辅助加工的控形石墨模具(11)用于近净尺寸构件后期致密化过程中的控形；
步骤13、将步骤12中得到的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(12)进行清洗、干燥烘干后称重，并放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在真空压差作用下吸入步骤5中得到的碳化硅陶瓷先驱体溶液(5)；将近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(12)浸渍12～24h后得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(13)；
步骤14、将步骤13得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(13)放入步骤
12中得到的用于辅助加工的控形石墨模具(11)中后一并放入高温裂解炉中裂解，裂解温度
1000℃～1350℃，时间0.5～2h，裂解后脱去用于辅助加工的控形石墨模具(11)并称重；
步骤15、重复步骤13和14至多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件的增重率<1％时，完成其致密化，得到致密的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(14)；
步骤16、将步骤15得到的致密的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件(14)放入SiC气相沉积炉中沉积SiC涂层，以三氯甲基硅烷‑氢气‑氩气为沉积体系，三者质量比为
1：5：5，沉积温度1000℃～1200℃，压力500～2000Pa，沉积时间36h～72h，SiC涂层沉积厚度
0.05～0.1mm，得到净尺寸的SiC/SiC变曲率加筋构件。
3.如权利要求2所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，所述的SiC纤维预制体(1)的连续碳化硅纤维为二代或三代碳化硅纤维中的一种，其中二代SiC纤维的氧含量<0.8wt％,三代SiC纤维的氧含量<0.5wt％；SiC纤维预制体结构为
4.如权利要求3所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，自由状态时纤维预制体的厚度与构件的设计厚度正误差不大于10％；纤维预制体自由状态下的厚度最大不超过3.3mm；筋条高度与设计高度正误差不大于10％。
5.如权利要求2所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，所述的高温裂解温度，采用二代SiC纤维预制体时裂解温度为1000℃～1250℃，采用三代SiC纤维预制体时，裂解温度为1000℃～1350℃。
6.如权利要求1所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，在上模(112)和芯模(111)的型面上设有上模和芯模石墨定位销用通孔(114)和C/C紧锁螺栓、螺母用通孔(115)。
7.如权利要求1所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，在上模和芯模的型面处和筋条处设有开孔(116)，开孔大小直径3‑5mm，孔间距10‑
8.如权利要求7所述的一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，其特征在于，在上模(222)和芯模(221)的形面上设有上模和芯模石墨定位销用通孔(224)和C/C紧锁螺栓、螺母用通孔(225)。
一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法
技术领域
[0001] 本发明属于复合材料构件制造技术领域，具体涉及一种连续碳化硅纤维增强碳化硅基复合材料变曲率加筋构件制备方法。
背景技术
[0002] 随着新一代临近空间飞行器飞行马赫数的不断增加，对临近空间飞行器的发动机周边部位构件的耐温能力提出更高要求，由于处于发动机气流直接冲刷区域，构件的热面温度在1000℃以上，已接近高温合金材料的使用上限，长时使用会出现变形、烧蚀和裂纹等情况，导致结构破坏或者失效。同时由于高温合金密度较大，不利于新一代临近空间飞行器对高续航能力要求的不断提升，材料构件的减重也是新一代临近空间飞行器设计的关键指标，迫切需要新的材料体系满足我国新一代临近空间飞行器对1000℃以上长时耐高温热端部件的需求。
[0003] 连续碳化硅纤维增强碳化硅(SiC/SiC)复合材料由于其耐高温、抗氧化、高比强、高比模等一系列优点，是替代高温合金作为临近空间飞行器主、次承力结构最有潜力的热端材料之一。近十年来，随着国产耐1200℃以上连续碳化硅纤维逐步实现工程化，我国SiC/SiC复合材料的研制与工程化应用研究开始进入快车道。SiC/SiC复合材料构件的研制与考核逐步从尺寸相对偏小的发动机热端构件扩展到尺寸相对较大的临近空间飞行器热端构件领域。该类构件的特征是尺寸大(>500mm)、结构复杂(变曲率加筋)和壁薄(<3mm)等特点,并且对尺寸和型面精度要求高。目前，国内尚未该类尺寸构件制备技术发明专利。与传统的高温合金的制备、成型和加工方式不同，大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备中涉及的SiC纤维预制体设计、构件成形、加工、致密化控形等技术是SiC/SiC复合材料在临近空间飞行器热端部件领域应用研究中必须解决的一系列关键技术问题。
[0004] 目前我国SiC/SiC复合材料构件研制与应用考核多集中于发动机高温热端构件领域，尺寸普遍在20～500mm之间，对于500mm以上的SiC/SiC复合材料构件研制与应用考核相对较少，针对大尺寸变曲率加筋构件的研制尚属空白，缺乏复合材料一体化成型制备中所需要的纤维预制体结构设计、成形、加工与控形技术研究。
发明内容
[0005] 发明目的
[0006] 提供一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，实现大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件一体化制造。
[0007] 技术方案
[0008] 一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，包括：
[0009] 依据复合材料变曲率加筋构件数模，设计制备SiC纤维预制体；定形石墨模具设计与加工；SiC纤维预制体界面层制备；基体致密化；构件加工和后期致密化控形用石墨模具设计与加工；SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件后期致密化及化学气相沉积SiC涂层；
[0010] 其中，所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，编织纤维预制体时需要对筋条宽度进行加宽设计，其中，当筋条展平后与水平线呈锐角时，加宽宽度为筋条左下角棱边和右上角棱边的水平宽度；当筋条展平后与水平线呈钝角时，加宽宽度为左上角棱边和右下角棱边的水平宽度。
[0011] 具体包括以下步骤：
[0012] 步骤1、依据变曲率加筋构件数模，设计并编织SiC纤维预制体1；
[0013] 步骤2、依据步骤1中得到的SiC纤维预制体1设计加工SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具2；
[0014] 步骤3、将步骤1中的SiC纤维预制体1装入步骤2中的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具2后放入压机平台进行模压定形，然后一并放入真空热处理炉中，800℃真空条件下处理0.5h，除去SiC纤维预制体1表面上浆剂，脱模后得到定形后的SiC纤维预制体3；
[0015] 步骤4、将步骤3中的定形后的SiC纤维预制体3放入气相沉积炉中沉积热解碳界面层或氮化硼界面层中的一种，得到沉积界面层的SiC纤维预制体4；
[0016] 步骤5、配置碳化硅陶瓷先驱体溶液5，以二甲苯为溶剂，以固态聚碳硅烷为SiC陶瓷前驱体，将两者以质量比1:1～1:3混合后充分搅拌至固态聚碳硅完全溶解，得到碳化硅陶瓷先驱体溶液5；
[0017] 步骤6、将步骤4中得到的沉积界面层的SiC纤维预制体4放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在压差作用下吸入步骤5中得到的碳化硅陶瓷先驱体溶液5，将沉积界面层的SiC纤维预制体4浸渍24～36h后得到浸渍碳化硅先驱体溶液的SiC纤维预制体6；
[0018] 步骤7、将步骤6中得到的浸渍碳化硅先驱体溶液的SiC纤维预制体6放入步骤2得到的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具2中后进行热模压，压力4MPa，温度210℃，时间0.5～2h，得到热模压后含石墨模具的SiC纤维预制体7；
[0019] 步骤8、将步骤7中得到的含石墨模具的SiC纤维预制体7放入高温裂解炉中高温裂解，裂解温度1000℃～1350℃，时间0.5～2h，得到首次裂解后的含石墨模具的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件8；
[0020] 步骤9、将步骤8中得到的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件8放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在真空压差作用下吸入步骤5中的碳化硅陶瓷先驱体溶液5；将多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件8浸渍24～36h，得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件9；
[0021] 步骤10、将步骤9中得到的浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件9放入真空解炉中裂解炉中高温裂解，裂解温度1000℃～1350℃；时间0.5～2h；
[0022] 步骤11、重复步骤9和步骤10至4～5循环后脱去定形石墨模具，得到多孔的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件10；
[0023] 步骤12、根据变曲率加筋构件在机床上难以准确定位的难题，设计并加工用于辅助加工的控形石墨模具11；对步骤11中的多孔的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件10进行近净尺寸加工，得到近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件12；用于辅助加工的控形石墨模具11用于近净尺寸构件后期致密化过程中的控形；
[0024] 步骤13、将步骤12中得到的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件12进行清洗、干燥烘干后称重，并放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在真空压差作用下吸入步骤5中得到的碳化硅陶瓷先驱体溶液5；将近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件12浸渍12～24h后得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件13；
[0025] 步骤14、将步骤13得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件13放入步骤12中得到的用于辅助加工的控形石墨模具11中后一并放入高温裂解炉中裂解，裂解温度1000℃～1350℃，时间0.5～2h，裂解后脱去用于辅助加工的控形石墨模具11并称重；
[0026] 步骤15、重复步骤13和14至多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件的增重率<1％时，完成其致密化，得到致密的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件14；
[0027] 步骤16、将步骤15得到的致密的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件14放入SiC气相沉积炉中沉积SiC涂层，以三氯甲基硅烷‑氢气‑氩气为沉积体系，三者质量比为1：5：5，沉积温度1000℃～1200℃，压力500～2000Pa，沉积时间36h～72h，SiC涂层沉积厚度0.05～0.1mm，得到净尺寸的SiC/SiC变曲率加筋构件。
[0028] 所述的SiC纤维预制体1的连续碳化硅纤维为二代或三代碳化硅纤维中的一种，其中二代SiC纤维的氧含量<0.8wt％,三代SiC纤维的氧含量<0.5wt％。SiC纤维预制体结构为2.5D编织结构，纤维体积分数为35％～45％。
[0029] 自由状态时纤维预制体的厚度误差与构件的设计厚度正误差不大于10％；纤维预制体自由状态下的厚度最大不超过3.3mm；筋条高度误差与设计高度正误差不大于10％。
[0030] 所述的高温裂解温度，采用二代SiC纤维预制体时裂解温度为1000℃～1250℃，采用三代SiC纤维预制体时，裂解温度为1000℃～1350℃。
[0031] 所述定形石墨模具包括芯模111、上模112，
[0032] 其中上模112的下表面形态与上型面上表面一致，芯模111的上表面形态与下型面下表面一致，上模112和芯模111分别从上下方向将上型面定位，在上模112与纤维预制体贴和面一侧加工与设计的纤维预制体筋条尺寸一致的筋条槽113，用于筋条的变曲率定形。
[0033] 在上模112和芯模111的型面上设有上模和芯模石墨定位销用通孔114和C/C紧锁螺栓、螺母用通孔115。
[0034] 在上模和芯模的型面处和筋条处设有开孔116，开孔大小直径3‑5mm，孔间距10‑20mm，开孔位置对应变曲率型面和筋条棱处。
[0035] 所述控形石墨模具包括芯模221、上模222，其中上模222的下表面形态与加工后构件的上型面上表面一致，芯模221的上表面形态与下形面下表面一致，上模222和芯模221分别从上下方向将上型面定位，在上模222与构件体贴和面一侧加工与近净尺寸的筋条槽223，用于筋条的控形。
[0036] 在上模112和芯模111的形面上设有上模和芯模石墨定位销用通孔224和C/C紧锁螺栓、螺母用通孔225。
[0037] 有益效果
[0038] (1)采用整体编织的2.5D碳化硅纤维预制体结构和定形石墨模具实现变曲率加筋构件的整体成型和初步致密化。
[0039] (2)采用控形石墨模具和化学气相沉积工艺实现了SiC/SiC变曲率加筋构件加工、致密化和涂层一体化制造，近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件在升温‑裂解过程中主要受控形石墨热传导方式加热，避免了构件在高温裂解条件下的扭曲与变形。
[0040] (3)本发明制得的大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件较好地满足了临近空间飞行器热端构件对大尺寸连续纤维增强陶瓷基复合材料变曲率加筋构件的需求，在临近空间飞行器热端构件领域具有广阔的应用前景。
附图说明
[0041] 图1为本发明方法流程示意图。
[0042] 图2为本发明SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形模具工装示意图。
[0043] 图3为本发明SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件加工及控形模具工装示意图。
具体实施方式
[0044] 以下结合附图1‑3对本发明的技术方案进行详细的描述，以使本领域技术人员能够更加清楚地理解本发明，但并不因此限制本发明的保护范围。
[0045] 一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，依据复合材料变曲率加筋构件数模，设计制备SiC纤维预制体，定形石墨模具设计与加工，SiC纤维预制体界面层制备、基体致密化、构件加工和后期致密化控形用石墨模具设计与加工、SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件后期致密化及化学气相沉积SiC涂层，具体包括以下步骤：
[0046] (1)依据变曲率加筋构件数模，设计并编织SiC纤维预制体1；
[0047] (2)依据步骤1中得到的SiC纤维预制体1设计加工SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具2；
[0048] (3)将步骤1中的SiC纤维预制体1装入步骤2中的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具2后放入压机平台进行模压定形，然后一并放入真空热处理炉中，800℃真空条件下处理0.5h，除去SiC纤维预制体1表面上浆剂，脱模后得到定形后的SiC纤维预制体3；
[0049] (4)将步骤3中的定形后的SiC纤维预制体3放入气相沉积炉中沉积热解碳界面层或氮化硼界面层中的一种，得到沉积界面层的SiC纤维预制体4；
[0050] (5)配置碳化硅陶瓷先驱体溶液5，以二甲苯为溶剂，以固态聚碳硅烷为SiC陶瓷前驱体，将两者以质量比1:1～1:3混合后充分搅拌至固态聚碳硅完全溶解，得到碳化硅陶瓷先驱体溶液5；
[0051] (6)将步骤4中得到的沉积界面层的SiC纤维预制体4放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在压差作用下吸入步骤5中得到的碳化硅陶瓷先驱体溶液5，将沉积界面层的SiC纤维预制体4浸渍24～36h后得到浸渍碳化硅先驱体溶液的SiC纤维预制体6；
[0052] (7)将步骤6中得到的浸渍碳化硅先驱体溶液的SiC纤维预制体6放入步骤2得到SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件定形石墨模具2中后进行热模压，压力4MPa，温度210℃，时间0.5～2h，得到热模压后含石墨模具的SiC纤维预制体7；
[0053] (8)将步骤7中得到的含石墨模具的SiC纤维预制体7放入高温裂解炉中高温裂解，裂解温度1000℃～1350℃，时间0.5～2h，得到首次裂解后的含石墨模具的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件8；
[0054] (9)将步骤8中得到的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件8放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在真空压差作用下吸入步骤5中的碳化硅陶瓷先驱体溶液5；将多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件8浸渍24～36h，得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件9；
[0055] (10)将步骤9中得到的浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件9放入真空解炉中裂解炉中高温裂解，裂解温度1000℃～1350℃；时间0.5～2h；
[0056] (11)重复步骤9和步骤10至4～5循环后脱去定形石墨模具，得到多孔的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件10；
[0057] (12)根据变曲率加筋构件在机床上难以准确定位的难题，设计并加工用于辅助加工的控形石墨模具11；对步骤11中的多孔的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件10进行近净尺寸加工，得到近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件12；用于辅助加工的控形石墨模具11另外一个作用是用于近净尺寸构件后期致密化过程中的控形；
[0058] (13)将步骤12中得到的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件12进行清洗、干燥烘干后称重，并放入真空浸渍釜中抽真空，待真空压力小于100Pa时，在真空压差作用下吸入步骤5中得到的碳化硅陶瓷先驱体溶液5；将近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件12浸渍12～24h后得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件13；
[0059] (14)将步骤13得到浸渍后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件13放入步骤12中得到的控形模具11中后一并放入高温裂解炉中裂解，裂解温度1000℃～1350℃，时间0.5～2h，裂解后脱去用于辅助加工的控形石墨模具11并称重；
[0060] (15)重复步骤13和14至多孔SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件的增重率<1％时，完成其致密化，得到致密的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件
[0061] (16)将步骤15得到的致密的近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件14放入SiC气相沉积炉中沉积SiC涂层，以三氯甲基硅烷‑氢气‑氩气为沉积体系，三者质量比为1：5：5，沉积温度1000℃～1200℃，压力500～2000Pa，沉积时间36h～72h，SiC涂层沉积厚度
0.05～0.1mm，得到净尺寸的SiC/SiC变曲率加筋构件。
[0062] 所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，装模成形时由于构件筋条随曲面变形，设计纤维预制体时需要对筋条厚度进行加厚设计，加厚依据为变曲率加筋构件数模筋条厚度投影宽度，以满足构件后期加工过程中实现筋条随曲面变形的设计要求。
[0063] 所述的SiC纤维预制体1的连续碳化硅纤维为二代或三代碳化硅纤维中的一种，其中二代SiC纤维的氧含量<0.8wt％,三代SiC纤维的氧含量<0.5wt％。SiC纤维预制体结构为2.5D编织结构，纤维体积分数为35％～45％，优选地，自由状态时纤维预制体的厚度误差与构件的设计厚度正误差不大于10％，即如构件厚度为3mm时，纤维预制体自由状态下的厚度最大不超过3.3mm。筋条高度误差与设计高度正误差不大于10％，即如筋条高度为10mm时，筋条自由状态下高度最大不超过11mm。
[0064] 所述的热解碳界面层或氮化硼界面层，且不限于工艺所需的采用CVI工艺制备的其它界面层和复合界面层。
[0065] 所述的高温裂解温度1000℃～1350℃，采用二代SiC纤维预制体时裂解温度为1000℃～1250℃，采用三代SiC纤维预制体时，裂解温度为1000℃～1350℃。
[0066] 所述的定形石墨模具包括芯模1、上模2，其中上模主要用于上型面控制，在上模与纤维预制体帖和面一侧加工与设计的纤维预制体筋条尺寸一致的筋条槽3，用于筋条的变曲率定形；芯模用于下型面控制，优选地，在上模和芯模的型面上设有上模和芯模石墨定位销用通孔4和C/C紧锁螺栓、螺母用通孔5，以防止因模压过程中造成的相对滑动以及裂解过程中因热膨胀导致的构件变形。优选地，纤维预制体定形模压压力2‑5MPa，时间0.5‑2小时；优选地，在上模和芯模的型面处和筋条处设有开孔6，开孔大小直径3‑5mm，孔间距10‑20mm，开孔位置对应变曲率型面和筋条棱处，以确保浸渍液均匀浸渍到纤维预制体内部，避免致密化死角。
[0067] 所述的控形石墨模具包括芯模221、上模222、近净尺寸筋槽223，石墨定位销用通孔224和C/C锁紧螺栓、螺母用通孔225，其中芯模221和上模222主要用于脱模后SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件型面和筋条的打磨与加工，实现SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件的近净尺寸加工，同时用于SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件的后期致密化过程中的控形，避免裂解过程中因SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件因热传导不均匀而导致的局部变形；优选地进行近净尺寸加工时，近净尺寸构件的长、宽和厚度方向的尺寸为净尺寸负误差
0.2mm，为后续CVD SiC涂层留有尺寸余量，实现SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件的净尺寸制造。
[0068] 所述控形石墨模具包括芯模221、上模222，其中上模222的下表面形态与加工后构件的上型面上表面一致，芯模221的上表面形态与下形面下表面一致，上模222和芯模221分别从上下方向将上型面定位，在上模222与构件体贴和面一侧加工与近净尺寸的筋条槽223，用于筋条的控形。
[0069] 在上模112和芯模111的形面上设有上模和芯模石墨定位销用通孔224和C/C紧锁螺栓、螺母用通孔225。
[0070] 实施例
[0071] 本实施例制备大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件，首先依据设计输出制备变曲率双筋构件2.5D SiC纤维预制体；制备变曲率双筋构件定形石墨模具；以三氯化硼、氢气、氨气和氩气为气源制备BN界面层，以聚碳硅烷为前躯体，以二甲苯为溶剂制备SiC陶瓷先驱体；制备变曲率双筋构件控形石墨模具用于构件的近净尺寸加工和后期致密化控形，最后采用CVD工艺沉积SiC涂层得到净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件，包括以下步骤：
[0072] (1)2.5D碳化硅纤维预制体的制备：以二代碳化硅纤维作为增强体，采用编织方式整体制备2.5D碳化硅纤维双筋预制体，2.5D纤维预制体的经纱与纬纱比为8:4，纤维体积分数42％，纤维预制体尺寸617×572×3mm。
[0073] (2)2.5D碳化硅纤维双筋预制体定形与除胶：依据SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件长度与宽度裁剪2.5D SiC纤维加筋预制体后装入定形模具中，SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件定形模具包括芯模1、上模2，双筋槽3，石墨定位销孔4和C/C锁紧螺栓、螺栓用通孔5，浸渍流道6，浸渍流道开孔直径3mm，孔间距20mm，定形模压压力4MPa，模压时间0.5小时，而后将带定形模具的2.5D SiC纤维预制体放入高温热处理炉中，800℃真空处理0.5h，降至室温后完成2.5D SiC纤维加筋预制体的变曲率定形，脱去定形石墨模具。
[0074] (3)BN界面层的制备：将模压定形后的2.5D SiC纤维变曲率双筋预制体放入BN沉积炉内，将炉内抽真空，真空度至50Pa以下，然后升温至300℃，保温1h后继续升温至1000℃，保温1h，通入BN沉积气源：三氯化硼、氨气、氩气和氢气，其中三氯化硼的纯度为99.99％、氨气的纯度为99.99％、氩气的纯度为99.999％，氢气的纯度为99.999％。具体沉积工艺参数为：三氯化硼、氨气、氩气和氢气的流量分别为0.2L/min，1L/min，2L/min，2L/min，沉积温度为1000℃，沉积压力1.5KPa，沉积时间为24h，得到含BN界面层的2.5D SiC纤维加筋预制体。
[0075] (4)SiC陶瓷先驱体浸渍溶液的配置与纤维预制体浸渍：以聚碳硅烷先驱体为溶质，以二甲苯为溶剂，聚碳硅烷占先驱体浸渍溶液重量百分比的50％，在室温下均匀搅拌24h，得到SiC陶瓷先驱体浸渍溶液；将沉积BN界面层的2.5DSiC纤维加筋预制体置于真空浸渍设备中，用真空泵对真空浸渍设备抽真空，真空浸渍设备内腔压力小于100Pa时，将聚合物先驱体浸渍溶液通过不锈钢管路引入真空浸渍设备内腔，最终纤维预制体完全没于聚合物先驱体浸渍溶液，保持24h。
[0076] (5)高温裂解：将经过浸渍的2.5D SiC纤维预制体放入定形石墨模具中进行热模压，压力4MPa，温度210℃，时间2h，将热模压后含石墨模具的SiC纤维预制体一并放入高温裂解炉中，抽真空至小于100Pa时，以10℃/min的升温速率从室温加热到1200℃，高温裂解1h。
[0077] (6)将首次裂解后得到的多孔SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件连同石墨模具一并放入真空浸渍设备中，用真空泵对真空浸渍设备抽真空，真空浸渍设备内腔压力小于100Pa时，将聚合物先驱体浸渍溶液通过不锈钢管路引入真空浸渍设备内腔，最终带石墨模具的多孔SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件完全没于聚合物先驱体浸渍溶液，保持36h。
[0078] (7)将经过浸渍的带石墨模具的多孔SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件放入高温裂解炉中，抽真空至小于100Pa时，以10℃/min的升温速率从室温加热到1200℃，高温裂解1h。
[0079] (8)重复步骤6和步骤7至4个循环后脱去定形模具，得到致密化5次后的多孔SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件。
[0080] (9)对所制得SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件依据控形模具进行机械加工，SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件控形模具包括芯模1、上模2，近净尺寸的双筋槽3，石墨定位销孔4和C/C锁紧螺栓、螺母用通孔5。首先将构件分置于定型模具的上模完成构件的下表面加工；然后将加工好的下表面置于芯模表面完成构件上表面和变曲率筋条的加工，构件加工的长度、宽度和厚度以及筋条的厚度和高度分别以设计尺寸的负误差0.02mm，为后续致密化带来的热膨胀和CVD SiC涂层留有尺寸余量。加工完成后，用1200目的水砂纸打磨，之后用无水乙醇将打磨处清洗干净并烘干，完成SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件的近净尺寸加工。
[0081] (10)将近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件置于真空浸渍设备中，用真空泵对真空浸渍设备抽真空，真空浸渍设备内腔压力小于100Pa时，将聚合物先驱体浸渍溶液通过不锈钢管路引入真空浸渍设备内腔，最终近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件完全没于聚合物先驱体浸渍溶液，保持24h。
[0082] (11)将浸渍后的SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件放入控形石墨模具中后一并放入高温裂解炉中，抽真空至小于100Pa时，以10℃/min的升温速率从室温加热到1200℃，高温裂解1h，后脱模，清理称重并计算增重率。
[0083] (12)重复步骤10和11至八个循环，增重率小于1％，完成近净尺寸SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件的致密化。
[0084] (13)CVD SiC涂层制备：将近净尺寸的SiC/SiC复合材料变曲率双筋构件放入SiC气相沉积炉中，以三氯甲基硅烷‑氢气‑氩气为沉积体系，其中三氯甲基硅烷纯度99.9％；氢气纯度99.999％；氩气纯度99.999％；三者质量比为1：5：5，沉积温度1050℃，压力2000Pa，沉积时间48h，SiC涂层沉积厚度0.05mm，得到净尺寸的SiC/SiC变曲率加筋构件。
[0085] 本发明从纤维预制体整体设计、成形、加工与控形等关键技术出发，实现500mm以上变曲率加筋构件一体化设计与制备，满足我国新一代临近空间飞行器热端构件对大尺寸、轻质、耐高温、长寿命、抗氧化SiC/SiC复合材料构件的迫切需求，为我国新一代临近空间飞行器研制奠定材料基础。
