FIELD: chemistry.SUBSTANCE: invention relates to carbon-silicon carbide composite materials, designed to operate under high thermal load and in an oxidative environment, and can be used in making space-rocket equipment, which requires air-tightness of articles under excess pressure. The method of making airtight articles from carbon-silicon carbide composite materials includes making a workpiece from porous carbonaceous material, components of which have a near linear coefficient of thermal expansion, and siliconisation of the workpiece using a vapour-liquid phase method at 1700-1850°C. Siliconisation is carried out using a workpiece made of carbon-silicon carbide composite material based on a carbon fibre frame and a carbon matrix, having density of 75-80% of the maximum possible density for said type of material, and siliconisation is carried out in two steps while alternating with feeding carbon into the pores. At the first siliconisation step, silicon is fed into the pores of the workpiece material in amount of 50-70% of the content of the carbon material in the temperature range of 1300-1500°C with temperature of silicon vapour higher than the temperature of the workpiece being siliconised, followed by heating the workpiece to 1750-1800°C and cooling at a temperature higher than the temperature of silicon vapour. After completing step 1, carbon is formed in the pores of the formed carbon-silicon carbide composite material in the form of ultra- and/or nano-dispersed particles, followed by final siliconisation, while performing initial mass-transfer of silicon into the pores of the workpiece material similar to the first step.EFFECT: obtaining an airtight article made of carbon-silicon carbide composite material with high content of oxidation-resistant silicon carbide matrix, which is reinforced only slightly with carbonised carbon fibres.3 cl, 1 tbl, 17 ex

Изобретение относится к области углерод-карбидокремниевых композиционных материалов (УККМ), предназначенных для работы в условиях высокого теплового нагружения и окислительной среды, и может быть использовано при создании ракетно-космической техники, где к изделиям предъявляется требование по герметичности под избыточным давлением. Способ изготовления герметичных изделий из УККМ включает изготовление заготовки из пористого углеродсодержащего материала, компоненты которого имеют близкий КЛТР, и ее силицирование паро-жидкофазным методом при температуре 1700-1850°C. Для силицирования берут заготовку из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ) на основе углеродного волокнистого каркаса и углеродной матрицы, имеющего плотность 75-80% от максимально возможной для данного типа материала, а силицирование проводят в 2 этапа, чередуя его с введением в поры материала углерода. На 1-м этапе силицирования кремний вводят в поры материала заготовки в количестве 50-70% от содержания углеродной матрицы, осуществляя это в интервале температур 1300-1500°C при температуре паров кремния, превышающей температуру силицируемой заготовки, с последующим нагревом заготовки до 1750-1800°C и охлаждением при температуре, превышающей температуру паров кремния. После завершения 1-го этапа силицирования в порах образовавшегося УККМ формируют углерод в виде ультра и/или нанодисперсных частиц, а затем проводят окончательное силицирование, осуществляя первоначальный массоперенос кремния в поры материала заготовки аналогично 1-му этапу. Техническим результатом изобретения является получение герметичного изделия из УККМ с высоким со