陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機及高溫燃?xì)廨啓C的應(yīng)用

航空發(fā)動機是在高溫、高壓、高速旋轉(zhuǎn)的惡劣環(huán)境條件下長期可靠工作的復(fù)雜熱力機械，在各類武器裝備中，航空發(fā)動機對材料和制造技術(shù)的依存度最為突出，航空發(fā)動機高轉(zhuǎn)速、高溫的苛刻使用條件和長壽命、高可靠性的工作要求，把對材料和制造技術(shù)的要求提到了極限。材料和工藝技術(shù)的發(fā)展促進了發(fā)動機更新?lián)Q代，如：第一、二代發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)件均為金屬材料，第三代發(fā)動機開始應(yīng)用到復(fù)合材料及先進的工藝技術(shù)，第四代發(fā)動機廣泛應(yīng)用復(fù)合材料及先進的工藝技術(shù)，充分體現(xiàn)了一代材料、一代裝備的特點。

從總體上看，航空發(fā)動機部件正向著高推重比、高壓比、高可靠性發(fā)展，航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)向著輕量化、整體化、復(fù)合化的方向發(fā)展，發(fā)動機性能的改進一半得靠材料。先進的材料和制造技術(shù)保證了新材料構(gòu)件及新型結(jié)構(gòu)的實現(xiàn)，使發(fā)動機質(zhì)量不斷減輕，發(fā)動機的效率、使用壽命、穩(wěn)定性和可靠性不斷提高，可以說沒有先進的材料和制造技術(shù)就沒有更先進的航空發(fā)動機。

陶瓷基復(fù)合材料正是人們預(yù)計在21世紀(jì)中可替代高溫合金的發(fā)動機熱端結(jié)構(gòu)材料之首選。陶瓷材料本身的耐高溫、低密度、高比強、高比模、抗氧化和抗燒蝕等優(yōu)異性能，使其具有替代金屬成為新一代高溫結(jié)構(gòu)材料的潛力，但陶瓷材料的脆性大和可靠性差等致命弱點阻礙了它的實用化。各種增韌手段在制備工藝和增韌效果上各有優(yōu)劣，其中相變增韌可以大幅度地提高陶瓷材料的常溫韌性和強度，但因在高溫下相變增韌機制失效而限制了其在高溫領(lǐng)域的應(yīng)用。而連續(xù)纖維增強陶瓷基復(fù)合材料（CFRCMC，Continuous Fiber Reinforced Ceramic Matrix Composites，簡稱CMCs）彌補了陶瓷材料的短板。CMCs制備工藝相對簡單，可有效提高陶瓷材料的抗彎強度和斷裂韌性，將連續(xù)纖維增強物加入到基體材料中，由于兩者彈性模量和熱膨脹系數(shù)的差異而在界面形成應(yīng)力區(qū)，這種應(yīng)力區(qū)與外加應(yīng)力發(fā)生相互作用，使擴展裂紋產(chǎn)生釘扎、偏轉(zhuǎn)、分叉或以其他形式（如相變）吸收能量，從而提高材料的斷裂韌性。

CMCs由陶瓷纖維和陶瓷基體組成，具有密度低、硬度高、熱穩(wěn)定性能優(yōu)異及化學(xué)耐受性強等特點，其密度僅為高溫合金的1/3，強度為其2倍，能夠承受1000℃～1500℃的長時間高溫使役（比高溫合金高200℃～240℃），且結(jié)構(gòu)耐久性更好。同時，CMCs固有的斷裂韌性和損傷容限高，適用于燃?xì)鉁u輪發(fā)動機熱端部件，能在較高的渦輪進口溫度和較少的冷卻空氣（大于1300℃）下運行，發(fā)動機效率和耗油率明顯改善。如美國航空航天局（NASA）在“超高效發(fā)動機技術(shù)”（UEET）項目下，開發(fā)CMCs發(fā)動機熱端結(jié)構(gòu)，能承受渦輪進口溫度1649℃，冷卻需求量比同類高溫合金部件減少15%～25%。因此，歐美發(fā)動機制造商高度重視CMCs技術(shù)開發(fā)，努力將其引入到過渡件、燃燒室內(nèi)襯、噴管導(dǎo)向葉片甚至渦輪轉(zhuǎn)子件等熱端部件。

圖1 現(xiàn)F414發(fā)動機尾噴管CMCs封嚴(yán)片

陶瓷基復(fù)合材料在高技術(shù)領(lǐng)域、航空航天、國防以及國民經(jīng)濟各部門具有廣闊的應(yīng)用前景，是先進材料領(lǐng)域的研究前沿之一，也是我國高新技術(shù)計劃的一項重點研究領(lǐng)域。陶瓷基復(fù)合材料在有機材料基和金屬材料基復(fù)合材料不能滿足性能要求的工況下可以得到廣泛應(yīng)用，成為理想的高溫結(jié)構(gòu)材料。世界主要發(fā)達國家都在積極開展陶瓷基復(fù)合材料的研究，并不斷拓寬其應(yīng)用領(lǐng)域。目前在產(chǎn)F414航空發(fā)動機的尾噴管二級封嚴(yán)片是用陶瓷基復(fù)合材料（CMC）制造的。根據(jù)通用電氣的說法，F(xiàn)414先后采用過兩種陶瓷基復(fù)合材料來制造二級封嚴(yán)片，首先是碳化硅/碳（SiCf/C），也就是碳化硅纖維增強碳基體；然后是氧化物/氧化物（Ox/Ox），主要使用氧化鋁（或莫來石）纖維增強氧化鋁陶瓷基體的體系，2011年生產(chǎn)的F414開始安裝氧化物CMC材料制造封嚴(yán)片（如圖1）。

1. SiC基體系

常見的SiC陶瓷基復(fù)合材料有碳纖維增強碳化硅（Cf/SiC）陶瓷基復(fù)合材料和碳化硅纖維增強碳化硅（SiCf/SiC）陶瓷基復(fù)合材料。

碳纖維增強碳化硅((Cf/SiC)復(fù)合材料是其中的一個重要材料體系，大量文獻資料表明，Cf/SiC復(fù)合材料具有耐高溫和高抗熱震性能、高耐磨性和高硬度、耐化學(xué)腐蝕特性、高導(dǎo)熱、低熱膨脹系數(shù)等優(yōu)異的性能。SiC纖維增強SiC體系具有高的比強度和比剛度、良好的高溫力學(xué)性能和抗氧化性能以及優(yōu)異的抗輻照性能和耐腐蝕性能，在航空航天和核聚變領(lǐng)域都有著廣泛的應(yīng)用前景。碳纖維在高溫環(huán)境中易氧化導(dǎo)致性能下降甚至失效；制造中很難消除纖維中的氧以及確保保護涂層（隔離外界的氧）完全覆蓋且不破損。因此，在高溫環(huán)境中長時間重復(fù)使用部件中一般采用SiCf/SiC復(fù)合材料。

鎳基高溫合金中的鎳和稀有金屬很重，比重達到8到9，耐溫極限只能達到1150℃或更低。相反，SiCf / SiC復(fù)合材料具有約3的低密度，并且材料本身的耐溫極限達到1300℃以上。所以用SiCf/ SiC復(fù)合材料代替高溫合金具有降低燃料消耗和減輕重量的作用。

航空航天領(lǐng)域

SiC/SiC復(fù)合材料因其低密度、高強度、耐沖擊、抗氧化等優(yōu)點而被用作高性能發(fā)動機的熱端部件材料。2005年結(jié)束的IHPTET計劃中，GE、Allison、Foster-Miller等公司開發(fā)并驗證了大量陶瓷基復(fù)合材料渦輪發(fā)動機高溫部件，如靜子葉片、后框架前緣插件和燃燒室火焰筒等（圖2）。其中，靜子葉片在UEET計劃的支持下進行了臺架試車，結(jié)果表明， SiC/SiC復(fù)合材料葉片比高溫合金葉片更具優(yōu)勢。最近的NGLT計劃則將SiC/SiC復(fù)合材料作為空間飛行器的發(fā)動機高熱部件材料而開展研究。復(fù)合材料在航天方面除了高熱部件外還可作為衛(wèi)星天線、反射鏡的支撐結(jié)構(gòu)等。

圖2 靜子葉片、后框架前緣插件和燃燒室火焰筒

航空航天用熱結(jié)構(gòu)材料

在高的工作溫度、強氣流的沖刷腐蝕和高應(yīng)力的振動載荷等惡劣環(huán)境下，C/SiC 被認(rèn)為是較為理想的航空航天用熱結(jié)構(gòu)材料之一。此外，C/SiC 復(fù)合材料在戰(zhàn)略導(dǎo)彈和多用途導(dǎo)彈的噴管（圖3），以及航天飛機熱防護系統(tǒng)及固體火箭發(fā)動機導(dǎo)流管等領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。

圖3 多用途導(dǎo)彈的噴管

在航空發(fā)動機上的應(yīng)用

航空航天技術(shù)的需求對于陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展起著決定性作用。歐洲動力協(xié)會(SEP)、法國Bordeaux 大學(xué)、德國的Karslure 大學(xué)、美國橡樹嶺國家實驗室早在20 世紀(jì)70 年代便先后開展了C/SiC 復(fù)合材料的研究工作。用C/SiC 復(fù)合材料制作的噴嘴已用于幻影2000 戰(zhàn)斗機的M55 發(fā)動機（圖4）和狂風(fēng)戰(zhàn)斗機的M88 航空發(fā)動機。國內(nèi)對C/SiC 復(fù)合材料的研究起步較晚，近年來，在國內(nèi)多家單位的共同努力下，C/SiC 的制備技術(shù)和性能等方面都取得了長足進步，與世界先進水平的差距在逐步縮小。

圖4 幻影2000 戰(zhàn)斗機

航天飛行器

航天飛行器再入大氣過程中，由于強烈的氣動加熱,飛行器的頭錐和機翼前緣的溫度高達1650℃，熱防護系統(tǒng)是航天飛行器的4大關(guān)鍵技術(shù)之一。第一代熱防護系統(tǒng)的設(shè)計是采用防熱-結(jié)構(gòu)分開的思想，即冷卻結(jié)構(gòu)外部加熱防護系統(tǒng)。C/SiC 復(fù)合材料的發(fā)展，使飛行器的承載結(jié)構(gòu)和熱防護一體化。尤其是哥倫比亞號熱防護系統(tǒng)失效造成的機毀人亡事件后,使C/SiC陶瓷基復(fù)合材料更受關(guān)注。在熱結(jié)構(gòu)材料的構(gòu)件中包括航天飛機和導(dǎo)彈的鼻錐、導(dǎo)翼、機翼和蓋板等。

衛(wèi)星反射鏡用材料

國內(nèi)外都正在研究Cf/SiC復(fù)合材料反射鏡，該復(fù)合材料密度較低，剛度高，在低溫下熱膨脹系數(shù)小及導(dǎo)熱性能良好，熱性能和力學(xué)性能都比較理想，而且可以得到極好的表面拋光，是一種十分理想的衛(wèi)星反射鏡基座材料。Cf/SiC復(fù)合材料作為反射鏡材料的研究在國外已經(jīng)進行了20 多年，技術(shù)比較成熟，如美國、俄羅斯、德國、加拿大等利用碳纖維增強碳化硅復(fù)合材料(Cf /SiC)制備出高性能反射鏡。最具代表性的是德國Donier 衛(wèi)星系統(tǒng)公司采用LSI方法制備的Cf/SiC 復(fù)合材料反射鏡作為空間望遠鏡主鏡（圖5），直630mm，質(zhì)量僅為4kg，最大可制作3m的大型反射鏡，有望用作美國下一代空間望遠鏡(NGST)反射鏡。

圖5 Cf/SiC 復(fù)合材料反射鏡

其它特殊領(lǐng)域

Cf/SiC 陶瓷基復(fù)合材料除上述應(yīng)用外，還應(yīng)用在核聚變第一壁、液體火箭發(fā)動機、導(dǎo)彈端頭帽及衛(wèi)星窗框上。如西北工業(yè)大學(xué)研制的液體火箭發(fā)動機Cf/SiC 復(fù)合材料系列噴管成功通過試車考核。另外，Cf /SiC熱結(jié)構(gòu)材料的機械連接技術(shù)近年來已經(jīng)取得了較大的進展，主要應(yīng)用于連接固定熱外表面和航空框架結(jié)構(gòu)中的冷襯墊，及用作密封裝置。

SiCf / SiC復(fù)合材料的價格高昂，價格與同等重量的黃金差不多，盡管局限很多，其在發(fā)動機高溫部分使用的優(yōu)點還是難以代替的，國外公司采用部分SiCf/ SiC復(fù)合材料，研發(fā)出了新一代的波音737、空客A320使用的LEAP發(fā)動機（如圖6）。

圖6 LEAP發(fā)動機采用的SiCf/ SiC復(fù)合材料渦輪罩環(huán)

2. 氧化鋁陶瓷基復(fù)合材料

SiC基CMCs 在航空發(fā)動機服役環(huán)境下(高溫、含有氧氣、水蒸氣和二氧化碳等 )容易發(fā)生氧化而失效, 極大地限制了其應(yīng)用。而氧化物/氧化物 CMC 具有高韌性、優(yōu)異的高溫穩(wěn)定性、高比強和高比模等優(yōu)點，可以有效地克服對裂紋和熱震的敏感,特別是高溫抗氧化性能，成為目前最有潛力應(yīng)用于航空發(fā)動機和引擎等高溫部位的復(fù)合材料之一。目前國外氧化物/氧化物陶瓷基復(fù)合材料的應(yīng)用逐漸由試驗考核階段向構(gòu)件應(yīng)用過渡，已取得了顯著的進展。

氧化物/氧化物 CMC的增強纖維主要基于 Al2O3或 Al2O3-SiO2陶瓷, 具有高的拉伸強度和模量, 高溫抗氧化性能優(yōu)異。大部分氧化物纖維均屬于多晶氧化物纖維, 滑移面較多, 在 1100 ℃載荷作用下容易發(fā)生蠕變,且在高溫長時間服役過程中, 隨著晶界擴散容易發(fā)生晶粒長大現(xiàn)象, 使纖維變脆, 因而不能長期應(yīng)用于1100℃以上。當(dāng)前, 性能優(yōu)越的3M 公司Nextel 720 纖維由莫來石和氧化鋁組成，抗蠕變性能優(yōu)異，其纖維可編織性良好，1400℃強度保留率約為 86%, 是目前國內(nèi)外研究高性能氧化物 CMC 的首選增韌連續(xù)纖維。

氧化鋁與Mullite 是重要的氧化物 CMC 基體材料, 當(dāng)前對氧化鋁基復(fù)合材料的研究較為活躍。Al2O3燒結(jié)溫度適中、熔點高、力學(xué)性能優(yōu)異、耐化學(xué)腐蝕，有優(yōu)良的高溫抗氧化性能而被廣泛用做氧化物 CMC 的基體材料，但其高溫抗蠕變性差，容易導(dǎo)致復(fù)合材料在高溫應(yīng)力作用下發(fā)生蠕變破壞。Mullite作為AI2O3-SiO2元系中常壓下穩(wěn)定的二元固溶體，熔點高、密度低、線膨脹系數(shù)小，高溫物理化學(xué)性能穩(wěn)定，具有共格晶界，可以有效地抑制高溫下位錯的擴展，因而具有優(yōu)良的抗蠕變和抗熱震性能。

氧化鋁陶瓷基復(fù)合材料的應(yīng)用

近年來, 國外對氧化物/氧化物 CMC 開展了廣泛研究并已進入實用階段。德國航空中心 Schneider等對莫來石纖維增強莫來石(Muf/Mullite )CMC進行了系統(tǒng)的研究, 已能制備和加工異形復(fù)雜構(gòu)件(如圖 7(a)所示 ), 制備的燃燒室隔熱瓦已通過模擬試驗(如圖7(b)所示 )。美國加利福尼亞大學(xué) Zok 等對多孔氧化物 CMC 的研究較為深入, 利用陶瓷漿料浸漬-纏繞工藝(SI-W )制備的 Nextel 720 纖維增強的多孔莫來石和氧化鋁(N720/MA )復(fù)合材料的室溫拉伸強度約為149 MPa, 1200 ℃處理 1000 h 后強度保留率高達 97.3%; 該技術(shù)已能制備復(fù)雜形狀構(gòu)件, 如圖8所示。圖9為該材料體系在航空發(fā)動機燃燒室內(nèi)外襯、直升機用輕質(zhì)排風(fēng)管和空間飛行器鼻錐等熱端部件的應(yīng)用實例。由于增強纖維來源受限, 國內(nèi)對氧化物/氧化物 CMC 的研究較少, 且以基礎(chǔ)研究為主, 離實際應(yīng)用還有比較大的差距。

圖7 Muf/Mullite CMC 應(yīng)用實例

圖8 陶瓷漿料浸漬-纏繞工藝制備的異形氧化物/氧化物CMC構(gòu)件

圖9 氧化物/氧化物 CMC 應(yīng)用實例（a）燃燒室內(nèi)外襯；（b）輕型直升機排氣管；（c）空間飛行器鼻錐

氧化物/氧化物陶瓷基復(fù)合材料具有優(yōu)異的高溫抗氧化性能，在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用潛力巨大。以美國、日本為首的西方發(fā)達國家在氧化物/氧化物陶瓷基復(fù)合材料研究起步較早，技術(shù)工藝趨于成熟和穩(wěn)定，已經(jīng)實現(xiàn)商業(yè)化生產(chǎn)。相較之下，國內(nèi)氧化物/氧化物陶瓷基復(fù)合材料研究起步較晚，在制備工藝、產(chǎn)品質(zhì)量穩(wěn)定性、生產(chǎn)設(shè)備等方面尚存在較大的差距，氧化鋁纖維為代表的氧化物陶瓷纖維的研發(fā)和生產(chǎn)尚未突破。

總體而言，由于我國陶瓷基復(fù)合材料的研究起步較晚，與美國、法國等西方先進國家尚存在較大差距。相信隨著技術(shù)的不斷進步，我國對陶瓷基復(fù)合材料不斷地加大投入，必將在該領(lǐng)域占有一席之地。

審核編輯 ：李倩