碳化硅纖維：航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端結(jié)構(gòu)理想材料

1、陶瓷基復(fù)合材料（CMC）是理想的高溫結(jié)構(gòu)材料陶瓷基復(fù)合材料性能優(yōu)異，是理想的高溫結(jié)構(gòu)材料。陶瓷基復(fù)合材料（CMC）是指在陶瓷基體中引入增強(qiáng)材料，形成以引入的增強(qiáng)材料為分散相，以陶瓷基體為連續(xù)相的復(fù)合材料。連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料保留了陶瓷材料耐高溫、抗氧化、耐磨耗、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，充分發(fā)揮陶瓷纖維增強(qiáng)增韌作用，克服了陶瓷材料斷裂韌性低和抗外部沖擊載荷性能差的先天缺陷。這類材料已成為航空航天、軍事、醫(yī)療等多領(lǐng)域理想的高溫結(jié)構(gòu)材料，廣泛應(yīng)用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、機(jī)翼護(hù)罩、導(dǎo)彈噴管、電磁窗、翼尖、尾舵、發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪等部件。相對(duì)于其他材料體系，陶瓷基復(fù)合材料具有以下優(yōu)點(diǎn)：（1）輕質(zhì)。陶瓷基復(fù)合 材料密

2、度低（僅為高溫合金的 1/31/4），可用于燃燒室、調(diào)節(jié)片 / 密封片等部件， 能夠直接減輕質(zhì)量 50 左右。（2）耐高溫。陶瓷基復(fù)合材料的工作溫度高達(dá) 1650，能夠簡(jiǎn)化甚至省去冷卻結(jié)構(gòu)，優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度和使用壽命。在 無冷卻結(jié)構(gòu)的條件下，可以在 1200長(zhǎng)期使用。（3）優(yōu)異的高溫抗氧化性能。陶瓷 基復(fù)合材料能夠在高溫環(huán)境，甚至是有氧環(huán)境下保持較高的穩(wěn)定性，降低了熱防護(hù)涂 層的研制和應(yīng)用成本。（4）優(yōu)異力學(xué)性能。通過制備工藝優(yōu)化，特別是界面層組分 和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，陶瓷基復(fù)合材料的力學(xué)性能相對(duì)于單相陶瓷而言，有了質(zhì)的提升。陶瓷基復(fù)合材料通常由增強(qiáng)纖維、界面層和陶瓷基體 3 部分組

3、成，其性能由各部分本身性能及相互作用共同決定。下面三小節(jié)將詳細(xì)介紹各部分的主要材料及對(duì)陶瓷基復(fù)合材料性能的影響。陶瓷基體是復(fù)合材料重要的組成部分陶瓷基體是復(fù)合材料重要的組成部分之一，其主要成分和結(jié)構(gòu)對(duì)材料綜合性能 具有重要的影響。一方面，陶瓷基體最先暴露于工作環(huán)境中，需承受溫度、粒子、 水氧等服役環(huán)境的考核；另一方面，在外部沖擊載荷作用下陶瓷基體最先承力并出現(xiàn) 裂紋，其裂紋擴(kuò)展方式是影響復(fù)合材料穩(wěn)定性的重要因素。能夠用作陶瓷基復(fù)合材料 基體的陶瓷主要有 3 類：（1）以石英玻璃為代表的玻璃陶瓷基體，如鈣鋁硅酸鹽玻璃、鋰鋁硅酸鹽玻璃、鎂鋁硅酸鹽玻璃、硼硅酸鹽及石英玻璃；（2）以 Al2O3 基為

4、代表的 氧化物基體材料，如 Al2O3、釔鋁石榴石、ZrO2TiO2 基、ZrO2Al2O3 基等材料體 系；（3）以 SiC 基陶瓷為代表的非氧化物基體，包括 SiC、Si3N4、BN 以及 Si-C-B-N 復(fù)相陶瓷等，該類材料具有強(qiáng)度高、硬度高、耐高溫性能優(yōu)異的特點(diǎn)。下表列出了目前主要用到的幾種非氧化物基體（碳化硅、氮化硼、氮化硅）性能。氮化硼具有良好的力學(xué)性能，但燒結(jié)溫度只有 1900左右；氮化硼陶瓷具有高的耐 溫性以及優(yōu)異的介電性能，但力學(xué)性能較低；碳化硅陶瓷具有良好的耐高溫性、力學(xué) 強(qiáng)度以及抗氧化性。綜上所述，制備綜合性能良好的陶瓷基復(fù)合材料，選用碳化硅 作為基體最佳。表 1 耐溫

5、陶瓷基體的基本性能基體密度（g/cm3）彎曲強(qiáng)度（MPa）彈性模量（GPa）相對(duì)介電常數(shù)介電損耗角正切相變溫度（）碳化硅372600氮化硅2.4171985.60.0011899氮化硼1.2596113.10.00033000資料來源：快速成型 SiC 陶瓷基復(fù)合材料及其性能研究，研究所增強(qiáng)纖維為主承力部分，對(duì)材料性能起決定性作用纖維作為復(fù)合材料的主要承力部分，對(duì)材料的性能具有決定性作用。其影響因素包括：纖維型號(hào)、纖維的體積含量以及纖維的編織方法等。由于陶瓷材料脆性強(qiáng)，若想要最大化發(fā)揮陶瓷材料的優(yōu)點(diǎn)應(yīng)用在更廣闊的領(lǐng)域，必須對(duì)其進(jìn)行增韌處理。常采用連續(xù)纖維增韌陶瓷基體，

6、而高溫復(fù)合材料的增強(qiáng)體必須具備耐高溫、高強(qiáng)度和優(yōu)異的介電性能等特點(diǎn)，以發(fā)揮纖維的增韌作用。常見的增強(qiáng)纖維包括石英纖維、碳纖維、碳化硅纖維、氧化物纖維等。表 2 常用陶瓷纖維的基本性能種類生產(chǎn)廠家商品牌號(hào)組成（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）/纖維直徑/m密度/（gcm- 3）拉伸強(qiáng)度/GPa拉伸模量/GPa碳纖維TorayT300-7.01.763.53230T700SC-7.01.804.90230T800HB-5.01.815.49294T1000GB-5.01.806.37294M40JB-5.01.774.41377M60JB-5.01.943.82588Toho TenaxHTA G30-500-7.01

7、.763.92235UT500G30- 700-6.91.804.81240IM600-5.01.805.79285HM35-6.71.792.94345UM40-4.81.794.90380UM80-4.11.973.33650Mitsubishi RayonTR30S-7.01.794.41235TR50S-7.01.824.90240MR50-6.01.805.30290HS40-5.01.854.11450碳化硅纖維Nippon CarbonNicalon NL- 200/201Si56.5C31.2O12.3142.553220H-NicalonSi62.4C37.1O0.5142.

8、742.8270H-Nicalon SSi68.9C30.9O0.2123.102.6420UBEIndustrialTyranno Fiber ZMISi56.1C34.2O8.7 Zr1.0112.483.4200Tyranno Fiber LoxMSi55.4C32.4O10.2 Ti2.0112.483.3187Tyranno Fiber SSi50.4C29.7O17.9 Ti2.08.5/112.353.3170Dow CorningSylramicSi66.6C28.5O0.8 B2 .3N0.4Ti2.1102.953.4286氧化物纖維3MNextel 720AL2O3:85

9、;SiO2:1510123.42.1260Nextel 610AL2O3:9910123.93.1380Nextel 055AL2O3:73;SiO2:2710123.032.0193Nextel 440AL2O3:70;SiO2:28;B204: 210123.052.0190界面層作為紐帶，影響復(fù)材增韌效果界面層是連接增強(qiáng)相纖維和連續(xù)相基體的紐帶，界面層組分和結(jié)構(gòu)決定纖維與基體之間的結(jié)合強(qiáng)度，決定了增韌效果。陶瓷基復(fù)合材料在外部載荷作用下的斷裂行為主要包括裂紋偏轉(zhuǎn)、微裂紋形成、界面解離、纖維斷裂以及纖維拔出等形式，其中纖維拔出是最重要的能量釋放途徑，而界面解離是纖維由基體拔出的前提條件。若

10、界面結(jié)合力較強(qiáng)，陶瓷纖維難以起到增韌的效果，導(dǎo)致材料在外部載荷沖擊下出現(xiàn)脆性斷裂；若界面結(jié)合強(qiáng)度過低，基體無法通過界面將外部載荷傳遞到陶瓷纖維上，難以起到增強(qiáng)的作用。陶瓷基復(fù)合材料的可設(shè)計(jì)性很大程度源于界面層，理想的界面層應(yīng)具有以下功能：（1）在制備過程中抑制或阻止物理收縮和化學(xué)反應(yīng)對(duì)陶瓷纖維損傷；（2 ）緩解纖維與基體間界面殘余熱應(yīng)力；（3）在復(fù)合材料遭受外部載荷沖擊時(shí)，將載荷由基體傳遞至纖維，起到載荷傳遞作用；（4）改善界面結(jié)合強(qiáng)度，充分發(fā)揮界面解離、纖維拔出等能量耗散機(jī)制，使復(fù)合材料斷裂時(shí)呈現(xiàn)假塑性特征。近年來用于復(fù)合材料制備的界面層體系主要有熱解碳界面層（PyC）、BN 界面層、復(fù)合界

11、面層。圖 1 陶瓷基復(fù)合材料的界面示意圖圖 2 界面層設(shè)計(jì)與復(fù)合材料力學(xué)性能的關(guān)系資料來源：快速成型 SiC 陶瓷基復(fù)合材料及其性能研究，華 資料來源：新一代發(fā)動(dòng)機(jī)高溫材料-陶瓷基復(fù)合材料的制備、西證券研究所性能及應(yīng)用，研究所碳化硅纖維及 SiC/SiC 復(fù)合材料本章將主要介紹碳化硅纖維以及連續(xù)碳化硅纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料 (SiC/SiC 復(fù)合材料) 的制備工藝和研制情況。碳化硅（SiC）纖維碳化硅纖維性能良好，常用作耐高溫材料和增強(qiáng)材料。碳化硅纖維是一種以碳和硅為主要成分的高性能陶瓷材料，從形態(tài)上分為晶須和連續(xù)碳化硅纖維，具有高溫耐氧化性、高硬度、高強(qiáng)度、高熱穩(wěn)定性、耐腐蝕性和密度小

12、等優(yōu)點(diǎn)。與碳纖維相比，在極端條件下，碳化硅纖維能夠保持良好的性能。由于其具有良好的性能，在航空航天、軍工武器裝備等高科技領(lǐng)域備受關(guān)注，常用作耐高溫材料和增強(qiáng)材料。碳化硅纖維制備工藝碳化硅纖維的制備方法主要有先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法、化學(xué)氣相沉積法（CVD)和活性炭纖維轉(zhuǎn)化法 3 種。3 種制備方法各有優(yōu)缺點(diǎn)，而且使用不同制備方法制備的碳化硅纖維也具有不同的性能。先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法是目前主要采用的碳化硅纖維研制方法。先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法是由日本東北大學(xué)矢島教授等人于 1975 年研發(fā)，包括先驅(qū)體合成、熔融紡絲、不熔化處理與高溫?zé)Y(jié) 4 大工序，先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法制備碳化硅纖維需要先合成先驅(qū)體聚碳硅烷（PCS)。日本、美國(guó)等國(guó)家

13、的材料制造公司積極利用該法將碳化硅纖維進(jìn)行工業(yè)化生產(chǎn)，逐漸形成了 3 代碳化硅纖維。先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法制備碳化硅纖維是目前采用比較廣泛的一種方法，技術(shù)相對(duì)成熟、生產(chǎn)效率高、成本低，適合于工業(yè)化生產(chǎn)。圖 3 先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法制備碳化硅纖維的過程資料來源：碳化硅纖維國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展，研究所化學(xué)學(xué)氣相沉積法（CVD 法）制備碳化硅纖維純度較高，但由于直徑較粗，較難織成復(fù)合材料。CVD 法的基本原理就是在連續(xù)的鎢絲或碳絲芯材上沉積碳化硅。該方法的制備過程中，利用碳絲更為合適。一方面，碳的質(zhì)量比鎢的質(zhì)量小，可以制得更輕的碳化硅纖維；另一方面，鎢與碳化硅會(huì)發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，使得在高溫環(huán)境下碳化硅纖維的強(qiáng)度變差。在碳絲上沉

14、積碳化硅能夠得到更穩(wěn)定的碳化硅纖維及其復(fù)合材料。 CVD 法制備的碳化硅纖維的純度比較高，因此纖維在高溫下的強(qiáng)度、抗蠕變、穩(wěn)定性等性能良好。但是，與先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法相比，CVD 法制備的碳化硅纖維直徑較粗，無法進(jìn)行編織，因此在利用纖維制成復(fù)合材料時(shí)比較困難?；钚蕴坷w維轉(zhuǎn)化法原料價(jià)格低廉，制備過程相對(duì)簡(jiǎn)單，適合工業(yè)化生產(chǎn)?；钚蕴坷w維轉(zhuǎn)化法是在先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法和 CVD 法之后被研發(fā)出來的。主要包括制備活性炭纖維、高溫反應(yīng)氣態(tài)氧化硅、熱處理生產(chǎn)碳化硅纖維三步。因?yàn)橹苽浠钚蕴坷w維的原材料價(jià)格比較低廉，并且制備過程也比較簡(jiǎn)單，所以利用活性炭纖維轉(zhuǎn)化法制備碳化硅纖維的成本較低。與先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法和 CVD 法相比，

15、該方法更適用于工業(yè)化生產(chǎn)碳化硅纖維。此外，利用活性炭纖維轉(zhuǎn)化法制備碳化硅纖維主要由碳化硅微晶構(gòu)成，氧含量?jī)H占 5.9。由于氧含量的大大降低，纖維的抗拉強(qiáng)度變大，能達(dá)到 1000MPa 以上。圖 4 活性炭纖維轉(zhuǎn)化法制備碳化硅纖維的過程資料來源：碳化硅纖維國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展，研究所SiC 纖維研制歷經(jīng)三代，國(guó)內(nèi)技術(shù)達(dá)到國(guó)際水平三代碳化硅纖維均已實(shí)現(xiàn)工業(yè)化生產(chǎn)，日本碳公司和宇部公司總產(chǎn)量占全球 80。根據(jù)結(jié)構(gòu)組成和性能，SiC 纖維主要分為三代。目前國(guó)際上 SiC 纖維的生產(chǎn)企業(yè)主要 集中在日本，包括日本碳公司(Nippon Carbon)和日本宇部公司 (Ube Industries)。 兩家公司的

16、總產(chǎn)量占到全球的 80左右。目前第一代、第二代和第三代 SiC 纖維均實(shí)現(xiàn)了工業(yè)化生產(chǎn)，其中 NipponCarbon 公司的純 SiC 纖維(牌號(hào) Nicalon)和 Ube Industries 公司的含鈦、含鋯、含鋁等類型的 SiC 纖維(牌號(hào) Tyranno)產(chǎn)量均達(dá)到 100 噸級(jí)，且基本保持穩(wěn)定。表 3 三代碳化硅纖維介紹類型工業(yè)化產(chǎn)品特點(diǎn)第一代高氧、高碳以 Nippon Carbon 公一代 SiC 纖維氧含量在 10wt以上，纖維含有部分 SiCXOY SiC 纖維司的 Nicalon 200 纖相和游離碳。在惰性氣氛中較高溫度 (高于 1200)維和 UbeIndustrie

17、s下，該纖維內(nèi)部的 SiCXOY 相會(huì)發(fā)生分解反應(yīng)，并伴隨公司的 Tyranno LOX-MSiC 晶粒的粗化，纖維內(nèi)部產(chǎn)生大量孔洞和裂紋等缺陷，纖維為代表導(dǎo)致纖維力學(xué)性能急劇下降。在氧化氣氛中，SiCXOY 相分解的同時(shí)，纖維表面開始氧化，生成的 SiO2 和逸出的 CO 導(dǎo)致部分孔洞的形成，嚴(yán)重影響纖維的力學(xué)性能。在氧化溫度為 1200時(shí)，纖維性能變得非常差，難以作為復(fù)合材料的增強(qiáng)纖維使用。第二代低氧、高碳以 Nippon Carbon 公基于一代纖維中高氧高碳結(jié)構(gòu)對(duì)熱力學(xué)穩(wěn)定性的影響，研含量 SiC 纖司的 Hi-Nicalon 纖維究人員采用電子輻照等技術(shù)改進(jìn)了不熔化處理工序，大幅維和

18、 Ube Industries 公降低了交聯(lián)過程中氧元素的引入。相比于第一代 Nicalon司的 Tyranno LOX-E 型 SiC 纖維，Hi-Nicalon 纖維氧含量很低，無 SiCXOY 相纖維、Tyranno ZM 纖 存在，但是依舊富碳，主要由 -SiC、無定型 SiC 以及游維和 Tyranno ZE 纖維 離碳相組成，提升了材料的高溫穩(wěn)定性。為代表第三代近化學(xué)計(jì)量以 Nippon Carbon 公基于第二代纖維游離碳較多對(duì)纖維高溫氧化氣氛中穩(wěn)定性比 SiC 纖維司的 Hi-Nicalon S 纖 的影響，Nippon Carbon 公司在 Hi-Nicalon 纖維的基礎(chǔ)維

19、、UbeIndustries上進(jìn)一步降低游離碳含量，研制成功接近 SiC 化學(xué)計(jì)量公司的 Tyranno SA 纖比的第三代 SiC 纖維，即 Hi-Nicalon S 纖維。該纖維主維和美國(guó) Dow Corning要組成為晶粒尺寸為亞微米級(jí)的 -SiC 晶粒，此外包含公司的 Sylramic 纖維 少量游離碳和痕量氧。近化學(xué)計(jì)量比的組成形態(tài)顯著提升等為代表 了 SiC 纖維的模量，同時(shí)纖維晶間相含量的降低則明顯改善了材料的抗蠕變性能。第三代 SiC 纖維具有優(yōu)異抗氧化性能和抗蠕變性能，顯著拓寬了其在航空航天熱端構(gòu)件領(lǐng)域的應(yīng)用。資料來源：快速成型 SiC 陶瓷基復(fù)合材料及其性能研究，研究所國(guó)內(nèi)

20、 SiC 纖維技術(shù)達(dá)到國(guó)際水平，工業(yè)化能力仍有差距。目前，國(guó)內(nèi)研制單位主要包括國(guó)防科技大學(xué)、廈門大學(xué) (含火炬電子科技股份有限公司) ?？傮w而言，國(guó)內(nèi)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)第二代、第三代 SiC 關(guān)鍵技術(shù)，但由于基礎(chǔ)研究起步較晚，雖然取得了顯著進(jìn)步，但在質(zhì)量穩(wěn)定性和工業(yè)化能力方面與日本等發(fā)達(dá)國(guó)家的先進(jìn)水平差距巨大。上世紀(jì) 80 年代開始，國(guó)防科技大學(xué)在實(shí)驗(yàn)室開展先驅(qū)體熱解轉(zhuǎn)化方法制備 SiC 纖維的研究，經(jīng)過近 30 年的艱難攻關(guān)，攻克了先驅(qū)體 PCS 的合成、多孔熔融紡絲、 原絲不熔化及連續(xù)纖維高溫?zé)傻汝P(guān)鍵技術(shù)，制得了第一代連續(xù) SiC 纖維（KD-I 型 纖維），纖維性能與日本 Nicalon 纖維性

21、能相當(dāng)。近年來，通過改進(jìn)先驅(qū)體合成方法，建立非氧氣氛不熔化處理方法（電子束輻照方法與活性氣氛不熔化方法），制得了低 氧含量的 SiC 纖維。通過制備工藝的改進(jìn)，制得了第二代連續(xù) SiC 纖維（KD-II 型 SiC 纖維），性能相當(dāng)于日本碳公司 Hi-Nicalon 水平，并已建立了中試生產(chǎn)線。廈門大學(xué)于 2000 年后也開展了 SiC 纖維的相關(guān)研究。在第三代 SiC 纖維制備研究中，對(duì) Tyranno SA 型和 Hi-Nicalon S 型 SiC 纖維均進(jìn)行了初步探索其后，其研發(fā)思路主要集中于 Hi-Nicalon S 型纖維的制備方法，并在 PCS 纖維的電子束輻照交聯(lián)、還原氣氛下的

22、纖維燒成等方面取得了一定研究成果?；鹁骐娮优c廈門大學(xué)合作，已建立第二代、第三代 SiC 纖維材料 10 噸生產(chǎn)線，該技術(shù)屬國(guó)內(nèi)首創(chuàng)，處于國(guó)內(nèi)、外同行業(yè)的領(lǐng)先水平。圖 5 國(guó)產(chǎn)第一代 SiC 纖維(a)和第二代 SiC 纖維(b)顯微形貌資料來源：連續(xù)碳化硅纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料研究進(jìn)展，研究所隨著碳化硅纖維生產(chǎn)鏈的不斷擴(kuò)大，應(yīng)用范圍不斷拓展，市場(chǎng)規(guī)?？焖贁U(kuò)容。據(jù) Stratistics MRC 預(yù)測(cè)，碳化硅纖維市場(chǎng)到 2026 年將增長(zhǎng)至 35.87 億美元，2017年至 2026 年的復(fù)合年增長(zhǎng)率高達(dá) 34.4。而據(jù) MarketsandMarkets 預(yù)計(jì)，全球陶瓷基質(zhì)復(fù)合材料市場(chǎng)規(guī)

23、模預(yù)計(jì)將從 2021 年的 88 億美元增長(zhǎng)到 2031 年的 250 億美元，年復(fù)合增長(zhǎng)率為 11.0。發(fā)展中國(guó)家，尤其是亞太地區(qū)（如中國(guó)、印度、新加坡和泰國(guó)）對(duì)陶瓷基體復(fù)合材料的需求不斷增長(zhǎng)，將推動(dòng)市場(chǎng)增長(zhǎng)。碳化硅纖維的應(yīng)用碳化硅纖維作為一種紡織類纖維增強(qiáng)材料，通常以復(fù)合材料的形式應(yīng)用于各個(gè)領(lǐng)域，被認(rèn)為是很有應(yīng)用前景的一種結(jié)構(gòu)材料，它具有優(yōu)良的電磁波吸收性，且具有高強(qiáng)高模、耐高溫、抗氧化、耐腐蝕、抗蠕變等優(yōu)點(diǎn)，其中，耐高溫和優(yōu)良的電磁波吸收性是最突出的兩個(gè)優(yōu)點(diǎn)。通常以一維形式的纖維、二維形式和三維形式的纖維集合體、非織造織物的形式應(yīng)用于各個(gè)領(lǐng)域的各類零部件。圖 6 一維、二維、三維及非織造

24、織物碳化硅纖維示意圖資料來源：陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件應(yīng)用及熱分析研究進(jìn)展，研究所以一維形式存在時(shí)，通常以短切或連續(xù)纖維的形式應(yīng)用于軍事、儀器儀表、汽車、宇航、航空、體育用品、電子信息、音響器材、窖爐材料、醫(yī)衛(wèi)用品等。在民用領(lǐng)域，碳化硅纖維已經(jīng)應(yīng)用到了日本的防盜和防火探測(cè)器探頭中。以二維形式的纖維集合體存在時(shí)，通常以平面織物形式應(yīng)用于航天飛機(jī)、超高音運(yùn)輸機(jī)的高溫區(qū)和蓋板，空間飛機(jī)或探測(cè)器發(fā)動(dòng)機(jī)的平面翼板及前沿曲面翼板燃燒室，燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的靜翼面、葉片、翼盤、支架和進(jìn)料管，飛機(jī)以及高超飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口擋板、調(diào)節(jié)片、襯里、葉盤。實(shí)際應(yīng)用中，德國(guó)“桑格爾”、法國(guó)“海爾梅斯”、美國(guó) So

25、larturlinces、美國(guó)航天飛機(jī)系列、日本的 Hope-X、日本 IHI 公司制造的尾椎和消聲器、日本 AMG 公司制造的燃燒室、法國(guó) SNECMA 公司研制開發(fā)的軍用飛機(jī)火焰穩(wěn)定器、Weatline 渦輪葉片、飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)“LEAP-X”、日本 AMG 燃料室、法國(guó) Rafale 戰(zhàn)斗機(jī)的 M88 發(fā)動(dòng)機(jī)部分構(gòu)件中都存在該形式的碳化硅纖維。以三維形式的纖維集合體存在時(shí)，通常以異形編織物的形式應(yīng)用于飛機(jī)、巡航 彈的尾翼、頭錐、魚鱗板、尾噴管，一般是以碳化硅增強(qiáng)鋁或碳化硅纖維與 PEEK混編織物的形式存在，其主要發(fā)揮優(yōu)良的吸波性能，用作隱身材料。美國(guó)洛克希德公司的隱身戰(zhàn)機(jī)F-22 的 4 個(gè)

26、直角尾翼，法國(guó)“幻影 2000”戰(zhàn)斗機(jī)的 M53 發(fā)動(dòng)機(jī)，法 國(guó) Alcore 公司的無人駕駛遙控隱身飛機(jī)“豺狼”，日本 IHI 公司生產(chǎn)的軍用飛機(jī)上均有碳化硅纖維三維產(chǎn)品的身影。以非織造織物存在時(shí)，通常以纖維氈的形式應(yīng)用于核電站耐輻射材料及核聚變裝置的第一堆壁、偏濾器、燃料包覆以及控制棒材料。在韓國(guó)、美國(guó)和德國(guó)方程賽車的剎車盤上也有應(yīng)用。碳化硅纖維的各種優(yōu)良性能，賦予了其被廣泛應(yīng)用于各個(gè)領(lǐng)域的可能，使其能充分發(fā)揮自身的性能特點(diǎn)。SiC/SiC 復(fù)合材料SiC/SiC 復(fù)合材料綜合性能優(yōu)異，在航空、航天、核能等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前 景。SiC/SiC 復(fù)合材料是指在 SiC 陶瓷基體中引入 S

27、iC 纖維作為增強(qiáng)相，進(jìn)而形成以 SiC 纖維為增強(qiáng)相和分散相、以 SiC 陶瓷為基體相和連續(xù)相的復(fù)合材料。SiC/SiC 復(fù) 合材料的結(jié)構(gòu)和組分特征決定了該類材料繼承保留了碳化硅陶瓷材料耐高溫、抗氧化、耐磨耗、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)通過發(fā)揮 SiC 纖維增強(qiáng)增韌機(jī)理，克服了材料固有的韌 性差和抗外部沖擊載荷性能差的先天缺陷。SiC/SiC 復(fù)合材料綜合性能優(yōu)異，在航空、航天、核能等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景，特別是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)襯、燃燒室筒、噴口導(dǎo)流葉片、機(jī)翼前緣、渦輪葉片和渦輪殼環(huán)等熱端部位。圖 7 SiC/SiC 復(fù)合材料斷裂后截面形貌：(a)韌性斷裂；(b)脆性斷裂資料來源：連續(xù)碳化硅纖

28、維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料研究進(jìn)展，研究所圖 8 PIP 工藝流程SiC/SiC 復(fù)合材料的制備工藝主要包括聚合物浸漬裂解工藝 (Polymer Infiltration and Pyrolysis, PIP) 、 化 學(xué) 氣 相 滲 透工 藝 (Chemical Vapor Infiltration, CVI) 、熔滲工藝 (Reactive Melt Infiltration, RMI)和漿 料 浸漬熱壓法（SlurryInfiltration and Hot-Pressing process，SIHP）等。PIP 工藝是近些年來研究較多、發(fā)展迅速的陶瓷基復(fù)合材料制備工藝之一，將聚合物有機(jī)

29、先驅(qū)體（溶液）浸漬至纖維預(yù)制體內(nèi)部，進(jìn)而高溫裂解生成陶瓷基體，優(yōu)點(diǎn)在于處理溫度較低，近凈成型，對(duì)于纖維的損傷較小。并且基體可設(shè)計(jì)性強(qiáng)，可在數(shù)次浸漬-裂解周期后得到易加工的中間產(chǎn)品，進(jìn)行精細(xì)加工后再進(jìn)行進(jìn)一步致密化，適合制備形狀復(fù)雜的大型構(gòu)件。但陶瓷收率低、制造周期長(zhǎng)、材料孔隙率高。資料來源：碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展現(xiàn)狀及其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，研究所圖 9 CVI 工藝流程CVI 工藝主要通過氣相先驅(qū)體高溫裂解，在纖維表面沉積獲得致密化復(fù)合材料，通過該法制備的材料純度高、基體一般具有完整晶體結(jié)構(gòu)，力學(xué)性能優(yōu)異。得到的復(fù)合材料外形基本由預(yù)制體決定，能實(shí)現(xiàn)近凈成型，制備形狀復(fù)雜的部

30、件；在同一沉積爐中，可依次進(jìn)行界面相、基體以及構(gòu)件表面涂層的沉積，制備變組分或變密度的復(fù)合材料，實(shí)現(xiàn)材料的優(yōu)化設(shè)計(jì)。缺點(diǎn)在于沉積速率低、制造周期長(zhǎng)、成本高、復(fù)合材料孔隙率高。資料來源：碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展現(xiàn)狀及其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，研究所RMI 工藝最大的優(yōu)點(diǎn)為能夠通過一次成型制備致密且基本無缺陷的基體，而且預(yù)成型件與構(gòu)件之間結(jié)構(gòu)尺寸變化較小，被認(rèn)為是快速、低成本制備近凈成型復(fù)雜形狀構(gòu)件的有效途徑。但該工藝的主要問題在于：熔滲過程溫度較高，對(duì)纖維損傷較大；在熔融浸滲過程中，金屬與氧氣等反應(yīng)形成致密氧化物膜，阻礙金屬進(jìn)一步反應(yīng)而在材料內(nèi)部形成殘留，可能會(huì)影響復(fù)合材料的高溫穩(wěn)

31、定性。圖 10 MI 工藝流程資料來源：碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展現(xiàn)狀及其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，研究所各國(guó)對(duì)陶瓷基復(fù)合材料工藝都進(jìn)行了詳細(xì)的研究，其中日本擁有聚碳硅烷（PCS）和連續(xù) SiC 纖維制備技術(shù)，主要開展 PIP 工藝制備纖維增強(qiáng) SiC 復(fù)合材料的研究 , 特別是在 SiCf/SiC 復(fù)合材料制備上具有較高的研究水平；法國(guó)以 CVI 技術(shù)為主，且技術(shù)水平屬國(guó)際領(lǐng)先；德國(guó)以 RMI 和 PIP 技術(shù)為主, 特別是 RMI 技術(shù)世界領(lǐng)先；美國(guó)對(duì) PIP、CVI 和 RMI 工藝均有研究，且均有較高的研究水平，特別是 RMI 工藝，已經(jīng)成為 GE 公司陶瓷基復(fù)合材料制備的主

32、流工藝。國(guó)內(nèi)碳化硅基復(fù)合材料制備以 CVI、PIP、RMI 技術(shù)為主，主要研究單位包括西北工業(yè)大學(xué)、航天材料及工藝研究所、西安航天復(fù)合材料研究所、中國(guó)科學(xué)院上海硅酸鹽研究所、航空工業(yè)復(fù)合材料技術(shù)中心、國(guó)防科技大學(xué)等。其中，西北工業(yè)大學(xué)張立同院士團(tuán)隊(duì)與中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院（現(xiàn)中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院）合作開發(fā)的 7001200長(zhǎng)壽命自愈合碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(CMC-MS)獲得了 2004 年度國(guó)家技術(shù)發(fā)明一等獎(jiǎng)，在此基礎(chǔ)上投入并建成了國(guó)內(nèi)領(lǐng)先、國(guó)際先進(jìn)的 CMC 構(gòu)件工程化基地。表 4 國(guó)外不同型號(hào) SiC/SiC CMC 及其性能研制機(jī)構(gòu)牌號(hào)纖維類型制備工藝室溫拉伸強(qiáng)度/MPa失效時(shí)長(zhǎng)美國(guó)

33、GE公司Hypercomp PP-HNHi-NicalonMI3211000h/1200Hypercomp SC-HHi-NicalonMI3581000h/1200美國(guó) NASAN22SylramicCVI+MI400500h/1204N24-ASylramic- iBNCVI+MI450500h/1315N24-BSylramic- iBNCVI+MI450500h/1315N24-CSylramic- iBNCVI+MI3101000h/1315N26Sylramic- iBNCVI+PIP330300h/1450法國(guó) SNECMAA410Hi-NicalonCVI200-315600h

34、/1200A416Hi-CVI200-315200h/1400Nicalon-SSiC/SiC 復(fù)合材料加工工藝包括傳統(tǒng)機(jī)械加工、超聲波技術(shù)、激光加工技術(shù)、高壓水射流技術(shù)和電火花加工技術(shù)等。SiC/SiC 復(fù)合材料硬度高，材料由基體、纖維等多部分構(gòu)成，具有明顯的各向異性，加之復(fù)合材料的表面形貌、尺寸精度和位置精度等對(duì)構(gòu)件的安全性、可靠性和使用壽命等都有重要影響，一般采用傳統(tǒng)機(jī)械加工技術(shù)和特種加工技術(shù)相結(jié)合的方式實(shí)現(xiàn)材料的精確加工。日本在陶瓷基復(fù)合材料銑削、切削、磨削、鉆削等傳統(tǒng)加工領(lǐng)域方面優(yōu)勢(shì)明顯，美國(guó)、德國(guó)、英國(guó)、俄羅斯等國(guó)家在超聲波加工、電火花加工、高壓水射流加工以及激光加工等領(lǐng)域進(jìn)行了深

35、入研究。表 5 SiC/SiC 復(fù)合材料加工工藝比較加工工藝工藝路線優(yōu)點(diǎn)劣勢(shì)傳統(tǒng)機(jī)械加工基于傳統(tǒng)的銑削、切削、磨削、鉆削等金屬材料加工技術(shù)，選擇高硬度的金剛石刀具和加工程序?qū)?SiC/SiC 復(fù)合材料進(jìn)行加工，加工工藝的優(yōu)化、刀具的選擇、加工余量的設(shè)計(jì)是影響加工效果的重要因素適宜于 SiC/SiC 復(fù)合材料機(jī)的型面加工，外形尺寸易于控制，材料表面光潔度高。不適宜于小尺寸、孔結(jié)構(gòu)的加工。研究表明，采用鉆削制孔加工獲得的 SiC/SiC 復(fù)合材料孔結(jié)構(gòu)表面不平整，存在微裂紋超聲波技術(shù)利用超聲波振子引發(fā)工具產(chǎn)生超聲頻的縱向振動(dòng)，在材料表面與高速運(yùn)動(dòng)的磨砂粒子撞擊，從而對(duì)被加工表面進(jìn)行拋磨，實(shí)現(xiàn)材料的

36、微加工加工損傷較小，加工質(zhì)量高加工效率低，適宜于孔結(jié)構(gòu)和型腔成型加工激光加工技術(shù)主要以原子躍遷過程中釋放出來的高能量光子為熱源，照射到材料表面，光能轉(zhuǎn)化為極高密度的熱能，產(chǎn)生局部瞬時(shí)高溫，導(dǎo)致材料熔化甚至氣化實(shí)現(xiàn)去除無需刀具和模具，屬于非接觸性加工技術(shù)過程伴隨較大的熱應(yīng)力，可能導(dǎo)致微裂紋的產(chǎn)生。此外，該工藝成本較高，不利于實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用高壓水射流技術(shù)在高壓高速水射流中加入超硬磨粒，形成高速?zèng)_擊的液固兩相高速射流，實(shí)現(xiàn)材料的加工屬于冷態(tài)切割，無熱影響，不會(huì)產(chǎn)生熱應(yīng)力該工藝分辨率低 (一般高于 0.5mm)，高速超硬磨粒的沖擊易引起崩邊等結(jié)構(gòu)缺陷及損傷，僅適用于復(fù)合材料的粗加工電火花加工技術(shù)利用電

37、極之間脈沖放電熱效應(yīng)實(shí)現(xiàn)對(duì)材料的去除加工加工材料和工具無直接接觸、無刀具磨損問題。對(duì)于非導(dǎo)電陶瓷材料，可采用電解液法和高壓電法在加工過程中存在有較大熱影響，導(dǎo)致加工工件出現(xiàn)微裂紋和電極產(chǎn)生損耗等問題碳化硅材料在航發(fā)上的應(yīng)用SiC/SiC 耐熱性能優(yōu)異，將替代高溫合金在航發(fā)上的應(yīng)用推重比是先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的衡量指標(biāo)，新型材料的應(yīng)用是提高推重比的有效方法。航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的心臟，是飛機(jī)機(jī)動(dòng)性、航程、可靠性、經(jīng)濟(jì)性等性能的主要決定因素之一，而推重比是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平和工作能力的綜合指標(biāo)之一。如何進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比，降低服役成本等是現(xiàn)階段各國(guó)研究的重點(diǎn)。國(guó)內(nèi)外的研究表明在維持發(fā)動(dòng)機(jī)布局和不改變常規(guī)

38、金屬材料的前提下，氣動(dòng)、熱力、部件設(shè)計(jì)以及結(jié)構(gòu)減重等技術(shù)手段的改進(jìn)，最高只能將發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比提高到 14 左右。對(duì)于推重比 1215 及更高推重比的發(fā)動(dòng)機(jī)，則必須在新材料、新工藝應(yīng)用和新結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面取得更大突破。對(duì)于推重比 1520 的發(fā)動(dòng)機(jī)，新材料、新工藝及相應(yīng)新結(jié)構(gòu)對(duì)提高推重比的貢獻(xiàn)將高達(dá) 5070。圖 11 航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳熱增強(qiáng)和冷卻技術(shù)的演變 圖 12 先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)用材料發(fā)展趨勢(shì)資料來源：陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件應(yīng)用及熱分 資料來源：航空材料技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀與展望，研究析研究進(jìn)展，研究所所現(xiàn)有高溫合金材料體系難以滿足先進(jìn)航發(fā)，陶瓷基復(fù)材成為最有應(yīng)用潛力的材料。現(xiàn)有推重比 10 一

39、級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度均達(dá)到了 1500，如 M88-2 型發(fā)動(dòng)機(jī) 渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到 1577，F(xiàn)119 型發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到 1700左右，而目前正 在研制的推重比 1215 的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口平均溫度將超過 1800以上。這遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過 了高溫合金及金屬間化合物的使用溫度。目前，耐熱性能最好的鎳基高溫合金材料工 作溫度達(dá)到 1100左右，而且必須采用隔熱涂層，同時(shí)設(shè)計(jì)先進(jìn)的冷卻結(jié)構(gòu)。因此，現(xiàn)有的高溫合金材料體系已經(jīng)難以滿足先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)，要發(fā)展具有更高推重比的航 空發(fā)動(dòng)機(jī)，必須開發(fā)新型輕質(zhì)、高強(qiáng)度、耐高溫、長(zhǎng)壽命的發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件材料。陶 瓷基復(fù)合材料能夠滿足上述要求，成為能夠替代高溫合金在發(fā)

40、動(dòng)機(jī)高溫部件上應(yīng)用最 具有潛力的材料。圖 13 發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前進(jìn)口溫度與輸出功率關(guān)系圖 14 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展與渦輪前進(jìn)口溫度資料來源：航發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)用陶瓷基復(fù)合材料及制造技術(shù)，華西 資料來源：陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件應(yīng)用及熱分證券研究所析研究進(jìn)展，研究所從陶瓷基體角度來看，以SiC 基陶瓷為代表的非氧化物基體，具有強(qiáng)度高、硬度 高、耐高溫性能優(yōu)異的特點(diǎn)，特別是與制備技術(shù)較為成熟的 C 纖維和 SiC 纖維相容性 較好，因此在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件上取得了廣泛的應(yīng)用。以石英玻璃為代表的玻璃 陶瓷基體本身耐高溫性能較差，一般不適合作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端構(gòu)件材料應(yīng)用。而氧 化物纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料具

41、有廣闊的應(yīng)用前景，但受制于氧化物纖維的發(fā)展水平，限制了這類陶瓷基體材料在航發(fā)熱端構(gòu)件上的應(yīng)用。從增強(qiáng)纖維角度來看，碳化硅陶瓷基復(fù)合材料（CMC-SiC）主要包括碳纖維增韌碳化硅（C/SiC）和碳化硅纖維增韌碳化硅（SiC/SiC）。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)，C/SiC 的使用溫度為 1650 攝氏度，SiC/SiC 的使用溫度為 1450，提高 SiC 纖維的使用溫度可使 SiC/SiC 使用溫度提高到 1650。由于 C/SiC 抗氧化性能較 SiC/SiC 差，國(guó)內(nèi)外普遍認(rèn)為，航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件最終獲得應(yīng)用的應(yīng)該是 SiC/SiC。圖 15 SiC/SiC 復(fù)合材料的顯微結(jié)構(gòu)圖 16 C/SiC 復(fù)

42、合材料的顯微結(jié)構(gòu)資料來源：新型碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的研究進(jìn)展，華西證 資料來源：新型碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的研究進(jìn)展，華西證券研究所券研究所與聚合物復(fù)合材料相比，CMC-SiC 可提高強(qiáng)度和使用溫度。與高溫合金相比，在無空氣冷卻和熱障涂層的情況下，CMC-SiC 可降低冷卻氣流量 1525，提高工作溫度 150350，潛在使用溫度可達(dá) 1650，同時(shí)實(shí)現(xiàn)減重。與陶瓷材料相比，CMC- SiC 可改善脆性、缺陷敏感性并抑制缺陷體積效應(yīng)，提高可靠性。與 Cf/C 復(fù)合材料相比，CMC-SiC 可提高抗氧化性、強(qiáng)度和使用壽命。由此可見，CMC-SiC 是高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件用最具潛力的關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)

43、材料之一。研究表明，將 CMC-SiC 用于燃燒室、渦輪、加力燃燒室和噴管等熱端部件，可使發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度提高 300500，結(jié)構(gòu)減重 5070，推力提高 30100。圖 17 CMC-SiC 復(fù)合材料在國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用SiC/SiC 材料在國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用現(xiàn)狀歐美等航空發(fā)達(dá)國(guó)家在航空發(fā)動(dòng)機(jī)用CMC-SiC 構(gòu)件的研制與應(yīng)用方面，遵循先靜止件后轉(zhuǎn)動(dòng)件，先中溫（7001000）件后高溫（10001300）件，先簡(jiǎn)單件后復(fù) 雜件的發(fā)展思路，優(yōu)先發(fā)展中溫中等載荷（應(yīng)力低于 120MPa）靜止件（密封片調(diào) 節(jié)片、內(nèi)錐體等）；以此為基礎(chǔ)發(fā)展高溫中等載荷（應(yīng)力低于 120MPa）靜止件（火焰 筒

44、、火焰穩(wěn)定器、渦輪外環(huán)、導(dǎo)向葉片等）；然后發(fā)展高溫高載荷（應(yīng)力高于 120MPa）轉(zhuǎn)動(dòng)件（渦輪轉(zhuǎn)子、渦輪葉片等）。圖 18 CMC 在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端應(yīng)用情況CMC-SiC 已在中溫中等載荷靜止件上得到實(shí)際應(yīng)用和批產(chǎn)。從 20 世紀(jì) 90 年代開始，歐美以推重比810 一級(jí)航空發(fā)動(dòng)機(jī)（如F119，EJ200，F(xiàn)414，M88-，TRENT800等）為演示驗(yàn)證平臺(tái)，對(duì) CMC-SiC 構(gòu)件進(jìn)行了大量應(yīng)用驗(yàn)證，歷時(shí)二十余年目前仍在進(jìn)行。考核結(jié)果表明，CMC-SiC 可使中等載荷靜止件減重 50以上，并顯著提高其疲勞壽命。總的來說，噴管調(diào)節(jié)片密封片等中溫中等載荷靜止件已完成全壽命驗(yàn)證并進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用和批

45、量生產(chǎn)階段；燃燒室火焰筒和內(nèi)外襯等高溫中等載荷靜止件正進(jìn)行全壽命驗(yàn)證，有望進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用階段；而渦輪轉(zhuǎn)子和渦輪葉片等高溫高載荷轉(zhuǎn)動(dòng)件尚處于探索研究階段。表 6 陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用研究發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)材料體系應(yīng)用部位效果M8802SPECARBINOX A262Cf/SiC 復(fù)合材料外調(diào)節(jié)片于 2002 年開始投入批生產(chǎn)，在國(guó)際上首次實(shí)現(xiàn)了陶瓷基復(fù)合材料在發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用F119SiC 復(fù)合材料矢量噴管內(nèi)壁板和外壁板有效減重，從而解決飛機(jī)重心后移問題F414SiC 復(fù)合材料燃燒室能夠提供較大的溫升，較長(zhǎng)的壽命，需要的冷卻空氣較少F100SiC/SiC密封片累計(jì)工作時(shí)間 1300h，1200

46、/100h，減重 60。SiCf/SiC 材料比金屬密封片具有更好的抗熱機(jī)械疲勞性能F100-PW-229SiC 基密封片密封片在 Pratt & Whitney（FL）和 Arnold（TN）空軍基地進(jìn)行了 600h 以上的地面試車試驗(yàn)，并在 2005 年和 2006 年通過 F-16 和 F-15E 試飛試驗(yàn)F110SiC/SiC調(diào)節(jié)片累計(jì)工作時(shí)間 500h，1200/100h，增加推力 35。取樣性能測(cè)試結(jié)果表明，SiCf/SiC 無明顯損傷XTC76/3SiC/SiC燃燒室火焰筒火焰筒壁可以承受 1589K 溫度XTC77/1SiC 復(fù)合材料燃燒室火焰筒、高壓渦輪靜子葉片改進(jìn)了熱力和應(yīng)

47、力分析；質(zhì)量減輕，冷卻空氣量減少XTC97SiC 復(fù)合材料燃燒室在目標(biāo)油氣比下獲得了較小的分布因子XTE76/1SiC/SiC低壓渦輪靜子葉片提高了強(qiáng)度和耐久性，明顯減少了冷卻空氣需要量EJ200SiC/SiC燃燒室、火焰穩(wěn)定器和尾噴管調(diào)節(jié)片通過了軍用發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)、軍用驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的嚴(yán)格審定，在高溫高壓燃?xì)庀挛词軗p傷Trent800SiC 復(fù)合材料扇形渦輪外環(huán)可大幅度節(jié)省冷卻氣量、提高工作溫度、降低結(jié)構(gòu)重量并提高使用壽命F136（裝配 F35）CMC渦輪 3 級(jí)導(dǎo)向葉片耐溫能力可達(dá) 1200，重量?jī)H有鎳合金的 1/3?？赡苁翘沾苫鶑?fù)合材料在噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件上得到的首次商業(yè)應(yīng)用TrentCMC尾

48、椎截至 2013 年 1 月，運(yùn)行 73h，未有熱或結(jié)構(gòu)應(yīng)力問題發(fā)生Leap-XCMC低壓渦輪導(dǎo)向葉片質(zhì)量?jī)H為傳統(tǒng)材料的 1/2 甚至更輕，但可以耐1200以上的高溫，并且不需要冷卻，易于加工SiC/SiC 復(fù)合材料在噴管部件上的應(yīng)用CMC-SiC 噴管調(diào)節(jié)片/密封片，已在國(guó)外 M53-2，M88，M88-2，F(xiàn)100，F(xiàn)119， EJ200，F(xiàn)414，F(xiàn)110，F(xiàn)136 等多種型號(hào)軍/民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)上成功試驗(yàn)并應(yīng)用多年。早在 20 世紀(jì) 90 年代中期，法國(guó) Snecma 公司研制的 Cf/SiC(SEPCARBINOXR A262)和 SiC/SiC (CERASEPR A300)外調(diào)節(jié)片

49、便成功應(yīng)用于 M88-2 發(fā)動(dòng)機(jī)，在驗(yàn)證了其壽命目標(biāo)后，于 2002 年投入批量生產(chǎn)后期，Snecma 公司采用抗氧化 BN 界面和高性能 SiC 纖維開發(fā)出自愈合CMC-SiC(CERASEPR A410)，成功解決了氧化損傷對(duì)構(gòu)件壽命的影響。 Snecma 公司還與 PW 公司合作研制了 CMC-SiC 密封片，并在 F100 發(fā)動(dòng)機(jī)上完成了地面加速任務(wù)試驗(yàn),累計(jì)工作 1300h，其中 1200/100h，實(shí)現(xiàn)減重 5060，表現(xiàn)出比金屬件更好的抗熱機(jī)械疲勞性能;轉(zhuǎn)移到外場(chǎng)進(jìn)行評(píng)估后，在 F100-PW-229 發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。目前，法國(guó)已實(shí)現(xiàn) CMC-SiC 噴管構(gòu)件向民用飛機(jī)(

50、如空客 A380)發(fā)動(dòng)機(jī)的推廣應(yīng)用。圖 19 M88-2 用 CMC-SiC 復(fù)合材料外調(diào)節(jié)片美國(guó) NASA 研制的 CMC-SiC 調(diào)節(jié)片在 F110 發(fā)動(dòng)機(jī)上累計(jì)工作 500h，其中 1200/100h，增加推力35。GE 公司與 Goodrich 公司合作開發(fā)出用于 F414 發(fā)動(dòng)機(jī)的 CMC- SiC 調(diào)節(jié)片和密封片，其中，Goodrich 公司負(fù)責(zé)提供 CMC-SiCGE 公司進(jìn)行考核和評(píng)估。目前，GE 公司已進(jìn)行了相關(guān)飛行試驗(yàn)考核，累計(jì)工作 400h,1100/100h,增加推力 35。為滿足綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(integrated high per formance tur

51、bine engine technology,IHPTET)計(jì)劃第 2 階段和第 3 階段的要求，PW、GE、Allison 等公 司還以該計(jì)劃驗(yàn)證機(jī)為平臺(tái)對(duì) CMC-SiC 調(diào)節(jié)片和密封片進(jìn)行了驗(yàn)證。圖 20 F414-GE-400 用 CMC-SiC 復(fù)合材料調(diào)節(jié)片及密封片SiC/SiC 復(fù)合材料在燃燒部件上的應(yīng)用燃燒室和加力燃燒室均要承受高溫、復(fù)雜應(yīng)力、水氧腐蝕和熱沖擊等苛刻環(huán)境。燃燒室火焰筒、加力燃燒室內(nèi)錐體和隔熱屏為大型薄壁回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)，屬中等載荷靜止件，采用 CMC-SiC 可明顯提高使用溫度和減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量。國(guó)外 SiC/SiC 燃燒室/加力燃燒室部件，已進(jìn)行了全壽命演示驗(yàn)證，并進(jìn)入

52、工程應(yīng)用階段，如 F136 和 F414 等發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室火焰筒、M88 發(fā)動(dòng)機(jī)火焰筒和火焰穩(wěn)定器等。圖 21 CMC 燃燒室組件美國(guó)在綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技 術(shù) (IHPTET) 計(jì) 劃中將 帶環(huán) 境 障 涂 層 (environmental barrier coatings, EBCs)的 SiC/SiC 用于燃燒室火焰筒和內(nèi)外襯,并進(jìn)行了多次地面試車試驗(yàn)，累計(jì)考核 15000h,最高考核溫度達(dá)到 1200，并通過了全壽命 5000h 和高溫段 500h 的測(cè)試，質(zhì)量下降了 30，并減少了 NOx 和 CO 的排放。其中,第 5 次地面試車試驗(yàn)涂覆了聯(lián)合研究技術(shù)中心(unitedtechno

53、l ogies research center,UTRC)制備的EBCs，經(jīng)過13937h,61 次啟動(dòng)循環(huán)的試車試驗(yàn)后，在火焰筒內(nèi)壁上發(fā)現(xiàn)裂紋，從而終止地面試車試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，EBCs 涂層可對(duì)燃?xì)庵械?CMC- SiC 提供有效的保護(hù),使其壽命從 5000h 延長(zhǎng)至 14000h 左右。帶 EBCs 涂層的 CMC-SiC航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫構(gòu)件的首次試驗(yàn)結(jié)果對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī) 30000h 使用壽命的目標(biāo)具有里程碑意義。在 IHPTET 計(jì)劃第 3 階段的驗(yàn)證機(jī) XTC97 上，Honeywell 與 GE 還考核驗(yàn)證了 CMC-SiC 高溫升燃燒室。圖 22 SiC/SiC 復(fù)合材料燃燒室火焰

54、筒美國(guó) GE 公司考核了 SiC/SiC 火焰筒，節(jié)約冷卻空氣 50，減重 50，減少 NOx 排放 20。GE 公司在 2015 年開始在 GEnx 發(fā)動(dòng)機(jī)中測(cè)試 CMC-SiC 熱端部件,并計(jì)劃大規(guī)模采用 CMC-SiC 制備燃燒室襯里以及渦輪葉片，并應(yīng)用于 GE9x 發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)計(jì)劃在 LEAP-X 等發(fā)動(dòng)機(jī)中也采用 CMC-SiC 火焰筒。Soler 公司研發(fā)并驗(yàn)證了一種結(jié)構(gòu)非常簡(jiǎn)單的 SiC/SiC 燃燒室襯套,該環(huán)形薄壁襯套位于金屬機(jī)甲殼體內(nèi),并可與 Lamilloy 結(jié)構(gòu)材料加工的外火焰筒一起組成先進(jìn)的柔性燃燒室。為降低高溫腐蝕環(huán)境對(duì) SiC/SiC的影響，Soler 公司還研發(fā)

55、了 EBCs 涂層，將 SiC/SiC 襯套壽命提高了 23 倍。此外，美國(guó)還將 CMC-SiC 作為高速民用運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)襯的最佳材料,以減少 NOx 的釋放。圖 23 SiC/SiC 復(fù)合材料柔性燃燒室法國(guó) Snecma 公司除將 SiC/SiC 調(diào)節(jié)片成功運(yùn)用到 M88-2 發(fā)動(dòng)機(jī)外，還積極開發(fā) SiC/SiC 燃燒室火焰筒。Snecma 公司研制的 SiC/SiC 全環(huán)燃燒室(CERASEP A415)已通過 180h 的發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試(600 個(gè)循環(huán),最大狀態(tài) 100h),研制的火焰穩(wěn)定器(CERASEP A410)已通過 1180, 143h 的測(cè)試，構(gòu)件結(jié)構(gòu)完整,無損傷。Sne

56、cma 公司還首次設(shè)計(jì)和制造了 CFM56-C 發(fā)動(dòng)機(jī)用 SiC/SiC 混合器,減重 35，并通過了 700 個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)試驗(yàn)，包括 200h 發(fā)動(dòng)機(jī)試車和 70h 試飛，目標(biāo)用于 A380 等飛機(jī)。圖 24 SiC/SiC 復(fù)合材料全環(huán)燃燒室圖 25 C/SiC 復(fù)合材料火焰穩(wěn)定器資料來源：碳化硅陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用需求 資料來源：碳化硅陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用需求及挑戰(zhàn)，研究所及挑戰(zhàn)，研究所SiC/SiC 復(fù)合材料在渦輪部件上的應(yīng)用提高復(fù)合材料的開裂應(yīng)力和高溫耐腐蝕及抗沖刷性是CMC-SiC 渦輪導(dǎo)向葉片的研 究重點(diǎn)。渦輪導(dǎo)向葉片工作溫度和應(yīng)力水平高，燃?xì)鉀_刷嚴(yán)重

57、，熱力氧化條件惡劣。傳統(tǒng)的 C/SiC 或 SiC/SiC 開裂應(yīng)力低，在高溫高應(yīng)力和惡劣的熱力氧化環(huán)境下，將導(dǎo) 致材料氧化嚴(yán)重，快速失效，必須采用 EBCs 涂層延長(zhǎng)其使用壽命。因此，提高復(fù)合 材料的開裂應(yīng)力和高溫耐腐蝕及抗沖刷性能成為 CMC-SiC 渦輪導(dǎo)向葉片的研究重點(diǎn)。 美國(guó)在 EPM 和 UEET 計(jì)劃的支持下，發(fā)展了新的陶瓷纖維(Sylramicm，Dow cor ning)、界面技術(shù)(BN 界面、BN/SiC 界面)、基體致密化技術(shù)和先進(jìn) EBCs 涂層技術(shù)等，有效地 解決了部分問題,制備的 SiC/SiC 導(dǎo)向葉片在可模擬發(fā)動(dòng)機(jī)服役環(huán)境的 NASA Glenn 高 壓燃燒環(huán)中

58、進(jìn)行了測(cè)試，試驗(yàn)結(jié)果表明 SiC/Sic 導(dǎo)向葉片可在惡劣的燃燒環(huán)境下承受 1000h 的考核試驗(yàn)。圖 26 CMC-SiC 復(fù)合材料渦輪導(dǎo)葉和動(dòng)葉CMC-SiC 在航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)件上得到成功驗(yàn)證。在 IHPTET 計(jì)劃第 3 階段，GE 和 AADC 公司在驗(yàn)證機(jī)XTE-77 上采用CMC-SiC 高壓渦輪導(dǎo)向葉片,與鎳基高溫合金相比，質(zhì)量減輕 50，冷卻空氣量減少 20。GE 公司采用 SiC/SiC 制備了第 3 級(jí)低壓渦輪導(dǎo)向葉片，并在 F136 等發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了驗(yàn)證，使用溫度達(dá)到 1204，減重 70，冷卻空氣減少了 50。GE 公司在 F414 發(fā)動(dòng)機(jī)上開展了 500 個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作

59、循環(huán)的 CMC-SiC渦輪導(dǎo)葉和動(dòng)葉試驗(yàn)，這是 CMC-SiC 首次在航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)件上的成功驗(yàn)證。GE 公司還試驗(yàn)了 SiC/SiC 無冷卻渦輪動(dòng)葉,其耐溫性明顯高于帶冷卻葉片,該技術(shù)擬用于 F136 發(fā)動(dòng)機(jī)未來發(fā)展型，并將推廣應(yīng)用于 GE9X 發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪第 2 級(jí)動(dòng)葉。圖 27 F414 發(fā)動(dòng)機(jī) CMC 轉(zhuǎn)子葉片1998 年,日本在先進(jìn)材料氣體發(fā)電機(jī)(advancedmaterial gas generator,AMG)計(jì)劃中研制的渦輪葉片通過了 700,燃?xì)猸h(huán)境，386m/s 的轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)，沒有損傷。2003年，日本在 ESPR 計(jì)劃中研制了 CMC-SiC 渦輪葉片,并探索了渦輪轉(zhuǎn)子

60、的制造技術(shù)。此外，Honeywell 公司為有限壽命無人機(jī)設(shè)計(jì)的 XTL57/1 開發(fā)了整體式陶瓷渦輪葉片，并成功通過了 155轉(zhuǎn)速的超轉(zhuǎn)破裂試驗(yàn)，其低壓渦輪葉片和高斜率過渡段均采用了陶瓷材料。CMC-SiC 復(fù)合材料在國(guó)內(nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的研究現(xiàn)狀在 CMC-SiC 制備技術(shù)方面，國(guó)內(nèi)已接近國(guó)際先進(jìn)水平。國(guó)際普遍認(rèn)為，CMC-SiC是航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫結(jié)構(gòu)材料的技術(shù)制高點(diǎn)。CMC-SiC 的水平可反映國(guó)家的武器裝備水平。我國(guó)高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研究起步較晚，但是，近年來國(guó)內(nèi)已經(jīng)全面突破了 CMC-SiC 及高性能 SiC 纖維制備技術(shù),材料性能已達(dá)到或接近國(guó)際先進(jìn)水平，并進(jìn)行了航空發(fā)動(dòng)機(jī)多種構(gòu)件設(shè)計(jì)