作者：李豪（18级博士生）

导师：邱文丰（特聘研究员） 

航空发动机是在高温、高压、高速旋转的恶劣环境条件下长期可靠工作的复杂热力机械，在各类武器装备中，航空发动机对材料和制造技术的依存度最为突出，航空发动机高转速、高温的苛刻使用条件和长寿命、高可靠性的工作要求，把对材料和制造技术的要求提到了极限。材料和工艺技术的发展促进了发动机更新换代，如：第一、二代发动机的主要结构件均为金属材料，第三代发动机开始应用到复合材料及先进的工艺技术，第四代发动机广泛应用复合材料及先进的工艺技术，充分体现了一代材料、一代装备的特点。

从总体上看，航空发动机部件正向着高推重比、高压比、高可靠性发展，航空发动机结构向着轻量化、整体化、复合化的方向发展，发动机性能的改进一半得靠材料。先进的材料和制造技术保证了新材料构件及新型结构的实现，使发动机质量不断减轻，发动机的效率、使用寿命、稳定性和可靠性不断提高，可以说没有先进的材料和制造技术就没有更先进的航空发动机。

陶瓷基复合材料正是人们预计在21世纪中可替代高温合金的发动机热端结构材料之首选。陶瓷材料本身的耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧化和抗烧蚀等优异性能，使其具有替代金属成为新一代高温结构材料的潜力，但陶瓷材料的脆性大和可靠性差等致命弱点阻碍了它的实用化。各种增韧手段在制备工艺和增韧效果上各有优劣，其中相变增韧可以大幅度地提高陶瓷材料的常温韧性和强度，但因在高温下相变增韧机制失效而限制了其在高温领域的应用。而连续纤维增强陶瓷基复合材料（CFRCMC，Continuous Fiber Reinforced Ceramic Matrix Composites，简称CMCs）弥补了陶瓷材料的短板。CMCs制备工艺相对简单，可有效提高陶瓷材料的抗弯强度和断裂韧性，将连续纤维增强物加入到基体材料中，由于两者弹性模量和热膨胀系数的差异而在界面形成应力区，这种应力区与外加应力发生相互作用，使扩展裂纹产生钉扎、偏转、分叉或以其他形式（如相变）吸收能量，从而提高材料的断裂韧性。

CMCs由陶瓷纤维和陶瓷基体组成，具有密度低、硬度高、热稳定性能优异及化学耐受性强等特点，其密度仅为高温合金的1/3，强度为其2倍，能够承受1000℃～1500℃的长时间高温使役（比高温合金高200℃～240℃），且结构耐久性更好。同时，CMCs固有的断裂韧性和损伤容限高，适用于燃气涡轮发动机热端部件，能在较高的涡轮进口温度和较少的冷却空气（大于1300℃）下运行，发动机效率和耗油率明显改善。如美国航空航天局（NASA）在“超高效发动机技术”（UEET）项目下，开发CMCs发动机热端结构，能承受涡轮进口温度1649℃，冷却需求量比同类高温合金部件减少15%～25%。因此，欧美发动机制造商高度重视CMCs技术开发，努力将其引入到过渡件、燃烧室内衬、喷管导向叶片甚至涡轮转子件等热端部件。

图1 现F414发动机尾喷管CMCs封严片

陶瓷基复合材料在高技术领域、航空航天、国防以及国民经济各部门具有广阔的应用前景，是先进材料领域的研究前沿之一，也是我国高新技术计划的一项重点研究领域。陶瓷基复合材料在有机材料基和金属材料基复合材料不能满足性能要求的工况下可以得到广泛应用，成为理想的高温结构材料。世界主要发达国家都在积极开展陶瓷基复合材料的研究，并不断拓宽其应用领域。目前在产F414航空发动机的尾喷管二级封严片是用陶瓷基复合材料（CMC）制造的。根据通用电气的说法，F414先后采用过两种陶瓷基复合材料来制造二级封严片，首先是碳化硅/碳（SiC_f/C），也就是碳化硅纤维增强碳基体；然后是氧化物/氧化物（Ox/Ox），主要使用氧化铝（或莫来石）纤维增强氧化铝陶瓷基体的体系，2011年生产的F414开始安装氧化物CMC材料制造封严片（如图1）。

1. SiC基体系

常见的SiC陶瓷基复合材料有碳纤维增强碳化硅（C_f/SiC）陶瓷基复合材料和碳化硅纤维增强碳化硅（SiC_f/SiC）陶瓷基复合材料。

碳纤维增强碳化硅((C_f/SiC)复合材料是其中的一个重要材料体系，大量文献资料表明，C_f/SiC复合材料具有耐高温和高抗热震性能、高耐磨性和高硬度、耐化学腐蚀特性、高导热、低热膨胀系数等优异的性能。SiC纤维增强SiC体系具有高的比强度和比刚度、良好的高温力学性能和抗氧化性能以及优异的抗辐照性能和耐腐蚀性能，在航空航天和核聚变领域都有着广泛的应用前景。碳纤维在高温环境中易氧化导致性能下降甚至失效；制造中很难消除纤维中的氧以及确保保护涂层（隔离外界的氧）完全覆盖且不破损。因此，在高温环境中长时间重复使用部件中一般采用SiC_f/SiC复合材料。

镍基高温合金中的镍和稀有金属很重，比重达到8到9，耐温极限只能达到1150℃或更低。相反，SiC_f / SiC复合材料具有约3的低密度，并且材料本身的耐温极限达到1300℃以上。所以用SiC_f/ SiC复合材料代替高温合金具有降低燃料消耗和减轻重量的作用。

航空航天领域

SiC/SiC复合材料因其低密度、高强度、耐冲击、抗氧化等优点而被用作高性能发动机的热端部件材料。2005年结束的IHPTET计划中，GE、Allison、Foster-Miller等公司开发并验证了大量陶瓷基复合材料涡轮发动机高温部件，如静子叶片、后框架前缘插件和燃烧室火焰筒等（图2）。其中，静子叶片在UEET计划的支持下进行了台架试车，结果表明， SiC/SiC复合材料叶片比高温合金叶片更具优势。最近的NGLT计划则将SiC/SiC复合材料作为空间飞行器的发动机高热部件材料而开展研究。复合材料在航天方面除了高热部件外还可作为卫星天线、反射镜的支撑结构等。

图2 静子叶片、后框架前缘插件和燃烧室火焰筒

航空航天用热结构材料

在高的工作温度、强气流的冲刷腐蚀和高应力的振动载荷等恶劣环境下，C/SiC 被认为是较为理想的航空航天用热结构材料之一。此外，C/SiC 复合材料在战略导弹和多用途导弹的喷管（图3），以及航天飞机热防护系统及固体火箭发动机导流管等领域具有广阔的应用前景。

图3 多用途导弹的喷管

在航空发动机上的应用

航空航天技术的需求对于陶瓷基复合材料的发展起着决定性作用。欧洲动力协会(SEP)、法国Bordeaux 大学、德国的Karslure 大学、美国橡树岭国家实验室早在20 世纪70 年代便先后开展了C/SiC 复合材料的研究工作。用C/SiC 复合材料制作的喷嘴已用于幻影2000 战斗机的M55 发动机（图4）和狂风战斗机的M88 航空发动机。国内对C/SiC 复合材料的研究起步较晚，近年来，在国内多家单位的共同努力下，C/SiC 的制备技术和性能等方面都取得了长足进步，与世界先进水平的差距在逐步缩小。

图4 幻影2000 战斗机 

航天飞行器

航天飞行器再入大气过程中，由于强烈的气动加热,飞行器的头锥和机翼前缘的温度高达1650℃，热防护系统是航天飞行器的4大关键技术之一。第一代热防护系统的设计是采用防热-结构分开的思想，即冷却结构外部加热防护系统。C/SiC 复合材料的发展，使飞行器的承载结构和热防护一体化。尤其是哥伦比亚号热防护系统失效造成的机毁人亡事件后,使C/SiC陶瓷基复合材料更受关注。在热结构材料的构件中包括航天飞机和导弹的鼻锥、导翼、机翼和盖板等。

卫星反射镜用材料

国内外都正在研究C_f/SiC复合材料反射镜，该复合材料密度较低，刚度高，在低温下热膨胀系数小及导热性能良好，热性能和力学性能都比较理想，而且可以得到极好的表面抛光，是一种十分理想的卫星反射镜基座材料。C_f/SiC复合材料作为反射镜材料的研究在国外已经进行了20 多年，技术比较成熟，如美国、俄罗斯、德国、加拿大等利用碳纤维增强碳化硅复合材料(C_f /SiC)制备出高性能反射镜。最具代表性的是德国Donier 卫星系统公司采用LSI方法制备的C_f/SiC 复合材料反射镜作为空间望远镜主镜（图5），直630mm，质量仅为4kg，最大可制作3m的大型反射镜，有望用作美国下一代空间望远镜(NGST)反射镜。

图5 C_f/SiC 复合材料反射镜

其它特殊领域

C_f/SiC 陶瓷基复合材料除上述应用外，还应用在核聚变第一壁、液体火箭发动机、导弹端头帽及卫星窗框上。如西北工业大学研制的液体火箭发动机C_f/SiC 复合材料系列喷管成功通过试车考核。另外，C_f /SiC热结构材料的机械连接技术近年来已经取得了较大的进展，主要应用于连接固定热外表面和航空框架结构中的冷衬垫，及用作密封装置。

SiC_f / SiC复合材料的价格高昂，价格与同等重量的黄金差不多，尽管局限很多，其在发动机高温部分使用的优点还是难以代替的，国外公司采用部分SiC_f/ SiC复合材料，研发出了新一代的波音737、空客A320使用的LEAP发动机（如图6）。

图6 LEAP发动机采用的SiC_f/ SiC复合材料涡轮罩环

2. 氧化铝陶瓷基复合材料

SiC基CMCs 在航空发动机服役环境下(高温、含有氧气、水蒸气和二氧化碳等 )容易发生氧化而失效, 极大地限制了其应用。而氧化物/氧化物 CMC 具有高韧性、优异的高温稳定性、高比强和高比模等优点，可以有效地克服对裂纹和热震的敏感,特别是高温抗氧化性能，成为目前最有潜力应用于航空发动机和引擎等高温部位的复合材料之一。目前国外氧化物/氧化物陶瓷基复合材料的应用逐渐由试验考核阶段向构件应用过渡，已取得了显著的进展。

氧化物/氧化物 CMC的增强纤维主要基于 Al₂O₃或 Al₂O₃-SiO₂陶瓷, 具有高的拉伸强度和模量, 高温抗氧化性能优异。大部分氧化物纤维均属于多晶氧化物纤维, 滑移面较多, 在 1100 ℃载荷作用下容易发生蠕变,且在高温长时间服役过程中, 随着晶界扩散容易发生晶粒长大现象, 使纤维变脆, 因而不能长期应用于1100℃以上。当前, 性能优越的3M 公司Nextel 720 纤维由莫来石和氧化铝组成，抗蠕变性能优异，其纤维可编织性良好，1400℃强度保留率约为 86%, 是目前国内外研究高性能氧化物 CMC 的首选增韧连续纤维。

氧化铝与Mullite 是重要的氧化物 CMC 基体材料, 当前对氧化铝基复合材料的研究较为活跃。Al₂O₃烧结温度适中、熔点高、力学性能优异、耐化学腐蚀，有优良的高温抗氧化性能而被广泛用做氧化物 CMC 的基体材料，但其高温抗蠕变性差，容易导致复合材料在高温应力作用下发生蠕变破坏。Mullite作为AI₂O₃-SiO₂元系中常压下稳定的二元固溶体，熔点高、密度低、线膨胀系数小，高温物理化学性能稳定，具有共格晶界，可以有效地抑制高温下位错的扩展，因而具有优良的抗蠕变和抗热震性能。

氧化铝陶瓷基复合材料的应用

近年来, 国外对氧化物/氧化物 CMC 开展了广泛研究并已进入实用阶段。德国航空中心 Schneider等对莫来石纤维增强莫来石(Muf/Mullite )CMC进行了系统的研究, 已能制备和加工异形复杂构件(如图7(a)所示 ), 制备的燃烧室隔热瓦已通过模拟试验(如图7(b)所示 )。美国加利福尼亚大学 Zok 等对多孔氧化物 CMC 的研究较为深入, 利用陶瓷浆料浸渍-缠绕工艺(SI-W )制备的 Nextel 720 纤维增强的多孔莫来石和氧化铝(N720/MA )复合材料的室温拉伸强度约为149 MPa, 1200 ℃处理 1000 h 后强度保留率高达 97.3%; 该技术已能制备复杂形状构件, 如图8所示。图9为该材料体系在航空发动机燃烧室内外衬、直升机用轻质排风管和空间飞行器鼻锥等热端部件的应用实例。由于增强纤维来源受限, 国内对氧化物/氧化物 CMC 的研究较少, 且以基础研究为主, 离实际应用还有比较大的差距。

图7 Mu_f/Mullite CMC 应用实例

图8 陶瓷浆料浸渍-缠绕工艺制备的异形氧化物/氧化物CMC构件

图9 氧化物/氧化物 CMC 应用实例（a）燃烧室内外衬；（b）轻型直升机排气管；（c）空间飞行器鼻锥

氧化物/氧化物陶瓷基复合材料具有优异的高温抗氧化性能，在航空航天领域应用潜力巨大。以美国、日本为首的西方发达国家在氧化物/氧化物陶瓷基复合材料研究起步较早，技术工艺趋于成熟和稳定，已经实现商业化生产。相较之下，国内氧化物/氧化物陶瓷基复合材料研究起步较晚，在制备工艺、产品质量稳定性、生产设备等方面尚存在较大的差距，氧化铝纤维为代表的氧化物陶瓷纤维的研发和生产尚未突破。 

总体而言，由于我国陶瓷基复合材料的研究起步较晚，与美国、法国等西方先进国家尚存在较大差距。相信随着技术的不断进步，我国对陶瓷基复合材料不断地加大投入，必将在该领域占有一席之地。