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。

陶瓷基復合材料正是人們預計在21世紀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，適用于燃氣渦輪發(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封嚴片

陶瓷基復合材料在高技術(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。陶瓷基復合材料在有機材料基和金屬材料基復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片是用陶瓷基復合材料（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合材料來制造二級封嚴片，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材料制造封嚴片（如圖1）。

1. SiC基體系

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

碳纖維增強碳化硅((Cf/SiC)復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、耐化學腐蝕特性、高導熱、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)境中長時間重復使用部件中一般采用SiCf/SiC復合材料。

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 復合材料在戰(zhàn)略導彈和多用途導彈的噴管（圖3），以及航天飛機熱防護系統(tǒng)及固體火箭發(fā)動機導流管等領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。

圖3 多用途導彈的噴管

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、德國的Karslure 大學、美國橡樹嶺國家實驗室早在20 世紀70 年代便先后開展了C/SiC 復合材料的研究工作。用C/SiC 復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）和狂風戰(zhàn)斗機的M88 航空發(fā)動機。國內(nèi)對C/SiC 復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彈的鼻錐、導翼、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復合材料反射鏡，該復合材料密度較低，剛度高，在低溫下熱膨脹系數(shù)小及導熱性能良好，熱性能和力學性能都比較理想，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 復合材料反射鏡

其它特殊領(lǐng)域

Cf/SiC 陶瓷基復合材料除上述應(yīng)用外，還應(yīng)用在核聚變第一壁、液體火箭發(fā)動機、導彈端頭帽及衛(wèi)星窗框上。如西北工業(yè)大學研制的液體火箭發(fā)動機Cf/SiC 復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復合材料渦輪罩環(huán)

2. 氧化鋁陶瓷基復合材料

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合材料之一。目前國外氧化物/氧化物陶瓷基復合材料的應(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, 當前對氧化鋁基復合材料的研究較為活躍。Al2O3燒結(jié)溫度適中、熔點高、力學性能優(yōu)異、耐化學腐蝕，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，容易導致復合材料在高溫應(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 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