總參謀部陸航部駐株洲地區(qū)軍事代表室 彭秀云 葉 飛

中國航空動力機械研究所 劉志遠

提高航空發(fā)動機推重比/功重比最主要的措施之一是要盡力降低發(fā)動機零部件的重量，而降低發(fā)動機重量的措施之一是要盡量選用密度低的材料，但目前一些鋼、鎳及其合金使用已到了其材料性能的極限值[1]；措施之二是不斷提升渦輪前溫度，這對材料提出越來越高的要求。目前，航空發(fā)動機中廣泛應用的鎳基高溫合金材料接近其使用溫度極限，發(fā)展?jié)摿τ邢?，難以滿足未來高推重比/功重比航空發(fā)動機的需要。因此，復合材料的研制應用得到了重視。

美國“綜合高性能渦輪發(fā)動機技術計劃（IHPTET）”中明確指出了陶瓷基復合材料（Ceramic Matrix Composites，簡稱CMC）的研制和使用目標[2]。CMC是以陶瓷為基體，并與各種纖維復合的一類復合材料。陶瓷基體可以是氮化硅、碳化硅等高溫結構陶瓷，其密度是鎳基合金的1/4～1/3，可承受溫度高出后者110～220℃[3]。，GE 公司首創(chuàng)了 CMC在航空發(fā)動機上的應用，目前CMC已在推重比9～10一級的多種型號軍民用發(fā)動機的中等載荷靜止件上試驗成功。美國的F-414發(fā)動機成功采用了CMC燃燒室，并已開展了CMC材料轉子葉片試驗；法國的M88-Ⅲ發(fā)動機采用CMC作尾噴管調節(jié)片，已試驗成功；英國的Trend（遄達）發(fā)動機成功采用了CMC制作的扇形渦輪外環(huán)；LEAP-1A/1B/1C的第一級高壓渦輪襯環(huán)也將以往的鎳基合金更換為CMC。實踐表明，航空發(fā)動機采用CMC構件降低了結構重量，提高了工作溫度，大大節(jié)約了冷卻氣量，使發(fā)動機油耗降低約1.5%，并有助于使用壽命的提高。圖1為不同年代發(fā)動機使用材料的變化趨勢[2]。

發(fā)動機渦輪外環(huán)是渦輪主要靜子件，承受高溫、高壓，要求能自由膨脹、耐磨，以適應機匣的膨脹和轉子的適當碰磨。目前渦輪外環(huán)通常采用鎳基和鈷基高溫合金材料并通冷氣冷卻，難以滿足發(fā)動機安全可靠工作所必需的高溫蠕變強度和高溫抗氧化腐蝕能力，以及降低發(fā)動機結構重量提高功重比的需求，因此，開展陶瓷基渦輪外環(huán)的材料、工藝及應用研究是十分必要的。

圖1 不同年代發(fā)動機用材趨勢

渦輪外環(huán)研制的主要性能指標

渦輪外環(huán)作為發(fā)動機高溫易氧化部件，其工作條件惡劣，為保證零部件的可靠性，陶瓷基渦輪外環(huán)需滿足以下性能指標：（1）1350～1450℃燃氣條件下穩(wěn)定工作時間 ＞2000h；（2）室溫抗拉強度≥ 400MPa；（3）1350～1450℃彎曲強度≥150MPa；（4）1450℃/50次熱震強度保持率 ≥75%；（5）室溫斷裂韌性KIC≥ 15MPa·m1/2；（6）韋布爾模數(shù)≥ 20 ；（7）抗熱沖擊≥ 500℃ /s；（8）150h氧化失重/增重＜0.015mg/m2；（9）密度＜ 2.6g/cm3。

技術難點及可行性分析

國際普遍認為，碳化硅陶瓷基復合材料（CMC-SiC）是發(fā)動機高溫結構材料的技術制高點之一，可反映一個國家先進航空航天器和先進武器裝備的設計和制造能力。由于技術難度高、耗資大，目前只有法國、美國等少數(shù)國家掌握了連續(xù)纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料的產(chǎn)業(yè)化技術[4]。

由于陶瓷基復合材料首次在渦輪外環(huán)上應用，再加上目前國內陶瓷基復合材料還未推廣使用，因此，陶瓷基復合材料渦輪外環(huán)的研制尚有一定難度，主要體現(xiàn)在以下幾方面。

（1）纖維預制體中均一的孔隙結構有利于獲得理想結構的SiC基體，但是異型預制體在SiC沉積和高溫過程中易變形，因此制作孔隙均勻、近尺寸和具有尺寸穩(wěn)定性碳纖維預制體是難點之一。

（2）纖維 /SiC、Si和 Zr等熱膨脹系數(shù)相差大，它們之間易因熱膨脹失配而產(chǎn)生裂紋形成氧的快速擴散通道，導致纖維/SiC零件失效。因此，控制裂紋形成，制備長壽命抗氧化涂層以降低氧的擴散等是難點之二。

（3）由于渦輪外環(huán)一般由多段組成，段與段之間有封嚴槽（封嚴槽為一端開口、一端封閉的形式）。陶瓷基復合材料不導電，常用的電火花加工受到限制，線切割加工也因封嚴槽的具體結構受到限制。因此，封嚴槽的加工是難點之三。

目前國內多家研究機構均在陶瓷基復合材料研制上進行了大量的工作，配備了良好的設備，探索出合適的工藝路線，一些陶瓷基復合材料構件得到了應用，為陶瓷基復合材料渦輪外環(huán)的研制奠定了基礎。

某型發(fā)動機陶瓷基復合材料渦輪外環(huán)設計

基于陶瓷基渦輪外環(huán)加工工藝的特殊性，以及采用陶瓷基渦輪外環(huán)可以不進行冷卻的特點，渦輪外環(huán)本身及機匣的結構與普通高溫合金結構相比有它的特殊性。圖2為某型發(fā)動機擬采用陶瓷基渦輪外環(huán)的結構方案圖。

陶瓷基復合材料硬度高，薄壁零件加工難度大，而陶瓷基渦輪外環(huán)零件壁厚相對較大，結構比普通高溫合金簡單，圖3為渦輪外環(huán)的UG圖。

陶瓷基渦輪外環(huán)與渦輪內機匣通過掛鉤形式實現(xiàn)徑向定位，后端面與機匣貼合實現(xiàn)軸向定位；渦輪外環(huán)與機匣間通過銷釘實現(xiàn)周向、軸向固定。陶瓷基渦輪外環(huán)采用分段設計，整環(huán)分6段，段與段之間通過密封片封嚴。

圖2 陶瓷基渦輪外環(huán)結構方案圖

圖3 陶瓷基渦輪外環(huán)UG圖

采用陶瓷基渦輪外環(huán)后，陶瓷基復合材料能耐溫（1350～1450℃），因此不需要進行冷卻，可節(jié)約冷氣量。

試驗驗證

由于陶瓷基渦輪外環(huán)的應用缺乏經(jīng)驗，為降低裝機試車風險，需要進行一系列試驗以考核陶瓷基渦輪外環(huán)在涂層結合強度、抗高溫熱沖擊等方面的可靠性。

（1）涂層結合強度試驗：渦輪外環(huán)表面抗氧化涂層厚度為150μm，主要成分為SiC+Mo-Si，涂層制備工藝以化學氣相沉積法為主。涂層結合強度試驗應符合HB5476-91《熱噴涂涂層結合強度試驗方法》。

（2）熱沖擊試驗：由于陶瓷基渦輪外環(huán)沒有冷卻，工作溫度高達1200℃左右，環(huán)境條件惡劣，需要進行熱沖擊試驗以考核基體材料及涂層耐熱沖擊能力。試驗程序可參考Q/8SFGF20.2018-2004《航空燃氣渦輪發(fā)動機渦輪葉片熱沖擊試驗規(guī)范》。

（3）氧化增重（失重）試驗：渦輪外環(huán)處于高溫環(huán)境中，極易受燃氣氧化，因此需要進行氧化增重（失重）試驗。按以下要求進行：流動空氣、1450℃、150h條件下，測試渦輪外環(huán)片的增重（失重）情況，達到150h氧化增重/失重＜±0.015mg/mm2。

結束語

采用陶瓷基渦輪外環(huán)能在一定程度上降低發(fā)動機重量，同時由于渦輪外環(huán)不需冷卻，可節(jié)約冷氣流量，并達到提高效率、降低油耗的目的。

陶瓷基渦輪外環(huán)作為一項新技術，在國內尚未使用過，存在一定風險，需經(jīng)過必要的試驗驗證才能最終應用。目前國外已在發(fā)動機上得到應用，如GE公司對渦輪襯環(huán)零件已進行100萬h的循環(huán)耐久性試驗；除LEAP-X發(fā)動機渦輪襯環(huán)之外，GE公司還計劃將該技術應用在F136和LEAP-X發(fā)動機的導向器上，以及諸如轉子葉片等其他高溫零件。國內的研究已經(jīng)啟動，部分研究機構和高校已進行了相當多的工作，積累了比較豐富的經(jīng)驗，為陶瓷基渦輪外環(huán)的研制打下了一定的基礎。

[1]周瑞發(fā),韓雅芳.高溫結構材料.北京：國防工業(yè)出版社，2006.

[2]陳亞莉.復合材料在民用航空發(fā)動機上的應用.國際航空,2012(10)：54-55.

[3]李嘉榮,熊繼春,唐定中.先進高溫結構材料與技術(上).北京：國防工業(yè)出版社，2012.

[4]李杰.復合材料在新一代商用發(fā)動機上的應用與發(fā)展.航空科學技術,2012(1):18-21.