劉巧沐， 黃順洲， 何愛杰

(中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

航空發(fā)動機(jī)是飛機(jī)的心臟，是飛機(jī)機(jī)動性、航程、可靠性、經(jīng)濟(jì)性等性能的主要決定因素之一。我國的飛機(jī)尤其是戰(zhàn)斗機(jī)長期飽受“心臟病”(發(fā)動機(jī)落后)、“神經(jīng)病”(控制系統(tǒng)落后)和“近視眼”(雷達(dá)系統(tǒng)落后)三大頑疾的困擾，尤其是航空發(fā)動機(jī)已成為嚴(yán)重制約我軍航空武器裝備和航空工業(yè)發(fā)展的瓶頸[1]。

經(jīng)過幾代人的努力，我國基本能自行研制推重比8一級的軍用航空發(fā)動機(jī)[1]。但是，我國的航空發(fā)動機(jī)技術(shù)與美國等西方航空發(fā)達(dá)國家相比仍存在巨大差距，且差距不斷加大。西方航空發(fā)達(dá)國家在航空發(fā)動機(jī)技術(shù)尤其是軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)方面對我國嚴(yán)密封鎖，要打破技術(shù)封鎖，必須立足自主研制。沒有自主研制的先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)絕不可能有自主研制的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，根治飛機(jī)“心臟病”已刻不容緩。

推重比是衡量發(fā)動機(jī)技術(shù)水平和工作能力的綜合指標(biāo)之一。提高推重比一直是航空發(fā)動機(jī)不斷追求的目標(biāo)。隨著氣動熱力學(xué)的發(fā)展、部件綜合設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步、結(jié)構(gòu)簡化帶來的減重以及材料工藝等專業(yè)的綜合發(fā)展，發(fā)動機(jī)推重比逐漸提高[2]。但是，國內(nèi)外的研究表明在維持發(fā)動機(jī)布局和不改變常規(guī)金屬材料的前提下，氣動、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)動機(jī)的推重比提高到14左右[2]。對于推重比12～15及更高推重比的發(fā)動機(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，如在發(fā)動機(jī)低溫部件(外涵機(jī)匣、風(fēng)扇機(jī)匣等)使用樹脂基復(fù)合材料(polymer matrix composites，PMC)或金屬基復(fù)合材料(metal matrix composites, MMC)、在高溫部件(火焰筒、渦輪導(dǎo)葉、噴管調(diào)節(jié)片等)使用陶瓷基復(fù)合材料(ceramic matrix composites，CMC)，才能使推重比最終達(dá)到15及以上[2]。對于推重比15～20的發(fā)動機(jī)，新材料、新工藝及相應(yīng)新結(jié)構(gòu)對提高推重比的貢獻(xiàn)將高達(dá)50%～70%[1]。

由此可見，先進(jìn)軍用航空發(fā)動機(jī)單位推力和結(jié)構(gòu)效率的提高越發(fā)依賴于先進(jìn)材料、工藝及相關(guān)結(jié)構(gòu)的應(yīng)用[3-4]。而傳統(tǒng)金屬材料則因減重和提高使用溫度空間有限，已愈發(fā)難以滿足高推重比航空發(fā)動機(jī)對高溫部件的性能需求，迫切需要發(fā)展碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(SiC ceramic matrix composites，CMC-SiC)等輕質(zhì)、耐高溫、冷卻少甚至無需冷卻的新型耐高溫結(jié)構(gòu)材料(圖1)。CMC-SiC已引起美國、日本、法國、德國等國家的普遍關(guān)注，歷經(jīng)幾十年研究，已經(jīng)逐漸將CMC-SiC應(yīng)用于其高推重比航空發(fā)動機(jī)熱端部件(圖2)[5-13]。

圖1 航空發(fā)動機(jī)用高溫結(jié)構(gòu)材料發(fā)展趨勢[3]Fig.1 Developmental tendency of high temperature structure materials for aero-engine[3]

圖2 CMC-SiC復(fù)合材料在國外航空發(fā)動機(jī)中的應(yīng)用[9]Fig.2 CMC-SiC composites parts on the abroad aero-engines[9]

1 CMC-SiC復(fù)合材料的特點(diǎn)

CMC-SiC是一種兼具金屬材料、陶瓷材料和碳材料性能優(yōu)點(diǎn)的熱結(jié)構(gòu)功能一體化新型材料，具有材料結(jié)構(gòu)一體化和多尺度的結(jié)構(gòu)特征，通過各結(jié)構(gòu)單元的優(yōu)化設(shè)計(jì)，產(chǎn)生協(xié)同效應(yīng)，可達(dá)到高性能和各性能的合理匹配[14]。因此，CMC-SiC具有耐高溫、耐腐蝕、耐磨損、密度低(密度僅為高溫合金的1/3～1/4)、高比強(qiáng)、高比模、熱膨脹系數(shù)小、高溫強(qiáng)度高(在高溫及疲勞環(huán)境下，強(qiáng)度不降低，反而有升高趨勢)、抗氧化、抗燒蝕、抗熱震、吸震性好、韌性良好、對裂紋不敏感、不發(fā)生災(zāi)難性損毀等優(yōu)點(diǎn)[14-15]。

CMC-SiC主要包括碳纖維增韌碳化硅(Cf/SiC)和碳化硅纖維增韌碳化硅(SiCf/SiC)。對于航空發(fā)動機(jī)，Cf/SiC的使用溫度為1650℃， SiCf/SiC的使用溫度為1450℃，提高SiC纖維的使用溫度可使SiCf/SiC使用溫度提高到1650℃。由于Cf/SiC抗氧化性能較SiCf/SiC差，國內(nèi)外普遍認(rèn)為，航空發(fā)動機(jī)熱端部件最終獲得應(yīng)用的應(yīng)該是SiCf/SiC。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15%～25%，提高工作溫度150～350℃，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)動機(jī)高溫部件用最具潛力的關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)材料之一[16-17]。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)動機(jī)工作溫度提高300～500℃，結(jié)構(gòu)減重50%～70%，推力提高30%～100%[18]。

2 CMC-SiC復(fù)合材料的制備

CMC-SiC的制備方法主要有反應(yīng)燒結(jié)法(reaction bonding，RB)、熱壓燒結(jié)法(hot pressing sintering，HPS)、先驅(qū)體浸漬熱解法(precursor infiltration and pyrolysis，PIP)、反應(yīng)熔體滲透法(reactive melt infiltration，RMI)、化學(xué)氣相滲透法(chemical vapor infiltration，CVI)以及漿料浸滲/熱解法(slurry infiltration and hot pressing，SIHP)以及CVI-PIP法、CVI-RMI法和PIP-HP法等[18-22]。其中， CMC-SiC構(gòu)件大多采用CVI法制備。根據(jù)流場和溫度場特征，CVI法又可分為等溫化學(xué)氣相滲透(isothermal CVI，ICVI)、熱梯度化學(xué)氣相滲透(thermal gradient CVI，TGCVI)、壓力梯度化學(xué)氣相滲透(pressure gradient，PGCVI)、熱梯度強(qiáng)制對流化學(xué)氣相滲透(forced CVI，F(xiàn)CVI)和脈沖化學(xué)氣相滲透(pulsed CVI，PCVI)五種。對材料力學(xué)和熱學(xué)性能要求較高的航空航天等應(yīng)用領(lǐng)域，一般采用ICVI工藝制備。另外，對于某些特殊要求的應(yīng)用領(lǐng)域，CMC-SiC的制備并不局限于單一的制備方法，可同時(shí)結(jié)合多種制備方法以滿足設(shè)計(jì)要求。關(guān)于CMC-SiC制備方法的文獻(xiàn)較多，本文不再贅述。

在國際上，日本擁有聚碳硅烷(polycarbosilane，PCS)和連續(xù)SiC纖維制備技術(shù)，主要開展PIP法制備CMC-SiC的研究， SiCf/SiC的研究水平較高。法國在CVI技術(shù)方面處于國際領(lǐng)先地位。德國以RMI和PIP技術(shù)為主，RMI技術(shù)世界領(lǐng)先。美國以PIP和CVI技術(shù)為主，水平均較高。

國內(nèi)CMC-SiC的制備以CVI，RMI，PIP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)與中國燃?xì)鉁u輪研究院(現(xiàn)中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院)合作開發(fā)的700～1200℃長壽命自愈合碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(CMC-MS)獲得了2004年度國家技術(shù)發(fā)明一等獎，在此基礎(chǔ)上投入并建成了國內(nèi)領(lǐng)先、國際先進(jìn)的CMC構(gòu)件工程化基地。

3 CMC-SiC復(fù)合材料在國外航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用進(jìn)展

隨著軍用航空發(fā)動機(jī)推重比的不斷提高，渦輪前進(jìn)口溫度不斷提高。推重比7～8的第三代渦扇發(fā)動機(jī)，渦輪前進(jìn)口溫度為1250～1400℃左右；推重比10的第四代渦扇發(fā)動機(jī)，渦輪前進(jìn)口溫度為1550～1700℃；第五代渦扇發(fā)動機(jī)預(yù)計(jì)渦輪前進(jìn)口溫度將達(dá)到1950～2150℃。因此，新一代軍用航空發(fā)動機(jī)對新型耐高溫結(jié)構(gòu)材料的需求愈發(fā)迫切，CMC-SiC成為耐高溫結(jié)構(gòu)材料首選之一。渦輪部件、燃燒室火焰筒、噴嘴等采用CMC-SiC，冷卻空氣用量可明顯減小，甚至為零，可改善燃燒條件、提高燃燒效率、降低污染排放和噪聲水平；冷卻結(jié)構(gòu)可大大簡化甚至省去，從而降低結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，提高工作溫度，并進(jìn)一步減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

歐美等航空發(fā)達(dá)國家在航空發(fā)動機(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)動件，先中溫(700～1000℃)件后高溫(1000～1300℃)件，先簡單件后復(fù)雜件的發(fā)展思路[23]，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、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)動件(渦輪轉(zhuǎn)子、渦輪葉片等)。

從20世紀(jì)90年代開始，歐美以推重比8～10一級航空發(fā)動機(jī)(如F119，EJ200，F(xiàn)414，M88-Ⅲ，TRENT800等)為演示驗(yàn)證平臺，對CMC-SiC構(gòu)件進(jìn)行了大量應(yīng)用驗(yàn)證[25]，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(表1)，并顯著提高其疲勞壽命[18-20,23]。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)動件尚處于探索研究階段，使用壽命與應(yīng)用要求相距甚遠(yuǎn)。

表1 CMC-SiC在國外航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用[18,20]Table 1 Applications of CMC-SiC on the abroad aero-engines[18,20]

3.1 CMC-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等多種型號軍/民用航空發(fā)動機(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Snecma公司研制的Cf/SiC(SEPCARBINOXR A262)和SiCf/SiC(CERASEPR A300)外調(diào)節(jié)片便成功應(yīng)用于M88-2發(fā)動機(jī)(圖3)，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構(gòu)件壽命的影響[9,24]。Snecma公司還與PW公司合作研制了CMC-SiC密封片，并在F100發(fā)動機(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50%～60%，表現(xiàn)出比金屬件更好的抗熱機(jī)械疲勞性能；轉(zhuǎn)移到外場進(jìn)行評估后，在F100-PW-229發(fā)動機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。目前，法國已實(shí)現(xiàn)CMC-SiC噴管構(gòu)件向民用飛機(jī)(如空客A380)發(fā)動機(jī)的推廣應(yīng)用。

圖3 M88-2用CMC-SiC復(fù)合材料外調(diào)節(jié)片[9]Fig.3 CMC-SiC composites outer flaps in M88-2[9]

美國NASA研制的CMC-SiC調(diào)節(jié)片在F110發(fā)動機(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)動機(jī)的CMC-SiC調(diào)節(jié)片和密封片(圖4)，其中，Goodrich公司負(fù)責(zé)提供CMC-SiC，GE公司進(jìn)行考核和評估。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)動機(jī)技術(shù)(integrated high performance turbine 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)為平臺對CMC-SiC調(diào)節(jié)片和密封片進(jìn)行了驗(yàn)證。

圖4 F414-GE-400用CMC-SiC復(fù)合材料調(diào)節(jié)片及密封片F(xiàn)ig.4 CMC-SiC composites flaps and seals in F414-GE-400

發(fā)動機(jī)尾噴管通常是飛機(jī)的外露構(gòu)件，不但對飛機(jī)的后向雷達(dá)散射截面影響較大，而且是飛機(jī)的重要紅外輻射源之一。紅外探測主要在3～5μm和8～14μm兩個(gè)大氣窗口波段，當(dāng)發(fā)動機(jī)尾噴管調(diào)節(jié)片的壁面溫度在480～1000℃之間，其熱輻射能量主要分布在3～5μm以下。因此，降低發(fā)動機(jī)的電磁波和紅外信號特征，對提高飛機(jī)的隱身性能具有十分重要的意義。SiC纖維是耐高溫、抗氧化的陶瓷纖維，當(dāng)其電阻率為100～104Ω·cm時(shí)，對8.2～12.4GHz波段的雷達(dá)波具有最佳的吸收效果。由于SiC纖維含硅，能有效地減弱發(fā)動機(jī)的紅外信號。因此，與Cf/SiC相比，SiCf/SiC不但具有更高的力學(xué)性能、更好的抗氧化性能和更長的高溫使用壽命，還具有更好的吸波性能。鑒于SiCf/SiC良好的隱身性能，PW公司已將驗(yàn)證的SiCf/SiC調(diào)節(jié)片和密封片用于改進(jìn)F119發(fā)動機(jī)，以實(shí)現(xiàn)減重、隱身并提高其耐久性等。美國采用CMC-SiC制備了軸對稱噴管，通過采用冷卻結(jié)構(gòu)和鋸齒結(jié)構(gòu)尾緣，實(shí)現(xiàn)了低可探測性，大幅減少了噴管的紅外信號和雷達(dá)信號，并將其應(yīng)用于F-35飛機(jī)。

3.2 CMC-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[25-28]。

國外SiCf/SiC燃燒室/加力燃燒室部件，如F136和F414等發(fā)動機(jī)燃燒室火焰筒、M88發(fā)動機(jī)火焰筒和火焰穩(wěn)定器等，已進(jìn)行了全壽命演示驗(yàn)證，并進(jìn)入工程應(yīng)用階段。美國在綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)(IHPTET)計(jì)劃中將帶環(huán)境障涂層(environmental barrier coatings，EBCs)的SiCf/SiC用于燃燒室火焰筒和內(nèi)外襯(圖5)，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的測試[25-26]，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(united technologies research center，UTRC)制備的EBCs，經(jīng)過13937h，61次啟動循環(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)(圖5右下)[28]。試驗(yàn)結(jié)果表明，EBCs涂層可對燃?xì)庵械腃MC-SiC提供有效的保護(hù)，使其壽命從5000h延長至14000h左右。帶EBCs涂層的CMC-SiC航空發(fā)動機(jī)高溫構(gòu)件的首次試驗(yàn)結(jié)果對航空發(fā)動機(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5 SiCf/SiC復(fù)合材料燃燒室火焰筒[28]Fig.5 SiCf/SiC composites combustor liner[28]

美國GE公司考核了SiCf/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)動機(jī)中測試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)動機(jī)[12-13]，同時(shí)計(jì)劃在LEAP-X等發(fā)動機(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)非常簡單的SiCf/SiC燃燒室襯套，該環(huán)形薄壁襯套位于金屬機(jī)匣殼體內(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(圖6)。為降低高溫腐蝕環(huán)境對SiCf/SiC的影響，Soler公司還研發(fā)了EBCs涂層，將SiCf/SiC襯套壽命提高了2～3倍。此外，美國還將CMC-SiC作為高速民用運(yùn)輸機(jī)發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)襯的最佳材料，以減少NOx的釋放。

圖6 SiCf/SiC復(fù)合材料柔性燃燒室Fig.6 SiCf/SiC composites flexible combustor

法國Snecma公司除將SiCf/SiC調(diào)節(jié)片成功運(yùn)用到M88-2發(fā)動機(jī)外，還積極開發(fā)SiCf/SiC燃燒室火焰筒。Snecma公司研制的SiCf/SiC全環(huán)燃燒室(CERASEP A415，見圖7)已通過180h的發(fā)動機(jī)測試(600個(gè)循環(huán)，最大狀態(tài)100h)，研制的火焰穩(wěn)定器(CERASEP A410，見圖8)已通過1180℃，143h的測試，構(gòu)件結(jié)構(gòu)完整，無損傷[11,27]。Snecma公司還首次設(shè)計(jì)和制造了CFM56-C發(fā)動機(jī)用SiCf/SiC混合器(圖9)，減重35%，并通過了700個(gè)發(fā)動機(jī)循環(huán)試驗(yàn)，包括200h發(fā)動機(jī)試車和70h試飛，目標(biāo)用于A380等飛機(jī)。

圖7 SiCf /SiC復(fù)合材料全環(huán)燃燒室Fig.7 SiCf/SiC composites ring combustor

圖8 SiCf/SiC復(fù)合材料火焰穩(wěn)定器[11]Fig.8 SiCf/SiC composites flame holders[11]

圖9 SiCf/SiC復(fù)合材料混合器Fig.9 SiCf/SiC composites mixer

日本也很重視SiCf/SiC在航空發(fā)動機(jī)燃燒部件中的應(yīng)用研究。2003年，日本在下一代與環(huán)境相適應(yīng)的超聲速運(yùn)輸推進(jìn)系統(tǒng)研究(next generation environmental adapted supersonic transport propulsion system research，ESPR)計(jì)劃中研制了SiCf/SiC燃燒室火焰筒內(nèi)襯和隔熱屏，有效減少了NOx和CO2的排放，試驗(yàn)達(dá)到設(shè)計(jì)要求[28]。

隔熱屏幾何結(jié)構(gòu)的特殊性與復(fù)雜性對預(yù)制體的編織技術(shù)以及復(fù)合材料的制備工藝提出了新的要求。國內(nèi)大多采用橫向波紋板隔熱屏，而國外更多采用縱向波紋板隔熱屏，如美國GE公司F110發(fā)動機(jī)及俄羅斯Aл-31Φ發(fā)動機(jī)的防振隔熱屏?？偟膩碚f，CMC-SiC在航空發(fā)動機(jī)加力燃燒室隔熱屏上的應(yīng)用還鮮有報(bào)道。

3.3 CMC-SiC復(fù)合材料在渦輪部件上的應(yīng)用

推重比12～15一級航空發(fā)動機(jī)的渦輪構(gòu)件將承受更高的工作溫度和應(yīng)力水平，目前的高溫合金、冷卻結(jié)構(gòu)及熱障涂層(thermal barrier coatings，TBCs)技術(shù)已很難滿足設(shè)計(jì)要求。在早期的增強(qiáng)推進(jìn)材料(enhanced propulsion material，EPM)計(jì)劃中，美國就把CMC-SiC作為下一代航空發(fā)動機(jī)渦輪構(gòu)件首選材料，隨后的超高效發(fā)動機(jī)技術(shù)(Ultra high efficiency engine technology，UEET)計(jì)劃再次將CMC-SiC作為重點(diǎn)發(fā)展的高溫結(jié)構(gòu)材料之一。在這些計(jì)劃的支持下，CMC-SiC渦輪構(gòu)件制備技術(shù)得到快速發(fā)展，Lewis公司研制了Cf/SiC渦輪轉(zhuǎn)子(圖10)[29]，預(yù)計(jì)使用溫度可達(dá)1400℃。2010年9月，GE公司對CMC-SiC轉(zhuǎn)子進(jìn)行了4h試車。CFM公司的LEAP-X發(fā)動機(jī)首次采用CMC-SiC制備高壓渦輪外環(huán)，使質(zhì)量減輕了2/3，推力提高了10%，隨部件和整機(jī)完成的試驗(yàn)超過了20000h。

圖10 Cf/SiC復(fù)合材料渦輪轉(zhuǎn)子[29]Fig.10 Cf/SiC composites turbine rotor[29]

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，熱力氧化條件惡劣。傳統(tǒng)的Cf/SiC或SiCf/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涂層延長其使用壽命[30-34]。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)。美國在EPM和UEET計(jì)劃的支持下，發(fā)展了新的陶瓷纖維(SylramicTM, Dow corning)、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SiCf/SiC導(dǎo)向葉片在可模擬發(fā)動機(jī)服役環(huán)境的NASA Glenn高壓燃燒環(huán)中進(jìn)行了測試，試驗(yàn)結(jié)果表明SiCf/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)。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SiCf/SiC制備了第3級低壓渦輪導(dǎo)向葉片，并在F136等發(fā)動機(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)動機(jī)上開展了500個(gè)發(fā)動機(jī)工作循環(huán)的CMC-SiC渦輪導(dǎo)葉和動葉試驗(yàn)，這是CMC-SiC首次在航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動件上的成功驗(yàn)證。GE公司還試驗(yàn)了SiCf/SiC無冷卻渦輪動葉(圖11)[13]，其耐溫性明顯高于帶冷卻葉片，該技術(shù)擬用于F136發(fā)動機(jī)未來發(fā)展型，并將推廣應(yīng)用于GE9X發(fā)動機(jī)高壓渦輪第2級動葉。

圖11 CMC-SiC復(fù)合材料渦輪導(dǎo)葉和動葉[13]Fig.11 CMC-SiC composites turbine vane and blade[13]

1998年，日本在先進(jìn)材料氣體發(fā)電機(jī)(advanced material 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)子的制造技術(shù)。

Williams International公司驗(yàn)證了SiC/C復(fù)合材料渦輪轉(zhuǎn)子零件，渦輪導(dǎo)向器由分離的葉片和環(huán)連接而成，結(jié)果表明SiC/C復(fù)合材料具有耐高溫、質(zhì)量輕、成本低等特點(diǎn)。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。

此外，納米技術(shù)的發(fā)展為CMC復(fù)合材料提供了更廣闊的空間。新型納米纖維可有效地提高CMC基體的開裂應(yīng)力和陶瓷的韌性。碳納米管纖維具有極高的拉伸強(qiáng)度(20GPa)和彈性模量(1TPa)，其增強(qiáng)的陶瓷材料在保持陶瓷抗腐蝕、抗沖刷和抗蠕變等優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，極大地提高了陶瓷的強(qiáng)度和韌性，如10%(體積分?jǐn)?shù))的碳納米管使Al2O3陶瓷的韌性提高了3倍。美國的相關(guān)計(jì)劃也把納米纖維(BN納米管纖維)增強(qiáng)SiC陶瓷基體列為CMC-SiC重點(diǎn)發(fā)展方向之一，瞄準(zhǔn)的應(yīng)用目標(biāo)便是航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片。

4 CMC-SiC復(fù)合材料在國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)上的研究現(xiàn)狀

我國高推重比航空發(fā)動機(jī)的研究起步較晚，但是，近年來國內(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)到或接近國際先進(jìn)水平，并進(jìn)行了航空發(fā)動機(jī)多種構(gòu)件設(shè)計(jì)、研制與考核，雖尚需深入開展系統(tǒng)工作，且應(yīng)用考核也缺乏經(jīng)費(fèi)支持，但應(yīng)用研究還是取得了重大進(jìn)展，積累了一定的工程應(yīng)用研究經(jīng)驗(yàn)，以西北工業(yè)大學(xué)、中國科學(xué)院上海硅酸鹽研究所、航空工業(yè)復(fù)合材料技術(shù)中心等為代表的高等院校、研究所研制的燃燒室浮壁瓦片模擬件、全尺寸噴管調(diào)節(jié)片等分別進(jìn)行了試驗(yàn)臺短時(shí)考核和發(fā)動機(jī)短期掛片試車考核[14,19,35]，構(gòu)件熱態(tài)性能良好，已進(jìn)入應(yīng)用驗(yàn)證階段，為CMC-SiC的工程應(yīng)用奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

5 CMC-SiC復(fù)合材料國內(nèi)與發(fā)達(dá)國家的差距

國際普遍認(rèn)為，CMC-SiC是航空發(fā)動機(jī)高溫結(jié)構(gòu)材料的技術(shù)制高點(diǎn)，CMC-SiC的水平可反映國家的武器裝備水平。盡管從20世紀(jì)80年代開始我國就將CMC-SiC應(yīng)用技術(shù)研究列為重點(diǎn)發(fā)展領(lǐng)域，但至今我國在CMC-SiC的應(yīng)用研究方面尚處于探索階段，技術(shù)成熟度低，還無法滿足國內(nèi)高推重比航空發(fā)動機(jī)熱端部件的需求。目前，國內(nèi)CMC-SiC航空發(fā)動機(jī)構(gòu)件應(yīng)用研究與發(fā)達(dá)國家差距在20～30年，而且西方國家已經(jīng)進(jìn)入加速發(fā)展的階段。

綜合對比國內(nèi)外航空發(fā)動機(jī)用CMC-SiC構(gòu)件的研究進(jìn)展，雖然國內(nèi)在制備技術(shù)方面取得了很大的進(jìn)展，達(dá)到了國際先進(jìn)水平，但是在構(gòu)件考核驗(yàn)證和應(yīng)用方面尚處于起步階段，應(yīng)用范圍和累計(jì)考核時(shí)間等均非常有限，與國外工程化應(yīng)用研究存在巨大差距。為了縮短差距，我國應(yīng)借鑒國外先進(jìn)經(jīng)驗(yàn)，重視CMC-SiC及其應(yīng)用研究，并體現(xiàn)在航空發(fā)動機(jī)未來發(fā)展規(guī)劃中。

我國CMC-SiC在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用研究應(yīng)采用先低溫構(gòu)件再高溫構(gòu)件、先簡單構(gòu)件再復(fù)雜構(gòu)件、先靜子構(gòu)件再轉(zhuǎn)子構(gòu)件的循序漸進(jìn)的方式進(jìn)行?？偟膩砜?，我國CMC-SiC與國外航空強(qiáng)國的差距主要在于高性能SiC纖維技術(shù)未完全突破、基礎(chǔ)研究不夠全面和深入、性能數(shù)據(jù)比較分散、大型復(fù)雜構(gòu)件制備技術(shù)有待完善、生產(chǎn)設(shè)備能力不夠、工程應(yīng)用領(lǐng)域狹窄、EBCs涂層技術(shù)滯后、成本過高等方面，要實(shí)現(xiàn)CMC-SiC在航空發(fā)動機(jī)上的廣泛應(yīng)用，還需完全突破相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)。

此外，在1650℃以上，SiC氧化產(chǎn)物SiO2的抗氧化保護(hù)作用被嚴(yán)重削弱。一般認(rèn)為CMC-SiC無法在溫度高于1700℃的氧化環(huán)境中長時(shí)間使用[36-37]。為了滿足高推重比航空發(fā)動機(jī)更苛刻的服役環(huán)境，可采用ZrC，TaC，ZrB2等對CMC-SiC進(jìn)行超高溫基體改性或涂層改性[30, 38-51]，以發(fā)展更長壽命、更耐高溫和結(jié)構(gòu)功能一體化的新型超高溫結(jié)構(gòu)材料。這不僅可以克服超高溫復(fù)相陶瓷的缺點(diǎn)，提高使用溫度，延長使用壽命，同時(shí)又能確保使用的可靠性。目前，國內(nèi)已具備CMC-SiC超高溫改性技術(shù)基礎(chǔ)[45-51]。

6 展望

先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)性能的提高越發(fā)依賴于先進(jìn)材料、先進(jìn)工藝及相關(guān)結(jié)構(gòu)的應(yīng)用。傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)材料因減重和耐溫能力有限，難以滿足高推重比航空發(fā)動機(jī)對高溫部件的需求?？v觀國外高推重比航空發(fā)動機(jī)的研制進(jìn)展，以及IHPTET計(jì)劃、UEET計(jì)劃、通用經(jīng)濟(jì)可承受先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)(general economy affordable advanced turbine engines，VAATE)計(jì)劃等研究計(jì)劃，對熱端部件用CMC-SiC構(gòu)件的要求越來越高，加強(qiáng)戰(zhàn)略型、革命性新型超高溫結(jié)構(gòu)材料——CMC-SiC復(fù)合材料的研制與應(yīng)用迫在眉睫。

在可靠性、耐久性、工藝性及性能綜合平衡的基礎(chǔ)上優(yōu)化重量，實(shí)現(xiàn)材料與工藝、結(jié)構(gòu)與設(shè)計(jì)的協(xié)同，就能取得重大突破，走出一條自強(qiáng)之路。但是，在CMC-SiC上要取得實(shí)質(zhì)性的進(jìn)展和突破，必須在CMC-SiC構(gòu)件設(shè)計(jì)與制備(包括高性能SiC纖維、成型工藝、低成本制備、結(jié)構(gòu)及強(qiáng)度設(shè)計(jì)、連接、加工、無損檢測技術(shù)等)、表面穩(wěn)定性技術(shù)(包括EBCs涂層、超高溫改性、修復(fù)技術(shù)等)及考核驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)方面取得突破：

(1)高性能SiC纖維制備技術(shù)：航空發(fā)動機(jī)部件工作在高溫氧化環(huán)境下，要承受較大的熱應(yīng)力、水汽、氧和固體顆粒等的侵蝕，在海上使用時(shí)還要受海鹽的腐蝕，而且燃燒副產(chǎn)物富含的氯化鹽和硫酸鹽等會加速其氧化。目前，使用溫度為1250℃的第二代SiC纖維國產(chǎn)化技術(shù)尚未完全突破，其質(zhì)量穩(wěn)定性和產(chǎn)量嚴(yán)重制約了SiCf/SiC的工程應(yīng)用，而國外已成功發(fā)展第三代高性能SiC纖維，必須提高國產(chǎn)高性能SiC纖維的性能及批次穩(wěn)定性，并降低成本以滿足應(yīng)用需求。

(2)CMC-SiC構(gòu)件設(shè)計(jì)技術(shù)(包括材料體系自身，構(gòu)件結(jié)構(gòu)及強(qiáng)度設(shè)計(jì)、冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及評估等)：與高溫合金不同，SiCf/SiC具有自身的微結(jié)構(gòu)和性能等本征特點(diǎn)，而且其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度具有很大的隨機(jī)性，不能采用傳統(tǒng)金屬構(gòu)件慣用的確定性設(shè)計(jì)方法(即安全系數(shù)法)，需據(jù)此發(fā)展概率設(shè)計(jì)方法，并進(jìn)行可靠性分析。而且其結(jié)構(gòu)功能一體化設(shè)計(jì)不是簡單地取消連接緊固件，將原來的結(jié)構(gòu)形式簡單地拼接在一起，而應(yīng)根據(jù)其多尺度、多層次微觀/宏觀結(jié)構(gòu)及工藝特點(diǎn)、傳力路徑、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等要求，創(chuàng)造性地建立新的設(shè)計(jì)方法，并進(jìn)行驗(yàn)證、改進(jìn)和完善。SiCf/SiC的導(dǎo)熱系數(shù)偏低，其強(qiáng)度特性與金屬材料不同，需要對冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行不同設(shè)計(jì)。SiCf/SiC熱膨脹系數(shù)偏低，在高溫條件下的膨脹量較小，其與金屬構(gòu)件之間的連接既要保證強(qiáng)度的要求，又要避免因熱膨脹失配引起的殘余熱應(yīng)力，需要開展連接方法、連接結(jié)構(gòu)、連接可靠性及考核驗(yàn)證等方面的研究。另外，還應(yīng)開展整體結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度、疲勞、損傷容限、可靠性和可檢性等設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和設(shè)計(jì)方法的研究和試驗(yàn)驗(yàn)證，尤其是損傷容限和可檢性設(shè)計(jì)應(yīng)該是其中的重點(diǎn)和關(guān)鍵。

(3)CMC-SiC構(gòu)件制備技術(shù)(包括成形技術(shù)、加工技術(shù)及低成本制備技術(shù)等)：與傳統(tǒng)金屬構(gòu)件不同，SiCf/SiC構(gòu)件制造周期長、研制成本高，且具有結(jié)構(gòu)、材料和工藝一體化的重要特征，且大部分SiCf/SiC構(gòu)件形狀相對復(fù)雜，需針對其結(jié)構(gòu)、熱力耦合服役環(huán)境及失效行為等，深入開展短周期致密化、低成本成形和精細(xì)加工技術(shù)等研究。

(4)CMC-SiC超高溫改性技術(shù)：隨著航空發(fā)動機(jī)推重比的提高，必須對CMC-SiC進(jìn)行超高溫尤其是1300℃以上基體或涂層改性，以發(fā)展更長壽命、更耐高溫和結(jié)構(gòu)功能一體化的超高溫結(jié)構(gòu)材料以滿足更苛刻的服役環(huán)境。目前，國內(nèi)相關(guān)研究尚處于起步階段，技術(shù)成熟度低，急需在超高溫改性材料體系、制備及修復(fù)工藝、考核評估等方面加強(qiáng)研究。

(5)EBCs涂層技術(shù)(包括涂層設(shè)計(jì)、制備技術(shù)與考核評估技術(shù)等)：在航空發(fā)動機(jī)惡劣的服役環(huán)境中(高溫、氧氣、水蒸氣、熔鹽、復(fù)雜應(yīng)力、高速燃?xì)鉀_刷等)，SiCf/SiC的表面穩(wěn)定性會急劇惡化，引起材料迅速損失，導(dǎo)致構(gòu)件快速失效。為了降低環(huán)境氧化、腐蝕對SiCf/SiC的影響，減少冷氣量，提高其在燃?xì)猸h(huán)境下的表面穩(wěn)定性并延長使用壽命，采用EBCs涂層尤其是低氧擴(kuò)散率、低揮發(fā)速率、高晶化率、高致密度的EBCs涂層技術(shù)已成為決定SiCf/SiC在航空發(fā)動機(jī)熱端部件上能否實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用的關(guān)鍵，需在EBCs涂層體系尤其是更耐高溫和更耐腐蝕的新型EBCs涂層體系、涂層制備、高效及準(zhǔn)確無損表征、考核評價(jià)、應(yīng)用驗(yàn)證等方面加強(qiáng)研究，盡快實(shí)現(xiàn)EBCs涂層的工程應(yīng)用。

(6)CMC-SiC構(gòu)件無損檢測技術(shù)：目前，在SiCf/SiC構(gòu)件生產(chǎn)、試驗(yàn)、服役及維護(hù)等過程中缺乏合適的判斷零件是否合格或是否可繼續(xù)使用的無損檢測手段及評判依據(jù)。紅外熱成像、X射線照相及CT掃描技術(shù)等無損檢測方法都是基于其相應(yīng)的物理特征和信號特征進(jìn)行缺陷識別。沒有任何一種無損檢測方法能識別各類復(fù)合材料中的所有缺陷，也沒有一種無損檢測方法能解決所有復(fù)合材料構(gòu)件的無損檢測，生產(chǎn)中通常以兩種或兩種以上的不同檢測方法相互補(bǔ)充，需針對SiCf/SiC構(gòu)件及其使用特性，研究其全壽命周期無損檢測方法、評判準(zhǔn)則等，建立失效數(shù)據(jù)圖譜。

(7)CMC-SiC構(gòu)件考核驗(yàn)證技術(shù)：目前，主要參考金屬構(gòu)件的相關(guān)要求對SiCf/SiC構(gòu)件進(jìn)行考核驗(yàn)證，如對靜子機(jī)匣主要進(jìn)行壓力考核試驗(yàn)，對轉(zhuǎn)子構(gòu)件主要進(jìn)行必要的超轉(zhuǎn)、低循環(huán)和超溫實(shí)驗(yàn)，而浮動瓦片、渦輪葉片及噴管調(diào)節(jié)片等高溫構(gòu)件則通常隨部件或發(fā)動機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)考核，試驗(yàn)成本非常高，需針對SiCf/SiC構(gòu)件建立航空發(fā)動機(jī)風(fēng)洞模擬系統(tǒng)或等效環(huán)境考核驗(yàn)證方法、評價(jià)準(zhǔn)則等。

(8)CMC-SiC構(gòu)件修復(fù)技術(shù)：SiCf/SiC構(gòu)件制造周期長、成本高，較長時(shí)間內(nèi)難滿足大規(guī)模工程化應(yīng)用要求，且其服役環(huán)境極度苛刻，使得構(gòu)件容易損傷失效，需針對SiCf/SiC構(gòu)件修復(fù)技術(shù)開展研究，評估修復(fù)部位的相容性、匹配性及剩余壽命，降低其全壽命周期使用成本。