第一篇：金屬基陶瓷涂層在航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片表面的應(yīng)用

金屬基陶瓷涂層在航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片表面的應(yīng)用

摘要

金屬基陶瓷涂層是一種涂在金屬表面，能夠起到改變金屬底材料外表面結(jié)構(gòu)、化學(xué)組成的耐熱無機(jī)保護(hù)層或保護(hù)膜的總稱。它能賦予金屬新的性能，起到了大量貴金屬也不一定能起到的作用。既節(jié)省了資源和資金又便利了加工處理。本文主要從材料，制備方法，涂層特點以及前景幾個方面來介紹金屬基陶瓷涂層在航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片表面的應(yīng)用。

引言

陶瓷涂層是以碳化物、氮化物、氧化物、硅化物、硼化物、金屬陶瓷和其他無機(jī)物為原料，通過各種不同的方法將涂層涂覆在金屬等基材表面而賦予基材以耐熱、耐蝕、耐磨以及某些光電特性的一種涂層，它主要起到高溫防護(hù)作用???。隨著航空航天、電子等技術(shù)等行業(yè)的迅猛發(fā)展，近半個世紀(jì)以來，陶瓷涂層正得到迅猛的發(fā)展。美國在20世紀(jì)90年代的陶瓷涂層應(yīng)用的年增長率連續(xù)保持在12%以上，有的領(lǐng)域，諸如航空發(fā)動機(jī)，它的應(yīng)用年增長率甚至可以高達(dá)25%。這表明，陶瓷涂層作為一種新技術(shù)，在先進(jìn)國家，正成為一種新興產(chǎn)業(yè)。通過更多的研究發(fā)展，陶瓷涂層一定會得到更加廣泛的應(yīng)用???。

航空技術(shù)的快速發(fā)展也對發(fā)動機(jī)渦輪的性能提高了要求，更加需要提高渦輪零部件的使用溫度極限性以及可靠性。目前已從材料、結(jié)構(gòu)、冷卻、制造幾個方面著手展開研究。經(jīng)過各種權(quán)衡，目前最為可行的就是在渦輪葉片表面加上陶瓷涂層。使之既有金屬的強(qiáng)度和韌性，又有陶瓷耐高溫、耐腐蝕、耐磨損等長處。然而陶瓷對應(yīng)力集中和裂紋比較敏感，抗疲勞性和抗熱震性能也不佳，與金屬基熱導(dǎo)率和膨脹系數(shù)等的物理性能存在較大的差別，會導(dǎo)致裂紋出現(xiàn)和涂層剝落現(xiàn)象。

正文

1.金屬基陶瓷涂層的發(fā)展現(xiàn)狀

金屬基陶瓷涂層的研究和生產(chǎn)，北美（尤其是美國）起步早，發(fā)展速度也快，其次是日本和歐洲。我國在這方面研究起步較晚???。目前，金屬基陶瓷已經(jīng)成功的廣泛應(yīng)用于航天航空、國防、化工、機(jī)械、電力電子等工業(yè)，并且由于其既有金屬的強(qiáng)度和韌性，又有陶瓷耐高溫、耐腐蝕等優(yōu)點，金屬基陶瓷涂層受到越來越多的人的重視，它的應(yīng)用范圍越來越廣泛，發(fā)展前景很廣闊???。2.金屬基陶瓷涂層的制備技術(shù)

金屬基陶瓷涂層的制備方法比較多，這里只講幾種常見的主要方法。第一種：物理氣相沉積法（PVD法）

PVD法有離子鍍法，濺射法，蒸鍍法三種。離子鍍法是用電子束使蒸發(fā)源 的陶瓷材料蒸發(fā)成原子，并被基體包圍的等離子體離子化后，在電場作用下飛向基體形成涂層的一種方法。這種涂層均勻致密，且與基體良好的結(jié)合。濺射法是以動量為傳遞方式，講陶瓷材料激發(fā)為氣體原子，并濺射到對面金屬基上沉積而成的的一種方法。蒸鍍法，是用電子束使蒸發(fā)源的材料蒸發(fā)成粒子乘積到基體上的一種方法。第二種：復(fù)合鍍層法

復(fù)合鍍層法是在一定濃度鍍液里均勻混入不溶的陶瓷微粒，通過電鍍或化學(xué)鍍，使陶瓷微粒被共析，成為金屬陶瓷復(fù)合鍍層的一種工藝。它是一種增強(qiáng)材料，可以作為在常溫或高溫下的耐磨抗蝕材料，也在航天，切削刀具等領(lǐng)域中有廣泛應(yīng)用。第三種：高溫熔燒法

高溫熔燒法是在常溫下把涂料制成料漿，在均勻地涂覆在金屬表面，最后經(jīng)高溫熔燒來獲得陶瓷涂層的一種方法。這種方法的優(yōu)點很多：設(shè)備簡單，容易操作，涂層成分可調(diào)范圍大，適應(yīng)性強(qiáng)，修補(bǔ)方便???。第四種：噴涂法

噴涂法最早由瑞士的M.U.Sehoop在1910年發(fā)明，在高溫下將涂層材料融化及霧化，形成熔融或半熔融狀態(tài)的粒子流，以極高的速度噴涂到金屬表面的涂覆方法???。噴涂法的優(yōu)點是： 1）可噴涂的材料廣泛，金屬，陶瓷等以及其各種混合物都可以，還可以重疊的噴涂不同材料組成的涂層。2）被噴涂的構(gòu)件尺寸不受限制，涂層厚度也可以自由選擇。3）對被噴涂構(gòu)件的熱影響小，熱變形小

4）噴涂設(shè)備簡單，操作工序少，效率高，涂層形成速度快。其缺點是：利用率低，操作環(huán)境差，形成粉塵污染等。3.渦輪葉片的現(xiàn)狀分析

3.1 葉片的熱障涂層（TBC）

某些發(fā)達(dá)國家已經(jīng)將對航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片上涂覆高熔點陶瓷材料熱障 涂層技術(shù)的研究成果應(yīng)用在現(xiàn)實中。熱障陶瓷涂層很好的利用了陶瓷材料的高絕緣和高絕熱性，對渦輪熱端部件起到很好的絕熱屏蔽作用。根據(jù)實驗測定：已經(jīng)研究和應(yīng)用的TBC，具有降低60—200℃溫度的能力，大約相當(dāng)于過去25年時間里研究的耐熱合金所提高的溫度總和???。

制備TBC的主要材料是ZrO2,（由Y2O2，MgO，CeO，CaO和一些稀土金屬穩(wěn)定的ZrO2）具有高熱膨脹系數(shù)，低熱導(dǎo)率，優(yōu)異的化學(xué)穩(wěn)定性、抗高溫氧化性和抗熱震性。然而早期試驗表明，若在基體表面直接涂覆ZrO2，在劇烈的熱沖擊影響下，由于涂層材料和基體材料熱物理性能的不一致，將導(dǎo)致嚴(yán)重的裂紋，甚至使涂層過早的剝離。因此，需在涂層與基體之間加上一層粘結(jié)底層，使之良好的粘合在一起，在提高結(jié)合力的同時，還提高了抗磨損、防氧化性。粘結(jié)的底材料用的比較多的是MCrAIY合金（M為Ni或者NiCo）。

陶瓷涂層的制備一般采用等離子噴涂或者EB-PVD。等離子法噴涂的TBC涂層壽命不長，早期主要用于導(dǎo)向器的葉片上。而采用EB-PVD法制備的TBC陶瓷涂層結(jié)構(gòu)為柱狀晶，且柱狀晶緊緊粘結(jié)在底層上，使用壽命更長。涂層光潔度高，抗高溫燃?xì)鉀_熱和抗熱震性能優(yōu)異，即使在1650℃的高溫下也能長期的使用。

粘結(jié)底層加陶瓷涂層的二元涂層結(jié)構(gòu)在西方國家應(yīng)用普遍，我國也采用了類似的方法。然而我國對TBC技術(shù)的研究才剛剛起步，還遠(yuǎn)遠(yuǎn)落后于部分西方國家，還有許多的問題需要研究和解決。3.2 渦輪葉片的修理

渦輪葉片的工作環(huán)境十分惡劣，因此，航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片需采用十分昂貴，例如鎳基和鈷基高溫合金材料并以十分復(fù)雜的工藝來制造，從而獲得優(yōu)異的性能。無故障性是衡量可靠性的參照，故障率與故障流參數(shù)是無故障性的重要指標(biāo)。渦輪葉片修理前的處理與檢測包括：1.清洗 2.無損檢測 3.葉型的精確檢測 渦輪葉片的修理技術(shù)有：1.表面損傷的修理 2.頁頂?shù)男迯?fù) 3.熱靜壓 4.噴丸強(qiáng)化 5.涂層修復(fù)???

葉片應(yīng)用涂層技術(shù)來提高其抗氧化，抗腐蝕，耐磨，耐高溫和渦輪的啟動效率，但使用過程中，葉片會出現(xiàn)不同程度的缺損。因此，對葉片的防護(hù)層修復(fù)非常之重要。一般要將原涂層剝離。重新涂覆新的涂層，以提高葉片工作的可靠性和安全性???。

目前，在我國，航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片的機(jī)上孔探檢查已廣泛使用，但葉片的先進(jìn)修理技術(shù)應(yīng)用不多，這與我國自己制造的發(fā)動機(jī)葉片材料并不十分昂貴有關(guān)。但也隨著新型高性能發(fā)動機(jī)的研制生產(chǎn)，渦輪葉片的造價會大幅上升，因此，渦輪葉片檢測和修理技術(shù)也有廣闊的前景。4.渦輪葉片的發(fā)展前景

陶瓷比較脆，容易產(chǎn)生裂紋，抗疲勞性和抗熱震性能也不佳，與金屬基熱導(dǎo)率和膨脹系數(shù)等的物理性能存在較大的差別，會導(dǎo)致裂紋的出現(xiàn)和涂層剝落的現(xiàn)象。為了解決這些問題，（1）可以研究一些多種陶瓷材料混合的復(fù)合涂層，例如通過加入某些稀土元素，稀土元素具有獨特的物理、化學(xué)特性，只要加入微量，就可以獲得非常顯著的效果????。（2）可以發(fā)展多層結(jié)構(gòu)與連續(xù)梯度結(jié)構(gòu)涂層。多層結(jié)構(gòu)中的擴(kuò)散阻礙層可以防止陶瓷層與粘結(jié)層之間的元素互相擴(kuò)散，避免了涂層性能水平的下降。連續(xù)梯度結(jié)構(gòu)的特點是金屬粘結(jié)層和陶瓷層之間的化學(xué)成分或結(jié)構(gòu)呈連續(xù)性過渡，金屬基與陶瓷間的界面因此消失，各部分的熱膨脹系數(shù)也連續(xù)變化，由此避免基體和陶瓷層的熱膨脹系數(shù)不相符進(jìn)而導(dǎo)致的熱應(yīng)力，可以徹底的解決陶瓷涂層提早剝離的現(xiàn)象。

結(jié)束語

在渦輪葉片表面涂覆金屬及陶瓷材料，提高了葉片的耐熱溫度，可以提高發(fā)動機(jī)的性能，并且大大提高了安全性，然而這種技術(shù)還處于發(fā)展階段，但就目前的發(fā)展情況來看，這種方法是可靠的。金屬基陶瓷涂層不但同時具有金屬和陶瓷的雙重優(yōu)點，并且大大節(jié)省了資金。但是也存在著涂層與基體粘結(jié)強(qiáng)度不夠，以及涂層和基體的熱物理性不相匹配的問題也還沒有得到完全的解決，故而，這項技術(shù)要更好的應(yīng)用于航空渦輪葉片中，還需要更多的探索與發(fā)展。相信在不久的將來，我國會在這個方向取得更大的發(fā)展，屆時，金屬基陶瓷涂層還將給我們帶來更多的福音。

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第二篇：陶瓷基復(fù)合材料的研究進(jìn)展及其在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用

陶瓷基復(fù)合材料的研究進(jìn)展及其在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用

摘要：綜述了陶瓷基復(fù)合材料(CMCs)的研究進(jìn)展。就CMCs的增韌機(jī)理、制備工藝和其在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用進(jìn)展作了詳細(xì)介紹。闡述了CMCs研究和應(yīng)用中存在的問題。最后，指出了CMCs的發(fā)展目標(biāo)和方向。關(guān)鍵詞：陶瓷基復(fù)合材料；航空發(fā)動機(jī)；增韌機(jī)理；制備工藝

The Research Development of Ceramic Matrix Compositesand

Its Application on Aeroengine Abstract:The development

and

research

status

of

ceramic

matrix compositeswerereviewed in this paper.The main topics include the toughening mechanisms, the preparation progressand the application on aeroengine were introduced comprehensively.Also, the problems in the research and application of CMCswere presented.Finally, the future research aims and directions were proposed.Keywords: Ceramic matrix composites, Aeroengine, Fiber toughening,Preparation progress

1引言

推重比作為發(fā)動機(jī)的核心參數(shù)，其直接影響發(fā)動機(jī)的性能，進(jìn)而直接影響飛機(jī)的各項性能指標(biāo)。高推重比航空發(fā)動機(jī)是發(fā)展新一代戰(zhàn)斗機(jī)的基礎(chǔ)，提高發(fā)動機(jī)的工作溫度和降低結(jié)構(gòu)重量是提高推重比的有效途徑[1]?，F(xiàn)有推重比10一級的發(fā)動機(jī)渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到了1500~1700℃，如M88-2型發(fā)動機(jī)渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到1577℃，F(xiàn)119型發(fā)動機(jī)渦輪進(jìn)口溫度達(dá)到1700℃左右，而推重比15~20一級發(fā)動機(jī)渦輪進(jìn)口溫度將達(dá)到1800~2100℃，這遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了發(fā)動機(jī)中高溫合金材料的熔點溫度。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，同時設(shè)計先進(jìn)的冷卻結(jié)構(gòu)。在此需求之下，迫切需要發(fā)展新一代耐高溫、低密度、低膨脹、高性能的結(jié)構(gòu)材料[2]。在各類型新型耐高溫材料中，陶瓷基復(fù)合材料(CeramicMatrixComposites,CMCs)材料具有高的熔點、剛度、硬度和高溫強(qiáng)度，并且抗蠕變，疲勞性能好。其不僅克服了金屬材料密度高和耐溫低，而且克服了結(jié)構(gòu)陶瓷脆性大和可靠性差，碳/碳復(fù)合材料抗氧化性差和強(qiáng)度低等缺點，尤其作為航空航天發(fā)動機(jī)需要承受極高溫度的特殊部位的結(jié)構(gòu)用材料具有很大潛力[3,4]。

CMCs是以陶瓷材料為基體，以陶瓷纖維、晶須、晶片或顆粒為補(bǔ)強(qiáng)體，通過適當(dāng)?shù)膹?fù)合工藝制備且性能可設(shè)計的一類新型材料，又稱為多相復(fù)合陶瓷(MultiphaseCompositeCeramic)，包括纖維(或晶須)增韌陶瓷基復(fù)合材料、異相顆粒彌散強(qiáng)化復(fù)相陶瓷、原位生長陶瓷復(fù)合材料、梯度功能復(fù)合陶瓷及納米陶瓷復(fù)合材料[5]。本文主要介紹連續(xù)纖維增強(qiáng)陶瓷基復(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)點的同時，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。相比合金基復(fù)合材料，CMCs工作溫度高達(dá)1650℃，不僅可以通過減少冷卻氣流，提高渦輪熱效率，而且降低結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和制造難度。此外，CMCs密度約為耐高溫鎳基合金的1/4~1/3，鎢基合金的1/10~1/9，可以大大減輕發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量，降低油耗的同時提高推重比。

2CMCs國內(nèi)外研究進(jìn)展

70代初，由于認(rèn)識到單體碳化硅、氮化硅等陶瓷材料的性能還較難實現(xiàn)高溫?zé)釞C(jī)應(yīng)用的現(xiàn)實，J.Aveston在纖維增強(qiáng)聚合物基復(fù)合材料和纖維增強(qiáng)金屬基復(fù)合材料基礎(chǔ)上，首次提出了纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料(FRCMCs)的概念[6]。八十年代以來，高模量高強(qiáng)碳纖維、氧化鋁纖維和抗高溫氧化性能良好的碳化硅纖維的出現(xiàn)，以及性能優(yōu)越且低成本的SiC晶須的商業(yè)化生產(chǎn)，使纖維及須增韌陶瓷復(fù)合材料等一躍成為令人矚目的新材料[7]。1973年，LevittS.R.首次以LAS玻璃為基體材料制得了高強(qiáng)度碳纖維增強(qiáng)玻璃基復(fù)合材料[8]。80年代中期，E.Fitzer等[9]和P.J.Lamicq等[10]將化學(xué)氣相沉積(ChemicalVaporDeposition,CVD)工藝引入FRCMCs的制備中，制得了高性能的碳化硅纖維增強(qiáng)SiC復(fù)合材料，從而全面推動了FRCMCs的研究工作。在當(dāng)時，美國已有很多研究單位從事陶瓷基復(fù)合材料的研究和應(yīng)用工作，其中有UTRC、OakRidge國家實驗室、伊利諾斯大學(xué)、MIT、福特汽車公司等。此外，美國NASA制定的先進(jìn)高溫?zé)釞C(jī)材料計、DOE/NASA的先進(jìn)渦輪技術(shù)應(yīng)用計劃(ATTAP)、美國國家宇航計劃(NASP)都把高溫結(jié)構(gòu)陶瓷基復(fù)合材料作為重點研究對象，其研制目標(biāo)是將發(fā)動機(jī)熱端部件的使用溫度提高到1650℃或更高[11]，從而提高發(fā)動機(jī)渦輪進(jìn)口溫度，達(dá)到節(jié)能、減重、提高推重比和延長壽命的目的，滿足軍事和民用熱機(jī)的需要。日本對這種高性能結(jié)構(gòu)材料也極其重視，大阪工業(yè)技術(shù)研究所，東京工業(yè)大學(xué)和日產(chǎn)、三菱等汽車公司進(jìn)行了陶瓷復(fù)料及其結(jié)構(gòu)應(yīng)用研究[12]。1972年，我國上海硅酸鹽研究所率先開展此項研究，經(jīng)較廣泛地搜探各種可能的纖維或晶須與陶瓷基體在化學(xué)上的相容性之后，首先選擇了碳纖維補(bǔ)強(qiáng)石英作為研究對象，研制成功相應(yīng)的復(fù)合材料[13]。此后，航空材料所、北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、清華大學(xué)、國防科技大學(xué)等相繼開展了各種陶瓷基復(fù)合材料的研究工作。

目前，世界各國尤其是美國、日本、歐共體國家等都對CMCs的制備工藝及增韌機(jī)制進(jìn)行了大量的研究，并取得了一些重要成果。已經(jīng)制備和通過試驗的航空發(fā)動機(jī)CMCs構(gòu)件主要有：燃燒室內(nèi)襯套(combustorliner)、燃燒室筒(Combustorcan)、翼或螺旋槳前緣(leadingedge)、噴口導(dǎo)流葉片(guidevane)、渦輪葉片(turbinevane)、渦輪殼環(huán)(turbineshroudring)等[14,15]。在CMCs的研究中，研究最多的主要是纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料，主要包括碳纖維增強(qiáng)碳化硅(Cf/SiC)、碳化硅纖維增強(qiáng)碳化硅(SiCf/SiC)以及氧化物/氧化物陶瓷基復(fù)合材料[16,17]。

國外學(xué)者Schneider等[18]對莫來石纖維增強(qiáng)莫來石CMCs進(jìn)行了系統(tǒng)的研究，已能制備和加工異形復(fù)雜構(gòu)件，制備的燃燒室隔熱瓦已通過模擬試驗。Carellie等[19]對多孔氧化物CMCs的研究較為深入，利用陶瓷漿料浸漬-纏繞工藝制備的Nextel720纖維增強(qiáng)的多孔莫來石和氧化鋁CMCs的室溫拉伸強(qiáng)度約為149MPa，1200℃處理1000h后強(qiáng)度保留率高達(dá)97.3%。Kikuo等[20]通過泥漿浸漬/熱壓法制備Cf/SiC復(fù)合材料。在真空條件下，其室溫彎曲強(qiáng)度和斷裂韌性分別為420MPa和13MPa·m1/2；在1400～1600℃時分別為600MPa和20MPa·m1/2，由于斷裂轉(zhuǎn)移和界面結(jié)合減弱導(dǎo)致纖維拔出的增加，高溫下材料的力學(xué)性能得以提高。EricP.bouillon等[21]分別用Cf/Si-C-B和SiCf/Si-C-B材料制備了6個噴管密封片，并在F100-PW-229發(fā)動機(jī)加力狀態(tài)下做了600h和1000h試驗，構(gòu)件沒有破壞。

由于工藝和原料的限制以及技術(shù)保密等原因，國內(nèi)關(guān)于CMCs應(yīng)用的公開報道較少，大多處于試驗探究階段。肖鵬等[22]制備的C/C-SiC復(fù)合材料在中等能載(1.5kJ/cm2)條件下摩擦系數(shù)較高，磨損量較低，具有優(yōu)良的摩擦磨損性能。為提升連續(xù)纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(CMCs-SiC)的抗氧化性，徐永東等人[23,24]制備三維碳/碳化硅復(fù)合材料，測試了的組織與力學(xué)性能，驗證了其組織自愈合機(jī)制，探究涂層表面缺陷的影響以及生成的氧化物薄膜厚度的時間的關(guān)系。梅輝[25]，郭洪寶[26]等報道了有關(guān)三維和二維編制Cf/SiC復(fù)合材料的拉壓性能和斷裂韌性研究的理論和實驗結(jié)果，兩者均表明，Cf/SiC復(fù)合材料具有優(yōu)異的力學(xué)性能。此外，國防科技大學(xué)陳朝輝課題組[27]采用PIP工藝制備的Cf/SiC復(fù)合材料于2005年成功通過液體火箭發(fā)動機(jī)熱試車考核，產(chǎn)品性能優(yōu)異，現(xiàn)已實現(xiàn)小批量生產(chǎn)與應(yīng)用。

3CMCs的增韌機(jī)理[28,29]

為改善陶瓷材料的力學(xué)性能，特別是脆性，CMCs采取的增韌形式主要有相變增韌、顆粒彌散增韌和纖維增韌。在CMCs的幾種增韌形式中，由于通常采用的ZrO2相變增韌陶瓷在高溫(900℃以上)時會失去相變增韌的作用，顆粒(微米級)增韌陶瓷的效果目前仍比較有限，較難滿足航空發(fā)動機(jī)的高溫環(huán)境。相比之下，纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料表現(xiàn)出更為優(yōu)異的耐高溫以及力學(xué)性能。因此，本文主要探究FRCMCs的增韌機(jī)理。

陶瓷材料斷裂過程的實質(zhì)是表面能增加的過程，F(xiàn)RCMCs斷裂時通過纖維拔出、橋聯(lián)、脫粘和斷裂，以及裂紋的微化、彎曲、偏轉(zhuǎn)等方式提升其斷裂時表面能增量，從而使其韌性得到很大提高，圖1為FRCMCs增韌機(jī)制示意圖。

圖1FRCMCs增韌機(jī)制示意圖

Fig.1Schematicdiagramoftoughening mechanismofFRCMCs 在上述幾種斷裂機(jī)制中，纖維拔出是FRCMCs的最主要增韌機(jī)制，通過纖維拔出過程的摩擦耗能，使復(fù)合材料的斷裂功增大，纖維拔出過程的耗能取決于纖維拔出長度和脫粘面的滑移阻力，滑移阻力過大，纖維拔出長度較短，增韌效果不好，如果滑移阻力過小，盡管纖維拔出較長，但摩擦做功較小，增韌效果也不好，反而強(qiáng)度較低。

纖維拔出長度取決于纖維強(qiáng)度分布、界面滑移阻力。因此，在構(gòu)組纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料時，應(yīng)該考慮:纖維的強(qiáng)度和模量高于基體，同時要求纖維強(qiáng)度具有一定的Weibull分布；纖維與基體之間具有良好的化學(xué)相容性和物理性能匹配；界面結(jié)合強(qiáng)度適中，既能保證載荷傳遞，又能在裂紋擴(kuò)展中適當(dāng)解離，又能有較長的纖維拔出，達(dá)到理想的增韌效果。

4CMCs的制備工藝

增強(qiáng)體發(fā)揮其增韌機(jī)制的程度與復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)有關(guān)，如增強(qiáng)體的體積分?jǐn)?shù)、基體的致密度、界面的結(jié)合強(qiáng)度以及氣孔的體積分?jǐn)?shù)等，而這些結(jié)構(gòu)的狀態(tài)均由制備工藝決定。經(jīng)過近幾十年的發(fā)展，適于制備陶瓷基復(fù)合材料的方法[30]有：泥漿浸漬熱壓法(Slurryinfiltrationandhotpressing,SIHP)，先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法(PrecursorInfiltrationPyrolysis,PIP)、化學(xué)氣相滲透法(ChemicalVaporInfiltration, CVI)、反應(yīng)熔滲法(ReactiveMeltInfiltration,RMI)。

(1)泥漿浸漬熱壓法 泥漿浸漬熱壓法是將目標(biāo)陶瓷的粉體制成泥漿，然后引入至纖維預(yù)制件中，得到連續(xù)碳纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料。其主要工藝是將纖維浸漬泥漿后進(jìn)行制成無緯布，經(jīng)切片、疊加、熱模壓成型和熱壓燒結(jié)后，獲得致密化的復(fù)合材料，主要用于制備單向纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料，過程示意圖如圖2所示。該工藝簡單，成本較低。但熱壓工藝容易使纖維造成損傷，降低了復(fù)合材料的力學(xué)性能。此外，該工藝需要較高的燒結(jié)溫度，對設(shè)備要求高，且不適合制備形狀復(fù)雜的構(gòu)件。

圖2泥漿浸漬熱壓法過程示意圖 Fig.2SchematicdiagramofprocessofSIHP(2)先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法

先驅(qū)體轉(zhuǎn)化方法[31]是以有機(jī)聚合物先驅(qū)體溶解或熔化后，在真空或氣壓的作用下浸漬到纖維預(yù)制體內(nèi)部，然后經(jīng)交聯(lián)固化后高溫裂解轉(zhuǎn)化為目標(biāo)陶瓷的過程。先驅(qū)體在交聯(lián)固化和裂解過程中，小分子逸出會使基體發(fā)生較大地收縮，導(dǎo)致材料的微結(jié)構(gòu)不致密，并伴有裂紋出現(xiàn)；受先驅(qū)體轉(zhuǎn)化率的限制，為了獲得密度較高的陶瓷基復(fù)合材料，必須經(jīng)過反復(fù)浸漬熱解，工藝成本較高；很難獲得高純度和化學(xué)計量的陶瓷基體，且先驅(qū)體本身可選擇的種類有限。據(jù)此，該工藝可與其他工藝聯(lián)用，來克服這些缺點。如PIP與CVI聯(lián)用制備二維C/ZrC-SiC復(fù)合材料[32]，以及PIP與CVD聯(lián)用快速實現(xiàn)C/SiC材料的致密化[33]，但與RMI工藝的聯(lián)用少有報道。(3)化學(xué)氣相滲透法

CVI法起源于20世紀(jì)60年代中期，是在化學(xué)氣相沉積法(ChemicalVaporDeposition,CVD)基礎(chǔ)上發(fā)展起來的制備陶瓷基復(fù)合材料的新方法[34]。其基本工藝過程是：將碳纖維預(yù)制體置于CVI爐中，源氣（即與載氣混合的一種或數(shù)種氣態(tài)先驅(qū)體）通過擴(kuò)散或由壓力差產(chǎn)生的定向流動輸送至預(yù)成型體周圍后向其內(nèi)部擴(kuò)散，在纖維表面發(fā)生化學(xué)反應(yīng)并原位沉積。過程示意圖如圖3所示。CVI工藝的突出優(yōu)點是可在遠(yuǎn)低于基體材料熔點的溫度下合成陶瓷基體，降低纖維與基體間的高溫化學(xué)反應(yīng)帶來的纖維性能下降。但由于CVI工藝的反應(yīng)是以氣相形式發(fā)生的，氣體在預(yù)制體內(nèi)部各部位的沉積速度不一致，易形成密度梯度；反應(yīng)涉及反應(yīng)化學(xué)、熱力學(xué)、動力學(xué)及晶體生長等多方面內(nèi)容，過程非常復(fù)雜；材料的致密化速度低，制備周期長，工藝成本高。

圖3CVI工藝過程示意圖 Fig.3SchematicdiagramofprocessofCVI(4)反應(yīng)熔滲法

反應(yīng)熔滲法是在20世紀(jì)80年代，德國Firzer[35]首先用液Si浸漬C/C多孔體制備C/C-SiC多相復(fù)合材料進(jìn)而發(fā)展起來的復(fù)合材料制備工藝。工藝包括三個基本過程：首先將碳纖維預(yù)制件放入密閉的模具中，采用高壓沖型或樹脂轉(zhuǎn)移模工藝制備纖維增韌聚合物材料；然后在高溫惰性環(huán)境中裂解，得到低密度碳基復(fù)合材料；最后采用熔體Si在真空下通過毛細(xì)作用進(jìn)行浸滲處理，使Si熔體與碳基體反應(yīng)生成SiC基體，過程示意圖如圖4所示。該工藝最大的優(yōu)點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?？煽氐幕w物質(zhì)包含ZrC、HfC、TiC、TaC、NbC及Zr-Si-C、Hf-Si-C、Ti-Si-C等碳化物的混合物，在制備纖維增強(qiáng)瓷基復(fù)合材料方面優(yōu)勢明顯[36]。

圖4反應(yīng)熔滲法過程示意圖 Fig.4SchematicdiagramofprocessofRMI 各國對陶瓷基復(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；法國以CVI技術(shù)為主，且技術(shù)水平屬國際領(lǐng)先；德國以RMI和PIP技術(shù)為主，特別是RMI技術(shù)世界領(lǐng)先；美國對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)合材料制備的主流工藝[37]。

5CMCs在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用情況

5.1在尾噴管部件上的應(yīng)用 20世紀(jì)80年代，法國SNECMA公司采用商業(yè)牌號為“Sepcarbinox”的碳化硅基陶瓷復(fù)合材料進(jìn)行外調(diào)節(jié)片的研制，先后在M53-2和M88-2發(fā)動機(jī)上進(jìn)行試驗。經(jīng)過10余年的努力，于1996年進(jìn)入生產(chǎn)，這是陶瓷基復(fù)合材料在此領(lǐng)域首次得到的實際應(yīng)用。大大減輕了質(zhì)量。2002年，SNECMA公司已經(jīng)驗證了其壽命目標(biāo)，并開始投入批生產(chǎn)。同時，SNECMA公司也嘗試將陶瓷基復(fù)合材料應(yīng)用到M88-2發(fā)動機(jī)的承受很高熱應(yīng)力的內(nèi)調(diào)節(jié)片上，以提高其使用壽命。圖5給出了M88-2發(fā)動機(jī)的外調(diào)節(jié)片。目前，SNECMA公司與PW公司正在將SepcarbinoxA500CT噴管調(diào)節(jié)片轉(zhuǎn)移到外場進(jìn)行評估，并準(zhǔn)備在F-15E戰(zhàn)斗機(jī)/F100-PW-229發(fā)動機(jī)和F-16戰(zhàn)斗機(jī)/F100-PW-229發(fā)動機(jī)上進(jìn)行飛行試驗，PYBBNA500CT密封片準(zhǔn)備在F-15一體化飛行器先進(jìn)控制技術(shù)(ACTIVE)戰(zhàn)斗機(jī)驗證機(jī)上進(jìn)行飛行試驗[38]。

圖5M88-2發(fā)動機(jī)的外調(diào)節(jié)片 Fig.5OuteradjustmentsheetofM88-2engine 5.2在燃燒室部件上的應(yīng)用

陶瓷基復(fù)合材料在發(fā)動機(jī)燃燒室火焰筒上的應(yīng)用研究起步較早。早在90年代，GE公司和P&W公司的EPM(EnablingPropulsionMaterials)項目就已使用SiCf/SiC陶瓷基復(fù)合材料制備燃燒室襯套（見圖6），該襯套在1200℃環(huán)境下工作可以超過10000h[39]。美國綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)計劃用碳化硅基復(fù)合材料制備的火焰筒（見圖7），已在具有JTAGG（先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器計劃）第I階段溫度水平的XTE65/2驗證機(jī)中被驗證：在目標(biāo)油氣比下，燃燒室溫度分布系數(shù)低，具有更高的性能，可耐溫1480℃[40]。在AMG研究計劃中，日本科學(xué)家采用化學(xué)氣相沉積(CVD)等工藝加工的連續(xù)纖維增強(qiáng)的陶瓷基復(fù)合材料燃燒室火焰筒，試驗達(dá)到了1873K的出口溫度，沒有發(fā)現(xiàn)損傷[41]。

圖6SiCf/SiC制備出的燃燒室襯套圖7CMCs制備的火焰筒 Fig.6SiCf/SiCcombustorlinerFig.7CMCsinnerliner 5.3在渦輪部件上的應(yīng)用

渦輪葉片工作在燃燒室出口，是發(fā)動機(jī)中承受熱沖擊最嚴(yán)重的零件，其耐溫能力直接決定著高性能發(fā)動機(jī)推重比的提升。目前，國外多家研究機(jī)構(gòu)已成功運用陶瓷基復(fù)合材料制備出耐高溫的渦輪葉片。美國NASAGlenn研究中心研制的SiCf/SiC渦輪葉片（見圖8）可使冷卻空氣流量減少15%~25%，并通過在燃燒室出口氣流速度60m/s、6個大氣壓（約6×105Pa）和1200℃工作環(huán)境中的試驗考核[42]。日本AMG計劃研制的碳化硅纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料渦輪整體葉盤葉片段，于1998年暴露在熱燃?xì)饬髦?，進(jìn)行了旋轉(zhuǎn)試驗，工作轉(zhuǎn)速達(dá)到30000r/min，葉尖轉(zhuǎn)速達(dá)到386m/s，燃?xì)鉁囟冗_(dá)到973K，沒有發(fā)現(xiàn)任何振動和損傷[41]。圖5展示的是陶瓷基復(fù)合材料渦輪葉片和高溫合金葉片在110個熱循環(huán)對比試驗后的照片，照片中左側(cè)為陶瓷基復(fù)合材料渦輪葉片，右側(cè)為高溫合金葉片。從圖9中可以看出，經(jīng)110次熱循環(huán)后，高溫合金葉片葉身前緣和后緣已被嚴(yán)重?zé)g，而陶瓷基復(fù)合材料葉片基本完整。由此可以看出陶瓷基復(fù)合材料制備的渦輪葉片比高溫合金制備的渦輪葉片耐熱腐蝕能力強(qiáng)[42]。

圖8NASAGlenn研究中心制備的CMCs葉片 Fig.8CMCsblademadebyNASAGlennResearchCenter

圖9CMC葉片與高溫合金葉片熱循環(huán)試驗對比

Fig.9ThermalcycletestingpictureofCMCandhigh-temperaturealloyvane 6CMCs研究和應(yīng)用中所存在問題

盡管陶瓷基復(fù)合材料性能優(yōu)異，但是到目前為止其在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用仍然非常有限。除材料性能有待于進(jìn)一步提高外，還有幾個需要重視的問題。

(1)技術(shù)突破。陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的研發(fā)，涉及到纖維等原材料研發(fā)、預(yù)制體編織、基體致密化、材料的精確加工與裝配、環(huán)境屏障涂層制備、無損檢測及考核驗證等多個環(huán)節(jié)[43]，各環(huán)節(jié)的關(guān)鍵技術(shù)均取得突破才能推動整個行業(yè)的進(jìn)一步發(fā)展。

(2)制造成本。陶瓷基復(fù)合材料的高成本實際上已成為阻礙其發(fā)展的一個巨大障礙，因此材料的低成本制造技術(shù)將是今后的一個重要研究方向。要降低成本首先在原材料上要盡量選取已工業(yè)化批量生產(chǎn)的材料，在性能允許的范圍內(nèi)優(yōu)先使用低價格材料。其次要盡量減少材料的后加工，陶瓷材料的后加工在其成本中占有很大的比重，因此，在制備過程中要選擇適當(dāng)?shù)某尚沃圃旆椒ǎ詼p少后加工量。

(3)可重復(fù)性。提高陶瓷材料的可重復(fù)制造性和可靠性，降低其缺陷敏感性和尺寸效應(yīng)，也是今后的一項重要研究內(nèi)容，這直接關(guān)系到陶瓷基復(fù)合材料制件的批量生產(chǎn)及其在實際結(jié)構(gòu)中的大量應(yīng)用。因此在制備過程中應(yīng)嚴(yán)格按工藝要求進(jìn)行，盡量減少不確定因素和隨意性，避免材料成分出現(xiàn)偏析和產(chǎn)生大的缺陷。

(4)設(shè)計準(zhǔn)則。目前陶瓷基復(fù)合材料制件的結(jié)構(gòu)設(shè)計主要參照金屬材料的設(shè)計準(zhǔn)則，由于兩者間性質(zhì)相去甚遠(yuǎn)，這一做法已顯得越來越不適應(yīng)，在一定程度上制約了陶瓷材料的發(fā)展速度，因此有必要為陶瓷材料制定新的設(shè)計準(zhǔn)則，以利于陶瓷材料的研究和應(yīng)用。

7結(jié)束語

陶瓷基復(fù)合材料具有重大應(yīng)用價值，它的工業(yè)化應(yīng)用將對高溫?zé)釞C(jī)、航空航天工業(yè)和軍事應(yīng)用領(lǐng)域產(chǎn)生重大影響[44]。近年來，國內(nèi)有很多科研單位和大學(xué)發(fā)表了陶瓷基復(fù)合材料方面的研究論文，這表明我國在陶瓷基復(fù)合材料研究領(lǐng)域已有一定的實力。但與美國、法國等西方先進(jìn)國家相比，缺乏工程驗證和技術(shù)集成的經(jīng)驗積累。CMCs無論在材料制備、性能分析和結(jié)構(gòu)應(yīng)用等諸方面都還存在問題。因此，目前國內(nèi)仍需加強(qiáng)關(guān)于CMCs基礎(chǔ)研究工作，改進(jìn)工藝，降低成本，完善設(shè)計準(zhǔn)則，加速CMCs在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用。

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第三篇：商用航空發(fā)動機(jī)陶瓷基復(fù)合材料部件的研發(fā)應(yīng)用及展望

商用航空發(fā)動機(jī)陶瓷基復(fù)合材料部件的研發(fā)應(yīng)用及展望

商用航空發(fā)動機(jī)是航空產(chǎn)業(yè)的重要支柱，隨著氣動熱力學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)和材料科學(xué)的飛速發(fā)展，大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)向著低油耗、低排放、低噪聲、易維護(hù)、高可靠、長壽命等高效能方向發(fā)展，已成為先進(jìn)商用航空發(fā)動機(jī)的研發(fā)目標(biāo)?；诖髷?shù)據(jù)挖掘，在不改變渦扇發(fā)動機(jī)現(xiàn)有布局的前提下，要達(dá)成上述性能指標(biāo)，依靠創(chuàng)新材料和新穎構(gòu)型成為根本性的解決途徑。

近半個世紀(jì)以來商用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)，尤其是燃燒室技術(shù)的進(jìn)步，發(fā)動機(jī)的推重比得到了顯著提高，飛機(jī)的性能因此得以大幅提升。隨著終端用戶對飛行航程和速度要求的不斷提高，對發(fā)動機(jī)高推力、高推重比要求的同時，減少NOx和CO排放等環(huán)保指標(biāo)也越來越苛刻，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的增壓比、渦輪前溫度、燃燒室溫度以及轉(zhuǎn)速也必須不斷提升。就材料而言，當(dāng)前高效航空發(fā)動機(jī)噴射出高熱氣體——足以達(dá)到傳統(tǒng)鈦合金、鎳基高溫合金使用溫度的極限，現(xiàn)有合金材料方案無法完全滿足下一代先進(jìn)發(fā)動機(jī)設(shè)計對耐熱的需求，在實際應(yīng)用中，不得不對高溫部件采取氣冷以及熱障涂層防護(hù)等措施。但冷氣的應(yīng)用一方面會減少燃燒空氣，降低發(fā)動機(jī)燃燒效率；另一方面，使部件結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，不僅增添了加工難度，且研制和維護(hù)費用也隨之提高。

高性能航空發(fā)動機(jī)追求不斷提升渦輪前溫度，對熱端部件用材的高溫強(qiáng)度、抗腐蝕性及抗氧化性能要求也越來越高，推重比15～20發(fā)動機(jī)的渦輪前溫度將達(dá)到1927℃/2200K，耐溫高、密度低、有類金屬的斷裂行為、對裂紋不敏感、不發(fā)生災(zāi)難性的損毀等優(yōu)異性能的陶瓷基復(fù)合材料（Ceramic Matrix Composite，CMC）取代高溫合金，滿足熱端部件在更高溫度環(huán)境下使用，不僅有益于大幅減重，還可節(jié)約冷氣甚至無需冷卻，從而提高總壓比（Overall Pressure Ratios,OPR），實現(xiàn)在高溫合金耐溫基礎(chǔ)上進(jìn)一步提升工作溫度400~500℃，結(jié)構(gòu)減重50%~70%，勢必成為高推比航空發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵熱結(jié)構(gòu)用材[1]。

陶瓷基復(fù)合材料由連續(xù)纖維增韌補(bǔ)強(qiáng)陶瓷基體，具有低密度、高硬度、耐熱和耐化學(xué)氣氛，加之其固有的性能，在廣泛的領(lǐng)域，如航空發(fā)動機(jī)熱端結(jié)構(gòu)件、尾噴系統(tǒng)以及內(nèi)燃機(jī)應(yīng)用中，被視為取代高溫合金、實現(xiàn)減重增效 “升級換代材料”之首選。

商用航空發(fā)動機(jī)與軍機(jī)不同，更注重長壽命、高可靠性、易維護(hù)、環(huán)保型、經(jīng)濟(jì)性等指標(biāo)，通過采用更多新材料、新結(jié)構(gòu)、新工藝，同時滿足嚴(yán)格的適航認(rèn)證，才能投入商用。

陶瓷基復(fù)合材料在大涵道比商用航空發(fā)動機(jī)的應(yīng)用已呈快速增長趨勢，被認(rèn)同為高新技術(shù)，是反映一個國家航空航天高端制造業(yè)水平、關(guān)系國家安全的新型戰(zhàn)略性熱材料。CMC歷經(jīng)30余年的研發(fā)，已開始進(jìn)入商業(yè)市場，以空客為例，從A320到A320neo的飛發(fā)換裝，借助CMC在內(nèi)的復(fù)合材料應(yīng)用，有望提高發(fā)動機(jī)燃效15％。我國大客發(fā)動機(jī)動力處在追趕先進(jìn)的研制階段，不遠(yuǎn)的將來，將推出裝配具有自主知識產(chǎn)權(quán)CMC部件的國產(chǎn)長江系列商用航空發(fā)動機(jī)。

商用航空動力之爭——先進(jìn)發(fā)動機(jī)

波音和空客是國際著名飛機(jī)制造商的兩大巨頭，幾乎壟斷了中、大型商用飛機(jī)的國際市場。在新一代窄體機(jī)中，除了波音737MAX、空客A320neo之外，近年還接連涌現(xiàn)了中國商飛C919，巴航工業(yè)E-Jet E2、龐巴迪C系列和俄羅斯MS21等新生力量。

目前商用航空發(fā)動機(jī)市場基本由GE、P&W、R-R和CFM壟斷，俄羅斯和中國在積極努力參入，該領(lǐng)域的技術(shù)進(jìn)步直接推動著整個航空業(yè)的升級換代。

其中，CFM是GE和SAFRAN（法國賽峰）集團(tuán)旗下SNECMA（斯奈克瑪）公司對半合資成立的公司，已向波音和空客提供了2.5萬余臺中型客機(jī)用噴氣發(fā)動機(jī)。其經(jīng)典之作CFM-56是全球裝機(jī)最多的一款發(fā)動機(jī)產(chǎn)品，堪稱傳奇。針對新支線的換裝，將推出LEAP（Leading Edge Aviation Propulsion）作為替代產(chǎn)品參與競爭，并將成為CMC應(yīng)用的首款商用航空發(fā)動機(jī)面世[2]。

空客于2010年12月1日正式啟動A320neo項目，該項目與波音稍后啟動的737MAX項目一樣，重點是換裝新型發(fā)動機(jī)。與737MAX不同，A320neo有兩款備選發(fā)動機(jī)，分別是P&W的PW1100G-JM和CFM的LEAP-X1A。

事實上，只有A320neo項目有兩款發(fā)動機(jī)型號供選擇，其他客機(jī)項目都只選擇了唯一的發(fā)動機(jī)供應(yīng)商：龐巴迪C系列、三菱重工MRJ、伊爾庫特MS-21和巴航工業(yè)下一代E-Jets選擇了PW1000G系列，737MAX和中國商飛的C919則選擇了CFM的LEAP-X發(fā)動機(jī)。

因此A320neo的發(fā)動機(jī)是P&W和CFM唯一針鋒相對的市場，總計近2500架的龐大訂單也給這場動力之爭增添了更多火藥味。起始于20世紀(jì)80年代的窄體客機(jī)的動力之爭，伴隨著多年來的技術(shù)發(fā)展，比拼已進(jìn)入一個全新的階段。CFM和P&W選擇了兩條不同的技術(shù)升級路線。PW1100G-JM以齒輪傳動見長；LEAP-X則在復(fù)合材料應(yīng)用上下足功夫，也成就其一大亮點。PW1100G-JM發(fā)動機(jī)采用傳統(tǒng)的金屬材料制造，而LEAP-X發(fā)動機(jī)則憑借采用更多復(fù)合材料應(yīng)對。相比現(xiàn)役發(fā)動機(jī)，盡管LEAP-X和PW1100G都大幅增加了風(fēng)扇尺寸和涵道比，但CFM公司把更多精力放在發(fā)動機(jī)熱效率的提高上，P&W公司則著重提高發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率。兩家都宣稱，自己下一代發(fā)動機(jī)比現(xiàn)役A320產(chǎn)品的油耗將降低15%。按每加侖2.5美元計，每架飛機(jī)一年就可節(jié)省百萬美金的航油費，換發(fā)效益可觀。CFM公司和P&W公司各憑借其“二十年磨一劍”的技術(shù)優(yōu)勢開啟了未來數(shù)十年的競爭，目前兩家斬獲的發(fā)動機(jī)訂單數(shù)量基本上旗鼓相當(dāng)。

CMC——陶瓷基復(fù)合材料

傳統(tǒng)概念的陶瓷材料通常易碎、脆性大及可靠性差，不適合發(fā)動機(jī)應(yīng)用。為了工程應(yīng)用需克服其固有的致命弱點，人工創(chuàng)新出CMC這種全新的復(fù)合材料，它基于陶瓷組分，采用高強(qiáng)度、高彈性的纖維與成分相同或相近的基體復(fù)合，纖維用以阻止材料中裂紋的擴(kuò)展，從而改善韌性，實踐證明已成為提高CM可靠性的一個有效方法。復(fù)合后的陶瓷材料兼具優(yōu)良的強(qiáng)度和韌性，強(qiáng)韌化方式有“納米晶粒增韌”、“原位自生增韌”、“仿生結(jié)構(gòu)增韌”和“增強(qiáng)體增韌”4種[3]。

替代高溫合金作為發(fā)動機(jī)高溫結(jié)構(gòu)部件用材料，CMC具有諸多優(yōu)勢：（1）SiC/SiC密度為2.4~2.6g/cm3，僅相當(dāng)于高溫合金1/3程度，可有效降低結(jié)構(gòu)重量；（2）耐溫、能承受更高的工作溫度，減少或省去冷卻氣體，從而提升渦輪效率；（3）可減少為降溫而設(shè)置的附加結(jié)構(gòu)，簡化發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計；（4）因為冷卻氣流更少和燃燒室溫度更高，燃燒將更為充分，排放氣體中的CO和NOx的量更少，尾氣更為潔凈；（5）葉片可以有更高旋轉(zhuǎn)速率，有益于更大推力；（6）高比強(qiáng)、高比模、高硬度、耐磨損、耐腐蝕；（7）高溫抗氧化、抗燒蝕，具有高溫?zé)岱€(wěn)定的耐久性能；（8）熱膨脹系數(shù)、熱導(dǎo)率高，纖維和基體間熱應(yīng)力小。

因此，對裂紋不敏感，可避免災(zāi)難性損毀等優(yōu)異特性的CMC，能實現(xiàn)更長的使用壽命，被認(rèn)定為21世紀(jì)航空航天等高溫部件最有希望的應(yīng)用材料，成為航空發(fā)動機(jī)應(yīng)用的一個發(fā)展趨勢。

依所用陶瓷基體不同，CMC一般為氧化物基及非氧化物基兩大類。CMC組元纖維的化學(xué)成分多采用與基體相同或相近的材料構(gòu)成。氧化物CMC，增強(qiáng)材料采用氧化物纖維，基體材料多為高熔點金屬氧化物，常用基體有氧化鋁（Al2O3）、釔鋁石榴石（YAG）、氧化鋯（ZrO2）等；非氧化物陶瓷基復(fù)合材料，主要采用陶瓷纖維（C或SiC）和纖維增韌補(bǔ)強(qiáng)SiC材料（C/SiC或SiC/SiC）兩種。尤其是SiC/SiC，不但保持了SiC陶瓷優(yōu)異的高溫力學(xué)性能和良好的抗氧化性能，還克服了韌性差等致命弱點。氧化鋁基纖維主要優(yōu)點是抗氧化，缺點是抗蠕變性差；碳化硅陶瓷纖維則具有良好的綜合性能，但使用溫度有待進(jìn)一步提高。

CMC典型的制備方法有：化學(xué)氣相浸透（Chemical Vapor Infiltration，CVI）法、先驅(qū)體浸滲熱解（Polymer Impregnation and Pyrolysis，PIP）法、漿料浸漬結(jié)合熱壓（Slurry Impregnation and Hot Pressing，SIHP）法和反應(yīng)性熔體滲透（Reactive Melt Infiltration，RMI）法等。其中CVI法可用于基體、界面層和表面涂層制備；RMI工藝通過熔融的Si或氣態(tài)Si滲入有適當(dāng)孔隙的陶瓷纖維預(yù)制體內(nèi)部，通過Si 和C反應(yīng)形成SiC基體，對控制部件內(nèi)空洞缺陷發(fā)生、達(dá)到致密、實現(xiàn)低成本制備有益。

采用CVI、PIP工藝，可獲得無殘留Si的CMC材料，但致密度難以達(dá)到90%以上（氣孔率低于10%），制備的部件多用于航天領(lǐng)域服役時間短或軍機(jī)的尾噴部件；而服役長壽命的航空發(fā)動機(jī)熱端部件，需達(dá)到98%以上致密度，同時消除殘余Si以確保抗蠕變性能，通常采用上述工藝與熔滲（RMI）相結(jié)合，所獲得的CMC耐溫水平高，較比當(dāng)前通用的高溫合金“單晶+涂層+冷卻”組合，其耐溫能力提升400℃以上，已成為新一代航空發(fā)動機(jī)用材的趨勢選擇。世界各技術(shù)先進(jìn)國家都把它為推動航空發(fā)動機(jī)重大進(jìn)化作用的高新材料，而加以重點開發(fā)和應(yīng)用。

連續(xù)纖維作為一種“增強(qiáng)體”，能最大限度地抑制陶瓷缺陷的體積效應(yīng)，有效偏折裂紋、消耗纖維拔出的斷裂能，從而發(fā)揮纖維增韌和補(bǔ)強(qiáng)作用，強(qiáng)韌化效果最好。所形成的連續(xù)纖維增韌補(bǔ)強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料（Continuous Fiber Ceramic Matrix Composite，CFCC）從根本上克服了陶瓷脆性大和可靠性差的弱點，加之自愈合組織形成和應(yīng)用，使其具備有類金屬的斷裂行為，對裂紋不敏感，不致發(fā)生災(zāi)難性損毀等特征。優(yōu)異的強(qiáng)韌性使其成為新型耐高溫、低密度熱結(jié)構(gòu)材料發(fā)展的主流，連續(xù)纖維增韌碳化硅CMC是目前研究最多、應(yīng)用最廣泛的CMC材料，在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[4]。

應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)熱端部件，高溫和腐蝕性環(huán)境會對CMC造成損傷，進(jìn)而降低其性能。需要通過在其表面涂覆環(huán)境阻隔涂層（Environmental Barrier Coating，EBC），以阻隔材料組分與外部破壞性因素的反應(yīng)，進(jìn)而延長CMC使用壽命。EBC材料組分主要是金屬氧化物或無機(jī)鹽類化合物，通常有YSZ（ZrO2+8%Y2O3）、鋇長石、莫來石+BSAS/Si等[3]。

由連續(xù)纖維補(bǔ)強(qiáng)增韌陶瓷基體復(fù)合成材的“混搭”，類似于“鋼筋+混凝土”組合，連續(xù)的陶瓷纖維根據(jù)需要，可編織成1D（一維）、2D（二維）、以至3D（三維）的“鋼筋”骨架（纖維預(yù)制體）、“混凝土”則為骨架周圍緊密充填的陶瓷基體材料，這使其具有高比模、耐高溫、抗燒蝕、抗粒子沖蝕、抗氧化和低密度等優(yōu)點，且強(qiáng)度特別是韌性相比單相陶瓷的應(yīng)變?nèi)菹薮蟠筇岣?，維持高強(qiáng)度的同時也獲得高韌性。實現(xiàn)減重的同時具備優(yōu)良的耐渦輪前溫度性能，減少冷氣量，進(jìn)而大幅提升發(fā)動機(jī)工作效率。成為1650℃以下長壽命（數(shù)百上千小時）、1900℃以下有限壽命（數(shù)分到數(shù)十分鐘）和2800℃以下瞬時壽命（數(shù)秒至數(shù)十秒）的熱結(jié)構(gòu)/功能材料。

嚴(yán)格化學(xué)計量比的SiC陶瓷纖維具有低密度、抗磨損、高基體強(qiáng)度和最高耐溫特性；氧含量低于2%的SiNC纖維50~500絲束，可有效提高1350℃/2462℉溫度下的抗蠕變和化學(xué)穩(wěn)定性。優(yōu)質(zhì)纖維復(fù)合的CMC有利于展示最高耐溫能力和源自其基體的力學(xué)性能，將作為航空發(fā)動機(jī)渦輪熱端部件發(fā)揮效能[2]。在噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)化史中，渦扇發(fā)動機(jī)材料耐溫能力平均每10年以10℃/50℉速度提升。而按照GE預(yù)測，未來10年單就CMC部件應(yīng)用一項，發(fā)動機(jī)耐溫能力就將改善66℃/150℉，效果相當(dāng)顯著[2]。

CMC面向航空發(fā)動機(jī)應(yīng)用的研究積累

在纖維用于制備航空發(fā)動機(jī)構(gòu)件的選型上，美國做出了最為廣泛的研究。1994年，NASA的EPM（Enabling Propulsion Materials）項目選擇SiC /SiC作為HSCT（High Speed Civil Transport）發(fā)展的最佳材料系統(tǒng)，開展了SiC纖維、纖維涂層和基體組成的組合工藝優(yōu)化等研究。之后，CMC成為了航空發(fā)動機(jī)設(shè)計與制造商所青睞的航空發(fā)動機(jī)高溫部件（如渦輪靜子的導(dǎo)向葉片、渦輪轉(zhuǎn)子葉片、燃燒室和尾噴部件等）的重要候選材料，并取得突破性進(jìn)展[4]。

CMC的應(yīng)用在提高推重比、提高使用溫度、簡化系統(tǒng)結(jié)構(gòu)等方面可帶來顯著效益。對于航空發(fā)動機(jī)長壽命CMC熱端部件的開發(fā)，世界各國家已競相投入資源展開研發(fā)。

從20世紀(jì)80年代中期開始，NASA就已開展CMC技術(shù)研究，從先進(jìn)高溫發(fā)動機(jī)材料技術(shù)（HITEMP）項目開始，實施過IHPTET、UEET、VAATE等大型項目，重點研究了先進(jìn)材料與結(jié)構(gòu)，其中用于航空發(fā)動機(jī)的CMC高溫部件是攻關(guān)重點[1]。

在IHPTET計劃第2階段的ATEGG驗證機(jī)XTC76/3上，GE聯(lián)手Allison公司使用從EPM（Enabling Propulsion Material）項目中獲得的材料，開發(fā)并驗證了Hi-Nicalon纖維（占40％）增強(qiáng)CMC燃燒室火焰筒。該燃燒室壁可耐溫1316℃/1589K，并與由Lamilloy結(jié)構(gòu)材料加工的外火焰筒一起組合成先進(jìn)的柔性燃燒室。IHPTET計劃第3階段在ATEGG驗證機(jī)XTC77/1上，GE與Allison一道開發(fā)了CMC燃燒室3D模型，驗證了空心葉片。燃燒室3D模型采用正交各向異性材料特性，改進(jìn)了熱力和應(yīng)力分析。與典型的鎳基高溫合金的靜子葉片相比，減重50%，冷卻空氣量減少20%[5]。

在IHPTET計劃第3階段的JTAGG（聯(lián)合渦輪先進(jìn)燃?xì)獍l(fā)生器）驗證機(jī)XTC97上，霍尼韋爾（Honeywell）和GE公司考核驗證了CMC高溫升燃燒室。該燃燒室在目標(biāo)油氣比下保持較小分布因子數(shù)據(jù)[5]。

在超高效發(fā)動機(jī)技術(shù)（UEET, Ultra Efficient Engine Technology）項目中，材料和結(jié)構(gòu)是其攻關(guān)重點。擬實現(xiàn)起飛與著陸距離縮短70%、NOx排放降低70%、油耗與成本下降8%～15%等目標(biāo)。而CMC作為燃燒室火焰筒和渦輪靜子葉片的關(guān)鍵材料，占材料和結(jié)構(gòu)研究總研制費用近30%[1]。

通過多用途、經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)（VAATE）項目研究，開發(fā)和驗證了CMC燃燒室等技術(shù)，基本實現(xiàn)“減排增效”目標(biāo)。GE公司在TECH56計劃下開發(fā)的CMC燃燒室，考核驗證了提供較大溫升且冷氣用量減少等性能。

在GE公司角逐用于窄體客機(jī)的下一代發(fā)動機(jī)LEAP-X中，CMC將作為關(guān)鍵驗證項目，同時也計劃在GEnx型號上采用陶瓷基復(fù)合材料燃燒室火焰筒。

在高速研究（HSR）項目中，EPM作為子項目，重點研究了CMC燃燒室火焰筒技術(shù);在1205℃/1478K、大于9000h的熱態(tài)壽命下，仍保持13.78MPa的應(yīng)力水準(zhǔn)；燃燒室扇形段試驗已考核其具有200h，踐行了如下開發(fā)策略[6]。

（1）在代表飛機(jī)任務(wù)循環(huán)的工作狀態(tài)下進(jìn)行發(fā)動機(jī)試驗，驗證1205℃/1478K條件下，CMC燃燒室火焰筒的耐久性；（2）提高CMC和EBC的耐溫能力，研制1482℃/1755K和1649℃/1922K體系，以大幅減少甚至取消燃燒室火焰筒的氣膜冷卻，進(jìn)而擴(kuò)展CMC的應(yīng)用范圍。目前，通過以下途徑，明顯提高CMC的耐溫能力，并開展熱態(tài)工作300~1000h下提高其承載能力研究條件：

（1）改進(jìn)工藝，減少或除去影響CMC蠕變性能的因素；（2）改進(jìn)SYLRAMICTM 纖維熱處理表面，提高抗蠕變性能；（3）采用類似于Hi-NicalonTM的SiC纖維；（4）通過優(yōu)化工藝，降低復(fù)合材料特性值分散度，在開發(fā)1482℃/1755K 用CMC基礎(chǔ)上，同時研發(fā)和驗證1649℃/1922K CMC體系的可行性。

GE明確將CMC作為未來發(fā)展的核心技術(shù)，多年來持續(xù)投入和研發(fā)CMC工藝技術(shù)，通過合縱連橫開拓美國內(nèi)外的產(chǎn)學(xué)研資源，在CMC研究與應(yīng)用領(lǐng)域奠定了領(lǐng)導(dǎo)地位，作為標(biāo)桿值得后來者借鑒。為此，聯(lián)合法國SNECMA、日本IHI和德國MTU，開展大量協(xié)作和部件試制、考核試驗，對CMC材料做了數(shù)千小時的測試，于2003年就已將CMC材料用在工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)上，已服役超過48000h。從燃機(jī)用渦輪外環(huán)、燃燒室內(nèi)襯工程化應(yīng)用中，確認(rèn)CMC的技術(shù)成熟度已足以應(yīng)用到航空發(fā)動機(jī)核心部件。

GE公司報道了耐溫1205℃/2200°F、減重70%的CMC低壓渦輪導(dǎo)向葉片的關(guān)鍵性試驗以及在F414軍用發(fā)動機(jī)上進(jìn)行了CMC材料渦輪轉(zhuǎn)子葉片試驗，擬應(yīng)用到GE9X發(fā)動機(jī)的高壓渦輪二級轉(zhuǎn)子葉片。

R-R聯(lián)合GE公司將CMC應(yīng)用于發(fā)動機(jī)F136（配裝F-35）的渦輪導(dǎo)向3級導(dǎo)葉上[7]，耐溫可達(dá)1200℃，重量比傳統(tǒng)高溫合金部件明顯減輕（大約只有鎳合金的1/3和鈦合金的1/2）[8]。

在FAA與NASA牽頭的CLEEN（Continuous Lower Energy, Emissions and Noise）項目中，波音公司承擔(dān)CMC聲學(xué)尾噴（Acoustic Nozzle），R-R公司則負(fù)責(zé)CMC 渦輪動葉外環(huán)組件（Turbine Blade Tracks）[9]。NASA在ERA（Environmentally Responsible Aviation）項目和其他航空發(fā)動機(jī)計劃中，在燃燒室、渦輪葉片和尾噴管等應(yīng)用CMC，以減少發(fā)動機(jī)油耗、NOx 排放和降低噪音。其中，R-R 承擔(dān)CMC 尾噴管的研制工作[10]。

GE公司在NASA的N+3先進(jìn)發(fā)動機(jī)項目中，對2030~2035年將投入運營的高效安靜小型商用發(fā)動機(jī)也參與了預(yù)研。在該項目中，除整體碳纖維風(fēng)扇導(dǎo)向器/前機(jī)匣、復(fù)合材料風(fēng)扇葉片和復(fù)合材料風(fēng)扇機(jī)匣、全復(fù)合材料整體短艙等外，還包括采用新一代CMC的燃燒室、高壓渦輪葉片、低壓渦輪葉片和高壓渦輪外環(huán)和整流罩等研究[6]。

20世紀(jì)90年代，為解決上一代基體/纖維之間的熱解碳界面氧化損傷所造成的壽命短等問題，SNECMA公司研究了自愈合基體技術(shù)，開發(fā)出新一代SEPCARBINOXR A500和CERASEPR A410產(chǎn)品[5]。

NASA與美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）合作開展的CLEEN（Continuous Lower Energy，Emissions，and Noise）著重“持續(xù)降耗、減排和降噪”目標(biāo)，聚焦在結(jié)構(gòu)件和新技術(shù)以降低發(fā)動機(jī)油耗、排放和噪音。歷時5年在CMC渦輪導(dǎo)葉制備及聲學(xué)優(yōu)化尾噴嘴方面取得了技術(shù)進(jìn)步[9]。

2013年1月NASA利用R-R的Trent 1000發(fā)動機(jī)臺架加速試車考核了該CMC尾椎，如預(yù)期實現(xiàn)了73h，未發(fā)生熱或結(jié)構(gòu)應(yīng)力問題。

此外，P&W還聯(lián)合MTU和IHI（日本石川島播磨重工）開發(fā)新型發(fā)動機(jī)。

歐洲的陶瓷基復(fù)合材料技術(shù)以法國的CVI和德國的熔滲硅（Liquid Silicon Infiltration，LSI）工藝為代表。其中法國SNECMA公司和美國合作，共同研發(fā)了推力矢量CMC密封調(diào)節(jié)片，并正式裝機(jī)，經(jīng)1000h考核均未發(fā)現(xiàn)破壞跡象；德國進(jìn)行了CMC燃燒室內(nèi)襯的對比試驗，在Kl?ckner Humboldt Deutz T216型燃?xì)獍l(fā)動機(jī)經(jīng)10h試驗后，CVD-SiC涂層C/SiC火焰燃燒室出現(xiàn)了C/SiC基材和涂層之間的分層剝落，而CVD-SiC涂層C/C火焰燃燒室未出現(xiàn)損壞，SiC/SiC火焰燃燒室則由于自身具有良好的抗氧化性能，經(jīng)受住90h的試驗而無損壞。試驗考核也表明：采用CVI工藝的 SiC/SiC的液體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室壁及噴嘴，可經(jīng)受累積高達(dá)24000秒點火考核和400次熱循環(huán)。

日本政府1989年通過執(zhí)行為期8年的“超大型耐環(huán)境先進(jìn)復(fù)合材料規(guī)劃”，其目的是確定以航天航空、能源為主的各領(lǐng)域所需的高溫環(huán)境下具有耐熱、高比強(qiáng)度、高比模量、耐氧化性等優(yōu)異性能先進(jìn)材料的基礎(chǔ)技術(shù)，開發(fā)成功SiC基CMC，一躍成為當(dāng)今通用級和尖端應(yīng)用級SiC纖維最大出口國，法國、美國等CMC用SiC纖維基本都依靠日本供應(yīng)。日本的兩家實驗室、4家企業(yè)，從1999年參與ESPR項目研究，參與國外的PWA、GE、R-R和SNECMA等領(lǐng)先發(fā)動機(jī)供應(yīng)商組建建設(shè)的聯(lián)合隊伍，設(shè)計并試驗了CMC燃燒室和渦輪部件。以IHI為代表的日本產(chǎn)學(xué)研機(jī)構(gòu)分別在美、歐申請專利，介紹了陶瓷基復(fù)合材料應(yīng)用件的制備和應(yīng)用情況。他們采用CVI+PIP 工藝制備SiC/SiC火箭發(fā)動機(jī)推力室，并完成了熱試車考核，推力室的最高工作壁溫為1424℃。

俄羅斯CIAM也在瞄準(zhǔn)國際先進(jìn)，開展了CMC燃燒室部件的試制和考核工作。

渦輪葉片工作在燃燒室出口，是發(fā)動機(jī)中承受熱沖擊最嚴(yán)重的部件，其耐溫能力直接決定著高性能發(fā)動機(jī)推重比的提升。CMC對減輕渦輪葉片重量和降低渦輪葉片冷氣量意義重大。國外近期應(yīng)用目標(biāo)是尾噴管、火焰穩(wěn)定器、渦輪外環(huán)等；中期目標(biāo)在低壓渦輪靜子和轉(zhuǎn)子葉片、燃燒室、內(nèi)錐體等應(yīng)用；遠(yuǎn)期目標(biāo)在高壓渦輪靜子和轉(zhuǎn)子葉片、高壓壓氣機(jī)和導(dǎo)向葉片等應(yīng)用，顯示出明顯的減重效果、提高溫度、大幅減少冷卻氣量等，但是渦輪葉片的使用壽命尚短，有待深入研究[3]。

目前，多家國際研究機(jī)構(gòu)已成功研制出CMC渦輪葉片，美國和法國以推重比8~10航空發(fā)動機(jī)為演示驗證平臺，對尾噴管、燃燒室和渦輪三大單元進(jìn)行了大量考核。

我國從20世紀(jì)80年代開始，就有張立同院士領(lǐng)導(dǎo)的西北工業(yè)大學(xué)研發(fā)團(tuán)隊，以及國防科大、中航復(fù)材和上海硅酸鹽研究所等先后跟蹤國際前沿啟動研發(fā)工作，在CMC基礎(chǔ)及應(yīng)用領(lǐng)域持續(xù)耕耘，技術(shù)與制造水準(zhǔn)躋身國際先進(jìn)行列，具備構(gòu)件研制、工程化和小批量生產(chǎn)能力，技術(shù)與國際水平相當(dāng)，在部分領(lǐng)域甚至領(lǐng)先于國際水平，工程產(chǎn)業(yè)化差距正在縮小。

綜上所述，為拓寬CMC在商用航空發(fā)動機(jī)熱端部件上的應(yīng)用，未來還需進(jìn)一步完善如下關(guān)鍵技術(shù)：高溫工況下穩(wěn)定的高性能陶瓷纖維、匹配良好的纖維防護(hù)涂層、批產(chǎn)成熟的CMC高致密度復(fù)合工藝、自愈合功能組織以及EBC涂層等。

CMC在商用航空發(fā)動機(jī)中的應(yīng)用進(jìn)展

國外航空發(fā)動機(jī)上應(yīng)用的復(fù)合材料正在從低溫向高溫，外部冷端向內(nèi)部熱端，軍機(jī)尾噴系統(tǒng)向商用渦輪、燃燒室方向推進(jìn)，顯示出相當(dāng)大的應(yīng)用潛力。美國GE和法國SNECMA公司在CMC的研究及應(yīng)用領(lǐng)域處于世界領(lǐng)先地位，CFM公司更將CMC應(yīng)用作為未來核心競爭力來重點開發(fā)，已制備或通過試驗的部件主要有：燃燒室內(nèi)襯、燃燒室火焰筒、噴口導(dǎo)流葉片、渦輪導(dǎo)向葉片、渦輪外環(huán)及尾噴相關(guān)部件等，奠定了CMC構(gòu)件邁向商用發(fā)動機(jī)應(yīng)用的基礎(chǔ)。

美國在CMC應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域做了大量的研究積累工作，NASA和GE研制的CMC密封片/調(diào)節(jié)片已實現(xiàn)產(chǎn)品化，應(yīng)用到F100、F414、F110、F119等軍用發(fā)動機(jī)上，裝試燃燒室火焰筒的CMC內(nèi)襯也已通過全壽命考核驗證，進(jìn)入應(yīng)用階段。有報導(dǎo)稱，GE 公司利用F414 軍用發(fā)動機(jī)開展CMC 材料渦輪轉(zhuǎn)子葉片的關(guān)鍵性試驗，并明確將該CMC 應(yīng)用到下一代GE9X發(fā)動機(jī)高壓渦輪二級轉(zhuǎn)子上。

CFM應(yīng)用在LEAP-X發(fā)動機(jī)上的復(fù)合材料技術(shù)，除典型的3D編織碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料（CFRP）風(fēng)扇葉片和風(fēng)扇機(jī)匣（圖1），以及氧化物CMC尾椎外，就是CMC用在最具挑戰(zhàn)性的核心熱端部件。CFRP采用傳遞模塑（RTM）工藝制造；尾椎采用的是3M公司的Nextel610氧化鋁纖維增韌補(bǔ)強(qiáng)鋁硅酸鹽氧化物基體CMC。后者是現(xiàn)今為止最大的氧化物CMC部件，外部套環(huán)直徑約1.6m/5.25英尺、長度約1m/3英尺，位于其內(nèi)部的尾椎端到端部長約2.1m/7英尺，是CMC應(yīng)用領(lǐng)域具有標(biāo)志性成果。

商用航空發(fā)動機(jī)方面，法國SNECMA公司首開CFM56-C用CMC混氣錐應(yīng)用，耐溫超過700℃的同時，可實現(xiàn)減重35%。2011年啟動地面和飛行測試，已在空客A320上通過700個發(fā)動機(jī)循環(huán)，包括200h發(fā)動機(jī)試車和70h試飛，計劃于2014~2015年取得法國適航認(rèn)證，為空客A380、A400飛機(jī)提供引擎動力。

將CMC用于發(fā)動機(jī)，對以鎳基為主導(dǎo)的結(jié)構(gòu)設(shè)計可實現(xiàn)減重、減少冷氣用量，使油耗降低、燃燒性和持久性改善，使發(fā)動機(jī)運行到更高推力、更高效率。發(fā)動機(jī)上高壓渦輪一級外環(huán)主要用來控制高壓渦輪葉片和機(jī)體的間隙，承受從發(fā)動機(jī)燃燒室出來的高溫高壓氣體，是整個發(fā)動機(jī)工作環(huán)境最惡劣的固定部件之一。如果采用傳統(tǒng)的鎳基合金外環(huán)，由于其耐溫不及CMC，需使用原本用來產(chǎn)生推力的高壓空氣進(jìn)行冷卻，分流了冷氣量，影響到發(fā)動機(jī)效率發(fā)揮。在LEAP-X發(fā)動機(jī)上應(yīng)用該CMC部件，每一CMC環(huán)塊單元重約1Kg，僅相當(dāng)于鎳基高溫合金的1/3，整個外環(huán)減重達(dá)數(shù)百磅，使得高壓渦輪效率和耐久性大幅提高，推力改善10%；此外還應(yīng)用了經(jīng)過驗證的CMC低壓渦輪導(dǎo)向葉片，采用了新氣動設(shè)計結(jié)構(gòu)和減震機(jī)構(gòu)，重量為傳統(tǒng)合金件的1/2以下，耐溫1200℃以上，且無需冷卻，便于成形加工。LEAP-X發(fā)動機(jī)的涵道比達(dá)10~11，相當(dāng)于CFM56發(fā)動機(jī)的兩倍，CFRP和CMC復(fù)合材料的應(yīng)用，更有效地降低噪聲并提高推進(jìn)效率。據(jù)CFM公司消息，已完成多臺核心機(jī)、驗證機(jī)的考核工作，測試考核超過兩萬多小時，部件性能結(jié)果超過預(yù)期，LEAP-X發(fā)動機(jī)擬于2016年裝配商用客機(jī)首飛。

復(fù)合材料在現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用數(shù)量日益增多，GE公司在此領(lǐng)域一直處于領(lǐng)先地位。該公司率先應(yīng)用復(fù)合材料技術(shù)在新一代商用發(fā)動機(jī)GE90上，實現(xiàn)了更輕、燃油效率更高，風(fēng)扇葉片在服役中表現(xiàn)優(yōu)異，運轉(zhuǎn)效率更高、噪聲更低等性能方面取得成功，隨后在GEnx發(fā)機(jī)和LEAP-X發(fā)動機(jī)上應(yīng)用了更多的復(fù)合材料。

波音研究與技術(shù)中心開發(fā)的聲學(xué)噴嘴可提升發(fā)動機(jī)性能至更靜、更輕和更高效。噴嘴按設(shè)計要求壽命需達(dá)到55000h，模擬預(yù)測表明持續(xù)服役時間會超過預(yù)定指標(biāo)[7]。

R-R通過收購的位于美國加州的Hyper-Therm HTC Inc.公司，CMC生產(chǎn)C/SiC和SiC/SiC，寄希望對現(xiàn)有單純依靠高溫合金單晶葉片的發(fā)動機(jī)在重量和性能上帶來變革[7]。

P&W當(dāng)前出于“成本與可靠性”考量，主要聚焦在“先進(jìn)冷卻”技術(shù)的突破，也將CMC具有的提高燃油效率的潛在能力列入其發(fā)展目標(biāo)。

SNECMA公司生產(chǎn)的密封/調(diào)節(jié)片已裝機(jī)使用10余年，結(jié)果表明其抗疲勞性能優(yōu)于高溫合金，減重50%。基于連續(xù)纖維增韌補(bǔ)強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料的優(yōu)良特性，在新一代的LEAP-X中型發(fā)動機(jī)采用CMC低壓渦輪，提高其耐熱性，實現(xiàn)了輕量化。

IHI通過推進(jìn)CMC技術(shù)工藝開發(fā)，承制了新一代CMC低壓渦輪導(dǎo)向葉片高溫部件，耐溫可達(dá)1300℃，加之減重效果，發(fā)動機(jī)的燃效有望進(jìn)一步提高10％，計劃于2020年實現(xiàn)商用，作為空客A320neo的后續(xù)換發(fā)，以及有望于2019年投放市場的波音777后續(xù)機(jī)型上應(yīng)用。

目前，美國和法國以推重比8~10航空發(fā)動機(jī)為演示驗證平臺，對渦輪、燃燒室和噴管進(jìn)行了大量考核。據(jù)悉，美國研制的燃燒室構(gòu)件已通過工程驗證，最高考核溫度為1200℃，累積考核時間達(dá)15000h。通過了全壽命5000h和高溫段500h測試，即將進(jìn)入應(yīng)用階段。美、法作為CMC應(yīng)用到航空發(fā)動機(jī)的先進(jìn)國，在長達(dá)30多年的研發(fā)及應(yīng)用實踐中，積累了豐富經(jīng)驗，已達(dá)到相當(dāng)高的技術(shù)水準(zhǔn)，形成了較為完備的工業(yè)技術(shù)體系和產(chǎn)業(yè)配套能力。

GE公司已將CMC列為其未來發(fā)展的核心技術(shù)之一。就像此前將GEnx的新技術(shù)應(yīng)用到CF6發(fā)動機(jī)上一樣，隨著CMC技術(shù)進(jìn)步，也將逐步應(yīng)用在配套波音787和747-8的GEnx發(fā)動機(jī)上，并在GE和CFM的新一代發(fā)動機(jī)上全面推廣。隨著NASA的N+3先進(jìn)發(fā)動機(jī)項目成果的實施，復(fù)合材料的應(yīng)用將達(dá)到一個新的水平。據(jù)悉，國外的CMC材料已成功應(yīng)用到高推重比的軍用航空發(fā)動機(jī)燃燒室中。GE公司堅信，如同樹脂基復(fù)合材料在“夢想”787應(yīng)用引起的技術(shù)革新一樣，應(yīng)用于發(fā)動機(jī)熱端部位的CMC也會引領(lǐng)商用發(fā)動機(jī)材料技術(shù)新的進(jìn)化。

經(jīng)過30多年的不懈努力，CMC已在航天運載火箭結(jié)構(gòu)件、航空軍機(jī)整流和尾噴系統(tǒng)獲得良好的應(yīng)用，在商用航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域應(yīng)用研發(fā)也初見成效。通過復(fù)合材料的應(yīng)用，近50年來商用飛機(jī)的油耗指標(biāo)幾乎下降了1/2。隨著各國爭先對工藝技術(shù)研發(fā)的重視，以及對批產(chǎn)制造產(chǎn)業(yè)化投資的擴(kuò)大，CMC商用的爆發(fā)增長拐點已經(jīng)到來。

在CMC研發(fā)應(yīng)用領(lǐng)域，我國與國際先進(jìn)水平相比仍存較大差距，在技術(shù)成熟度提升、工程化和產(chǎn)業(yè)化方面尚需努力，致力自主創(chuàng)新，必須在工程化階段破解好“五化“工程應(yīng)用技術(shù)課題：一體化、純凈化、致密化、平滑化和梯度化挑戰(zhàn)，夯實CMC應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)部件批產(chǎn)化基礎(chǔ)，構(gòu)建CMC產(chǎn)品“材料-工藝-設(shè)計”一體化能力，從結(jié)構(gòu)、功能和表面完整性等方面確保長壽命和高可靠性的產(chǎn)品早日走向商用。

CMC面向商用航空發(fā)動機(jī)產(chǎn)品的機(jī)遇與挑戰(zhàn)

CMC作為一種新型材料，通過相應(yīng)的新結(jié)構(gòu)設(shè)計，運用到商用航空發(fā)動機(jī)制造時，需要進(jìn)行大量實測評估、試驗考核，以確保產(chǎn)品的安全和可靠性、滿足適航要求。

美國的CMC應(yīng)用領(lǐng)先離不開諸多創(chuàng)新型高科技企業(yè)的支撐，諸如以MATECH、ATK和COI Ceramics Inc.等高科技企業(yè)作為創(chuàng)新主體的CMC產(chǎn)業(yè)鏈初具規(guī)模。

研發(fā)力求穩(wěn)定CMC性能和增加陶瓷纖維（氧化物和非氧化物）產(chǎn)量，各供應(yīng)商基于成熟的定型工藝，已從全尺寸的演示、試制件考核中獲得良好的評價結(jié)果。

作為新的發(fā)動機(jī)用材，基于CMC風(fēng)險因素考量，CFM先期僅在固定部件上應(yīng)用，現(xiàn)有技術(shù)成熟度可滿足固定部件的可靠性要求，未來CMC材料還將用在發(fā)動機(jī)的更多部件上。CMC還存在若干阻礙其商用推廣的問題需要解決：

首先，CMC材料性能數(shù)據(jù)短缺、設(shè)計應(yīng)用經(jīng)驗不足，需要開發(fā)特定應(yīng)用環(huán)境下壽命評估方法的及必要的軟件工具。

由于纖維增強(qiáng)CMC結(jié)構(gòu)強(qiáng)度具有很大的隨機(jī)性，作為航空發(fā)動機(jī)的高溫部件無法采用常規(guī)金屬部件慣用的安全系數(shù)等確定性設(shè)計方法，有必要采用概率設(shè)計方法，進(jìn)行可靠性分析。同時，還要重視CMC材料標(biāo)準(zhǔn)、性能數(shù)據(jù)、壽命評估方法與工具等體系方面的積累，建設(shè)基于CMC數(shù)據(jù)庫支撐的評價方法，形成一套完整、經(jīng)過驗證的CMC適航符合性設(shè)計與驗證技術(shù)體系。

依據(jù)中國民用航空發(fā)布的新版《航空發(fā)動機(jī)適航規(guī)定》[11]，CMC作為商用航空發(fā)動機(jī)用用的新材料，需要滿足第33.15條的規(guī)定：發(fā)動機(jī)所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：（1）建立在經(jīng)驗或試驗的基礎(chǔ)上；（2）符合經(jīng)批準(zhǔn)的規(guī)范（如工業(yè)或軍用規(guī)范），保證這些材料具有設(shè)計資料（數(shù)據(jù)）中采用的強(qiáng)度和其他性能。

其次，CMC 部件的制造費用仍高出傳統(tǒng)高溫合金數(shù)倍，成本偏高，需在確保質(zhì)量的前提下，實施精益制造，改進(jìn)加熱溫度、升溫時間、降溫周期等來控制工藝各周期中化學(xué)組分的變化，通過縮短循環(huán)周期等優(yōu)化批量生產(chǎn)工藝來有效降低成本，實現(xiàn)最佳效益。今后，如何運用CMC提高航空發(fā)動機(jī)性價比，是在商用航空發(fā)動機(jī)普及應(yīng)用該先進(jìn)材料的一大挑戰(zhàn)。

再則，發(fā)動機(jī)構(gòu)件工況苛刻，某些部件需暴露于高溫、氧化、冷熱沖擊循環(huán)中，還需承受水汽、氧和燃燒固體顆粒的侵蝕；若在海上飛行，還要承受海鹽的侵蝕，燃燒室還需耐受由富含燃燒副產(chǎn)物氯化鹽和硫酸鹽等所引起的加速氧化等考驗。

此外，CMC的表面完整性精細(xì)加工也應(yīng)引起足夠重視。因為SiC的硬度接近金剛石，工業(yè)上常用作磨料或刀具來加工其他材料，所以需采用堅硬的金剛石來研磨，近年來借助脈沖激光手段加工精細(xì)微孔等漸受青睞。

還有需要引起重視的關(guān)聯(lián)技術(shù)，就是CMC與金屬間的聯(lián)結(jié)和結(jié)構(gòu)完整性（Joining and Integration）工藝探索，隨著擴(kuò)散連接（焊）（Diffusion bonding）、高溫耐久釬焊（Brazing）的進(jìn)步，必將開拓以金屬骨架接合CMC結(jié)構(gòu)為代表部件的廣闊應(yīng)用領(lǐng)域。

國際同行普遍認(rèn)為，CMC是發(fā)動機(jī)高溫結(jié)構(gòu)材料的技術(shù)制高點之一，技術(shù)門檻高、投入大，通常反映所在國航空裝備設(shè)計和制造能力的頂尖水準(zhǔn)。目前僅有美國、法國等少數(shù)國家掌握高性能SiC纖維和致密化CMC的產(chǎn)業(yè)化技術(shù)。

GE旗下的航空業(yè)務(wù)集團(tuán)已計劃在GE9X燃燒室襯套、高壓渦輪噴嘴、外環(huán)和渦輪葉片這些熱端部件上使用CMC材料；相應(yīng)地，LEAP系列發(fā)動機(jī)也能從GE9X項目中借鑒諸多寶貴的工程化和產(chǎn)品化經(jīng)驗。

盡管當(dāng)年GE90發(fā)動機(jī)上采用寬弦葉片也廣被質(zhì)疑，最終是通過實踐證明了其正確的選擇。GE方面已經(jīng)為CMC材料進(jìn)行過大量測試，與風(fēng)扇葉片從金屬材料轉(zhuǎn)到樹脂基復(fù)合材料所付出的時間等考驗相類似，轉(zhuǎn)向CMC的應(yīng)用同樣需要花費相應(yīng)的代價來證明，允許人們從中建立起對CMC安全可靠應(yīng)用的信念。出于風(fēng)險控制的考量，現(xiàn)階段CMC還只能應(yīng)用在固定部件上?；谝延械臄?shù)據(jù)有理由相信，隨著研究深入和科技進(jìn)步，穩(wěn)固而扎實的創(chuàng)新將漸趨完美地發(fā)揮出CMC的優(yōu)異特性，未來勢必開拓出更多商用航空發(fā)動機(jī)核心部件上的新應(yīng)用。

國內(nèi)商用發(fā)動機(jī)由中航工業(yè)商發(fā)作為主承制商，牽頭實施國家級商用發(fā)動機(jī)研發(fā)項目，負(fù)責(zé)組織國內(nèi)外產(chǎn)、學(xué)、研優(yōu)勢資源，通過強(qiáng)強(qiáng)聯(lián)合、協(xié)同攻關(guān)拓展國際國內(nèi)合作空間，為渦輪靜子件、浮動瓦塊應(yīng)用掃清路障，逐步夯實CMC工程化、產(chǎn)業(yè)化的應(yīng)用基礎(chǔ)。

結(jié)束語

來自GE公司官方的預(yù)測：未來10年對CMC的需求將遞增10倍。據(jù)此，為應(yīng)對CMC部件需求增長帶來的產(chǎn)能壓力，2013年6月GE投資1.25億美金，在美國北卡羅萊納州的阿什維爾建設(shè)1.16萬m2的生產(chǎn)基地，用以支撐LEAP-X發(fā)動機(jī)CMC部件的量產(chǎn)，也為日后GE9X發(fā)動機(jī)供應(yīng)所需CMC批產(chǎn)部件，并將逐步應(yīng)用到為波音787和747-8提供動力的GEnx上，以及在CFM的新一代LEAP發(fā)動機(jī)上全面推廣。

為確保高端SiC纖維的供應(yīng)，2012年4月GE還攜手SNECMA對外發(fā)布，將聯(lián)合日本碳素公司（Nippon Carbon）合資成立NGS公司（NGS Advanced Fibers Co.Ltd.），生產(chǎn)和銷售“Nicalon”品牌SiC連續(xù)纖維，以確保“兩強(qiáng)”對CMC關(guān)鍵原材料SiC纖維的持續(xù)供應(yīng)能力。

GE正努力將CMC應(yīng)用到發(fā)動機(jī)的各種部件，包括渦輪葉片升級用到F414中，預(yù)計到2016~2018年間將日產(chǎn)800個CMC成品部件，以兌現(xiàn)大力拓展CMC發(fā)動機(jī)部件應(yīng)用的承諾。

CFM準(zhǔn)備從2016年開始由CFM56的生產(chǎn)逐漸過渡到LEAP-X發(fā)動機(jī)，到2020年實現(xiàn)年產(chǎn)1700臺發(fā)動機(jī)。為實現(xiàn)這一產(chǎn)能需求，計劃投資7.5億美元，在美國密西西比州埃利斯維爾新建和擴(kuò)建廠房，總面積擴(kuò)至139350m2，用于量產(chǎn)CMC材料部件。

CMC在國外航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用已取得一定的應(yīng)用成就，國內(nèi)的技術(shù)成熟度和制造成熟度還不夠高，工藝技術(shù)尚待優(yōu)化完善，離滿足適航審定要求差距明顯。要想早日投入應(yīng)用，還須不斷優(yōu)化CMC制造工藝，探索科學(xué)的概率設(shè)計方法，掌握該材料服役行為規(guī)律，解決高溫服役工況條件下的耐久性和安全可靠性等問題。

面向國產(chǎn)商用航空發(fā)動機(jī)對CMC熱端部件的需求，出于風(fēng)險可控因素考量，參照國際同行經(jīng)驗，在技術(shù)成熟度基本滿足固定部件可靠性要求的前提下，優(yōu)先發(fā)展高壓渦輪外環(huán)、渦輪導(dǎo)向葉片和燃燒室內(nèi)襯等熱端固定件上應(yīng)用CMC材料，隨著研究的進(jìn)一步深入，再逐漸拓展到包括渦輪轉(zhuǎn)子等更多發(fā)動機(jī)部件的應(yīng)用。在航空發(fā)動機(jī)用CMC構(gòu)件的研制與應(yīng)用考核方面，可參考如下原則循序漸進(jìn)：

（1）先易后難（先靜子件后轉(zhuǎn)子件、先低溫件后高溫件、先簡單件后復(fù)雜件的原則）發(fā)展，充分進(jìn)行發(fā)動機(jī)驗證平臺的考核評測；

（2）優(yōu)先發(fā)展中溫（700~1000℃）和中等載荷（低于120MPa）靜子件（如尾噴管/內(nèi)錐體構(gòu)件）；

（3）在積累基礎(chǔ)上發(fā)展高溫（1000~1300℃）和中等載荷靜子件（如渦輪外環(huán)、導(dǎo)向葉片及燃燒室內(nèi)襯等）；

（4）更高載荷（高于120MPa）靜子或轉(zhuǎn)子件（如渦輪轉(zhuǎn)子和整體葉盤等）。

同時，為促進(jìn)CMC國內(nèi)自主配套產(chǎn)業(yè)技術(shù)聯(lián)盟的形成和完善，可參照國外合資參股、風(fēng)險共擔(dān)、利益共享（Risk and Revenue Sharing Partner，RRSP）等混合經(jīng)濟(jì)模式成長，致力建成“材料-工藝-設(shè)計”一體化專業(yè)能力，加速貫通CMC制品的批量制造產(chǎn)業(yè)鏈協(xié)同，全面滿足國產(chǎn)商用航空發(fā)動機(jī)用CMC部件產(chǎn)品要求，以優(yōu)良性價比的產(chǎn)品參與國際的市場分工和商業(yè)競爭，以不斷成長壯大。

本文共有參考文獻(xiàn)11篇，因篇章有限，未能一一列出，如有需要，請向本刊編輯部索取。

（作者 中航商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司 高鐵 洪智亮 楊娟

責(zé)編 良辰）

第四篇：金屬基復(fù)合材料在航空領(lǐng)域的應(yīng)用與發(fā)展

材料表面與界面

題 目：金屬基復(fù)合材料在航空領(lǐng)域的應(yīng)用與發(fā)展

學(xué) 院： 化學(xué)與化工 專業(yè)及班級： 無機(jī)121 年 級： 2012級 學(xué)生姓名： 嚴(yán)紅梅 學(xué) 號： 1208110439 教

師：

張

煜

2014

年月

日

金屬基復(fù)合材料在航空領(lǐng)域的應(yīng)用與發(fā)展

嚴(yán)紅梅

（貴州大學(xué)

無機(jī)121班）

【摘要】：介紹了金屬基復(fù)合材料的構(gòu)成、分類，以及性能特點分析了鋁合金和鈦合金復(fù)合材料的性能。討論了金屬基復(fù)合材料在航天器結(jié)構(gòu)材料、熱管理系統(tǒng)、電子封裝、慣性器件、光學(xué)儀器和液體發(fā)動機(jī)中的典型應(yīng)用。【關(guān)鍵字】 復(fù)合材料，金屬基，性能，應(yīng)用。

引言

金屬基復(fù)合材料（簡稱 MMC）是以金屬、合金或金屬間互化物為基體、用各類增強(qiáng)相進(jìn)行增強(qiáng)的復(fù)合材料。它是復(fù)合材料的一個分支。近代科學(xué)高新技術(shù)的迅速發(fā)展，特別是航空和航天應(yīng)用技術(shù)的發(fā)展，對材料的要求越來越高。除了要求材料具有高強(qiáng)度、高模量、耐輻射、低熱脹、低密度、可加工性外，還對材料的韌性、耐磨、耐腐蝕及抗蠕變等理化性能提出種種特殊要求，這對單一的某種材料來說是很難都具備的。必須采用復(fù)合技術(shù)，把一些不同的材料復(fù)合起來，取其所長來滿足這些性能要求。金屬基復(fù)合材料就是在這樣的前提下產(chǎn)生的。這些年來 MMC得到了廣泛關(guān)注，并在航空和航天工程中取得了應(yīng)用的成果。據(jù)美國航天局預(yù)測：金屬基復(fù)合材料將成為本世紀(jì)空間戰(zhàn)、衛(wèi)星和空間飛行器的主要結(jié)構(gòu)材料[1]。正文

1金屬基復(fù)合材料的分類

MMC 通常按增強(qiáng)相形態(tài)分為連續(xù)纖維增強(qiáng) MMC 和非連續(xù)增強(qiáng)（顆粒、晶須、短切纖維）MMC兩大類，最常用的增強(qiáng)纖維為碳纖維（Gr）、硼纖維、碳化硅（SiC）纖維、氧化鋁（Al2O3）纖維。晶須和顆粒增強(qiáng)體有碳化硅、氧化鋁、碳化鈦（TiC）、氮化硅（Si3N4）等。MMC 也可以按金屬基體類型分類，分為鋁基、鎂基、銅基、鈦基、鈦鋁互化物基等 MMC。其中鋁基鎂基 MMC 使用溫度在 450℃以下、鈦基和鈦鋁互化物基 MMC 使用溫度 450～700℃，鎳基鈷基 MMC 可在 1200℃下使用。鋁基 MMC 是各國開發(fā)的重點，我國亦已列入相關(guān)計劃。連續(xù)纖維增強(qiáng) MMC 中由于纖維是主要承力組元，而且這些纖維在高溫下強(qiáng)度很少下降，因此 具有很高的比強(qiáng)度和比剛度，在單向增強(qiáng)情況下具有很強(qiáng)的各向異性。其中連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦合金基復(fù)合材料，已成為競爭力很強(qiáng)的高溫結(jié)構(gòu)材料。由于制造工藝復(fù)雜，且有些長纖維（如硼纖維）價格十分昂貴，基體仍起到主要作用，其強(qiáng)度與基體相近，但剛度、耐磨性、高溫性能、熱物理性能明顯增強(qiáng)，制造工藝也相對簡單，技術(shù)難度較小，可以在現(xiàn)有冶金加工設(shè)

備基礎(chǔ)上工業(yè)化生產(chǎn)，成本較低。例如，非連續(xù)纖維增強(qiáng)的鋁基復(fù)合材料開發(fā)已比較普遍，但它的增強(qiáng)作用也主要是體現(xiàn)在重量的降低和剛度的提高。

2金屬基復(fù)合材料的性能特點

金屬基復(fù)合材料集高比模量、高比強(qiáng)度、優(yōu)良導(dǎo)熱和導(dǎo)電性、優(yōu)良尺寸穩(wěn)定性和耐高溫性能于一體，是近年來復(fù)合材料研究的熱點。其具體性能取決于所選金屬基體和增強(qiáng)材料的特性、含量和分布。

比強(qiáng)度和比模量

基體和增強(qiáng)相的直接增強(qiáng)和基體組織變化產(chǎn)生的間接增強(qiáng)，顯著地增強(qiáng)了材料的強(qiáng)度和剛性。在金屬基體中加入體積份數(shù) 30～50%增強(qiáng)材料后，材料強(qiáng)度和模量就會有顯著增大。和未增強(qiáng)金屬材料的性能比較

導(dǎo)熱性和導(dǎo)電性

由于金屬基體在 MMC 中含量通常很高，體積份數(shù)一般為 50～70%，因此它仍舊保持金屬材料所具有的良好導(dǎo)熱和導(dǎo)電性。采用高導(dǎo)熱性增強(qiáng)材料（如超高模量碳纖維）增強(qiáng)后復(fù)合材料導(dǎo)熱率有時比純金屬還高，因此非常適合制作集成電路底板和封裝件，將電子部件的熱迅速散發(fā)出去。優(yōu)良的導(dǎo)電性能，使它具有其它類型復(fù)合材料缺乏的波導(dǎo)功能。

尺寸穩(wěn)定性

許多增強(qiáng)材料既具有很小的熱膨脹系數(shù)（甚至是負(fù)值熱膨脹系數(shù)），同時又具有很高的模量用這些材料增強(qiáng)的 MMC 可以使熱膨脹系數(shù)明顯下降，并且達(dá)到很高的模量，因此十分有利于航天部件在大幅度溫度交變環(huán)境中，保持良好的尺寸穩(wěn)定性，使部件實現(xiàn)高精度，高效率。

耐高溫性能

MMC 高溫性能通常優(yōu)于金屬材料，特別是在連續(xù)纖維增強(qiáng)時，由于纖維起主要承載作用，很多增強(qiáng)纖維在高溫下強(qiáng)度很少下降，因此許多 MMC 的高溫力學(xué)性能可保持到金屬熔點，這和普通金屬材料（如鋁合金、鈦合金）隨著溫度升高，強(qiáng)度迅速下降的特點形成鮮明對比。

可焊接性

MMC 可以采用傳統(tǒng)的電弧焊（如氣體保護(hù)焊）進(jìn)行焊接，這是它和其它類復(fù)合材料加工性的顯著區(qū)別。其焊接性能和基體合金類似，主要區(qū)別在于其熔池具有很高的粘度，在焊接橫截面大的零件時，熔池的高粘度會阻礙零件焊透，因此必須開焊接坡口。MMC 的可焊性不僅可以用來連接結(jié)構(gòu)件，而且用來補(bǔ)焊和修復(fù)鑄件缺陷，使 MMC 具有更好的可加工性。

3在航天器上的應(yīng)用

由于金屬基復(fù)合材料強(qiáng)度、剛度、疲勞性能、熱性能等良好的性質(zhì)，在過去 30 年中已經(jīng)受到了航天應(yīng)用領(lǐng)域極大的關(guān)注。正如在參考文獻(xiàn)中描述的，航空航天工業(yè)需要減輕太空推進(jìn)系統(tǒng)和航天結(jié)構(gòu)重量，金屬基復(fù)合材料可提供一些潛在的優(yōu)點來達(dá)到這個目的。此外，這種材料還經(jīng)常伴隨著良好的熱傳導(dǎo)性和低密度等特性，因此具有了高比強(qiáng)度和比剛度，低熱膨脹系數(shù)(CTE)等優(yōu)點，并且有可能根據(jù)特定應(yīng)用要求來設(shè)計其性能。由于這些吸引人的性質(zhì)，金屬基復(fù)合材料已經(jīng)被用在一些重要的航天應(yīng)用中，包括航天飛機(jī)軌道器的結(jié)構(gòu)管件、哈勃太空望遠(yuǎn)鏡的天線波導(dǎo)竿，通訊衛(wèi)星裝置中的熱管理。

結(jié)構(gòu)材料

MMC 用作航天器結(jié)構(gòu)材料，具有超過聚合物基復(fù)合材料的一系列性能優(yōu)點（耐高溫能力，老化性能、出氣量、抗輻射和抗原子氧、抗熱沖擊、導(dǎo)熱率、尺寸穩(wěn)定性、表面缺陷敏感性等）。從上世紀(jì) 80 年代以來的一系列應(yīng)用已經(jīng)充分展示了它的效益。然而由于成本原因，直到現(xiàn)在它的應(yīng)用仍限定在較小范圍內(nèi)。MMC 在航天中的最早應(yīng)用是美國航天飛機(jī)，它的軌道器中段機(jī)身主隔框、翼肋桁架、框架穩(wěn)定支柱、前起落架、制動拉桿支柱，共使用了 243 根 B/Al 復(fù)合材料管形支撐件，用體積含量 60%的單向硼纖維增強(qiáng)鋁制成，纖維方向平行于外加載荷方向，剛度好，比鋁合金減重 145kg，質(zhì)量比鋁合金輕 45%，效益十分顯著（見圖 11）。繼后前蘇聯(lián)開發(fā)的“暴風(fēng)雪”號航天飛機(jī)的衛(wèi)星支架，也采用了 B/Al 管材焊接而成的桁架結(jié)構(gòu)，輪廓尺寸 3m×3m，可同時放置三顆衛(wèi)星。所用的硼纖維直徑1400μm，在鎢芯上用氣相沉積法制成，斷裂強(qiáng)度 3500MPa、彈性模量 400MPa。制成的復(fù)合材料桁架重 100kg，比鈦合金輕 50～60kg，在性能方面和美國大體相當(dāng)。

MMC 用作航天器天線、太陽電池陣桁架等結(jié)構(gòu)也取得了成功。美國的哈勃太空望遠(yuǎn)鏡的高增益天線桿結(jié)構(gòu)，需要非常高的軸向剛度和極低的熱膨脹系數(shù)，以保障反復(fù)出入太陽直射條件下保持尺寸穩(wěn)定性。它采用 P100 超高模量碳纖維（體積分?jǐn)?shù) 40%）增韌的鋁 6061 基 MMC，采用擴(kuò)散粘結(jié)工藝制造。桿長 3.66m，桿全長的尺寸偏差僅±0.15mm，確保了太空機(jī)動飛行時天線的方位。另外它還由于具有良好的導(dǎo)電性能，從而提供了波導(dǎo)功能，保障了航天器和天線反射器之間的電信號傳輸，整個部件比碳/環(huán)氧材料輕 63%。為先進(jìn)太陽電池陣展開機(jī)構(gòu)研制的非連續(xù)增強(qiáng) 復(fù)合材料可折疊大梁、中空長螺桿、特形螺母、導(dǎo)向搖臂，是 MMC 在航天器中的一個重要應(yīng)用嘗試。4.2 熱管理系統(tǒng)和電子封裝

火箭和衛(wèi)星熱管理系統(tǒng)是 MMC 的另一項重要應(yīng)用，包括計算機(jī)芯片基片、大功率半導(dǎo)體設(shè)備和遠(yuǎn)程通信的微波元件封裝。這類應(yīng)用要求封裝材料熱導(dǎo)率在 4～7×10-6/K 范圍

內(nèi)，以保證和半導(dǎo)體材料及陶瓷基片的熱導(dǎo)率匹配。非連續(xù)增強(qiáng) SiC（體積份數(shù)≥50%）/Al 基復(fù)合材料具有優(yōu)異的匹配性。已成為當(dāng)前最佳的熱管理材料。從 90 年代起已在一系列先進(jìn)航天器上正式應(yīng)用。如美國“摩托羅拉”公司的“銥星”，“全球定位系統(tǒng)”（GPS）“火星探路者”和“卡西尼”深空探測器等，取代以前采用的高密度低導(dǎo)熱率 Cu/W 合金后，重量減輕約 80%，無論是軍事效率，還是經(jīng)濟(jì)效益和社會效益都十分可觀。MMC 本身不會漏氣，而且可用焊接的連接工藝確保連續(xù)處密封，這為制成密封艙體提供了先決條件，并在電源半導(dǎo)體封裝、微波模型上得到應(yīng)用。DSCS-III 軍事通信衛(wèi)星等，使用了超過 23kg 的鎳基復(fù)合材料用于微波封裝。已研發(fā)生產(chǎn)的石墨顆粒增韌的鋁復(fù)合材料，除了具有高的比導(dǎo)熱率外，熱膨脹系數(shù)明顯降低，且各向同性，將使不連續(xù)增韌鋁復(fù)合材料電子封裝在太空應(yīng)用中繼續(xù)得到發(fā)展。

液體火箭發(fā)動機(jī)

采用 MMC 對于減輕液體火箭發(fā)動機(jī)重量和降低成本都具有顯著作用，目前已受到各國重視。美國國防部和航空航天局聯(lián)合提出的一項為時 15 年的改進(jìn)航天推進(jìn)系統(tǒng)性能的（IHPRPT）中，提出要使液體發(fā)動機(jī)推重比提高 60%，成本降低 20%。采用 MMC 是其重要措施之一，已開展了一系列研制和演示試驗。重點是下列三類部件用的鋁基復(fù)合材料。第一類是在中溫下有很高剛度的部件，如法蘭盤、推力室、夾套、支承結(jié)構(gòu)，模量>220GPa，目前使用的是 Ni 基超級合金；第二類是較高溫度下工作（≯260℃）的部件，如渦輪轉(zhuǎn)和定子、外殼、高溫推進(jìn)劑管線等。單級泵材料強(qiáng)度要求為 862MPa，目前為 Ni 基超級合金；第三類是低溫推進(jìn)劑泵部件，包括泵體、葉輪、導(dǎo)流輪、導(dǎo)流片等，需要采用可以在-244℃下工作、強(qiáng)度范圍 675MPa，延伸率>6%，密度<4g/cm3，熱膨脹系數(shù)較低且可控的 MMC 材料代替目前的鍛造 Ti 合金。目前正在根據(jù)上述目標(biāo)開發(fā)各種鋁基復(fù)合材料，并采用近凈形加工方法。其關(guān)鍵技術(shù)在于控制顆粒體積份數(shù)和均勻分布。研究中的有顆粒和短纖維增強(qiáng)鋁基 MMC，前者強(qiáng)度已達(dá)到 620MPa 的較高水平。針對液氧泵和管線部件的相容性要求，正在研制銅基 MMC 材料，要求 260℃下強(qiáng)度達(dá) 413MPa，密度<7.5g/cm3。在某些發(fā)動機(jī)部件中還正在開發(fā)鎳基 MMC?！窘Y(jié)論】

金屬基復(fù)合材料已在航天系統(tǒng)中使用，如航天飛機(jī)軌道器和哈勃太空望遠(yuǎn)鏡。雖了解各種金屬基復(fù)合材料的工藝/特性的關(guān)系中得到了一系列的進(jìn)展，但金屬基復(fù)合材料工藝復(fù)雜，制造成本高，仍然沒有被航天業(yè)廣泛地接受。在發(fā)展新的航天系統(tǒng)中成本已經(jīng)成為不得不考慮的因素，因此在將來開發(fā)時，必須集中在價格適宜、質(zhì)量高的材料。另一方面，金屬基體

優(yōu)秀的任性和良好的耐空間環(huán)境性能是 MMC 具有優(yōu)異性能的基礎(chǔ)，加之它在很大程度上可以借鑒或沿用金屬材料和樹脂基復(fù)合材料工藝技術(shù)，這都決定了 MMC 在航天領(lǐng)域更加廣闊的應(yīng)用前景。

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