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1、陶瓷基复合材料的研究进展及其在航空发动机上的应用摘要：综述了陶瓷基复合材料(CMCs) 的研究进展。就CMCs的增韧机理、制备工艺和其在航空发动机上的应用进展作了详细介绍。阐述了CMCs研究和应用中存在的问题。最后，指出了CMCs的发展目标和方向。关键词：陶瓷基复合材料；航空发动机；增韧机理；制备工艺The Research Development of Ceramic Matrix Composites and Its Application on AeroengineAbstract: The development and research status of ceramic matri
2、x composites were reviewed in this paper. The main topics include the toughening mechanisms, the preparation progress and the application on aeroengine were introduced comprehensively. Also, the problems in the research and application of CMCs were presented. Finally, the future research aims and di
3、rections were proposed.Keywords: Ceramic matrix composites, Aeroengine, Fiber toughening, Preparation progress1 引言推重比作为发动机的核心参数，其直接影响发动机的性能，进而直接影响飞机的各项性能指标。高推重比航空发动机是发展新一代战斗机的基础，提高发动机的工作温度和降低结构重量是提高推重比的有效途径1。现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度达到了15001700，如M88-2型发动机涡轮进口温度达到1577，F119型发动机涡轮进口温度达到1700左右，而推重比1520一级发动 机涡
4、轮进口温度将达到18002100，这远远超过了发动机中高温合金材料的熔点温度。目前，耐热性能最好的镍基高温合金材料工作温度达到1100左右，而且必须采用隔热涂层，同时设计先进的冷却结构。在此需求之下，迫切需要发展新一代耐高温、低密度、低膨胀、高性能的结构材料2。在各类型新型耐高温材料中，陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites, CMCs)材料具有高的熔点、 刚度、硬度和高温强度，并且抗蠕变，疲劳性能好。其不仅克服了金属材料密度高和耐温低，而且克服了结构陶瓷脆性大和可靠性差，碳/碳复合材料抗氧化性差和强度低等缺点，尤其作为航空航天发动机需要承受极高温度的特殊部位的结构
5、用材料具有很大潜力3,4。CMCs是以陶瓷材料为基体，以陶瓷纤维、晶须、晶片或颗粒为补强体，通过适当的复合工艺制备且性能可设计的一类新型材料，又称为多相复合陶瓷 (Multiphase Composite Ceramic)，包括纤维(或晶须)增韧陶瓷基复合材料、异相颗粒弥散强化复相陶瓷、原位生长陶瓷复合材料、梯度功能复合陶瓷及纳米陶瓷复合材料5。本文主要介绍连续纤维增强陶瓷基复合材料。连续纤维增强陶瓷基复合材料保留了陶瓷材料耐高温、抗氧化、耐磨耗、耐腐蚀等优点的同时，充分发挥陶瓷纤维增强增韧作用，克服了陶瓷材料断裂韧性低和抗外部冲击载荷性能差的先天缺陷。相比合金基复合材料，CMCs工作温度高达
6、 1650 ，不仅可以通过减少冷却气流 ，提高涡轮热效率，而且降低结构复杂性和制造难度 。此外，CMCs密度约为耐高温镍基合金的 1/41/3，钨基合金的1/101/9，可以大大减轻发动机结构质量，降低油耗的同时提高推重比。2 CMCs国内外研究进展70 代初，由于认识到单体碳化硅 、氮化硅等陶瓷材料的性能还较难实现高温热机应用的现实，J. Aveston在纤维增强聚合物基复合材料和纤维增强金属基复合材料基础上，首次提出了纤维增强陶瓷基复合材料(FRCMCs)的概念6。八十年代以来 ，高模量高强碳纤维 、氧化铝纤维和抗高温氧化性能良好的碳化硅纤维的出现，以及性能优越且低成本的 SiC晶须的商业
7、化生产，使纤维及须增韧陶瓷复合材料等一跃成为令人瞩目的新材料7。1973 年，Levitt S. R.首次以 LAS 玻璃为基体材料制得了高强度碳纤维增强玻璃基复合材料8。80 年代中期，E. Fitzer 等9和P. J .Lamicq 等10将化学气相沉积(Chemical Vapor Deposition, CVD)工艺引入 FRCMCs 的制备中，制得了高性能的碳化硅纤维增强 SiC 复合材料，从而全面推动了FRCMCs的研究工作。在当时，美国已有很多研究单位从事陶瓷基复合材料的研究和应用工作，其中有UTRC、Oak Ridge 国家实验室、伊利诺斯大学、MIT、福特汽车公司等。此外，
8、美国NASA 制定的先进高温热机材料计、DOE/NASA 的先进涡轮技术应用计划(ATTAP)、美国国家宇航计划(NASP) 都把高温结构陶瓷基复合材料作为重点研究对象，其研制目标是将发动机热端部件的使用温度提高到1650 或更高11 ，从而提高发动机涡轮进口温度，达到节能、减重、提高推重比和延长寿命的目的，满足军事和民用热机的需要。日本对这种高性能结构材料也极其重视，大阪工业技术研究所，东京工业大学和日产、三菱等汽车公司进行了陶瓷复料及其结构应用研究12。1972 年，我国上海硅酸盐研究所率先开展此项研究，经较广泛地搜探各种可能的纤维或晶须与陶瓷基体在化学上的相容性之后，首先选择了碳纤维补强
9、石英作为研究对象，研制成功相应的复合材料13。此后，航空材料所、北京航空航天大学、西北工业大学、清华大学、 国防科技大学等相继开展了各种陶瓷基复合材料的研究工作 。目前，世界各国尤其是美国、日本、欧共体国家等都对 CMCs的制备工艺及增韧机制进行了大量的研究，并取得了一些重要成果。已经制备和通过试验的航空发动机 CMCs构件主要有：燃烧室内衬套 (combustor liner)、燃烧室筒 (Combustor can )、翼或螺旋桨前缘 (leading edge)、喷口导流叶片 (guide vane)、涡轮叶片 (turbine vane)、涡轮壳环 (turbine shroudrin
10、g)等 14,15。在CMCs的研究中，研究最多的主要是纤维增强陶瓷基复合材料，主要包括碳纤维增强碳化硅(Cf/SiC) 、碳化硅纤维增强碳化硅(SiCf/SiC)以及氧化物/氧化物陶瓷基复合材料16,17。国外学者Schneider 等18对莫来石纤维增强莫来石CMCs进行了系统的研究， 已能制备和加工异形复杂构件，制备的燃烧室隔热瓦已通过模拟试验。Carellie 等19对多孔氧化物 CMCs 的研究较为深入，利用陶瓷浆料浸渍-缠绕工艺制备的 Nextel 720 纤维增强的多孔莫来石和氧化铝CMCs 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
11、.3%。Kikuo等20通过泥浆浸渍/热压法制备 Cf/SiC复合材料。在真空条件下，其室温弯曲强度和断裂韧性分别为 420 MPa 和13 MPam 1/2；在 14001600 时分别为 600 MPa 和 20 MPam1/2， 由于断裂转移和界面结合减弱导致纤维拔出的增加 ，高温下材料的力学性能得以提高。Eric P. bouillon等21分别用 Cf/Si-C-B和 SiCf /Si-C-B材料制备了 6个喷管密封片，并在 F100-PW-229 发动机加力状态下做了600h和 1000h试验 ，构件没有破坏。由于工艺和原料的限制以及技术保密等原因，国内关于CMCs应用的公开报道较
12、少，大多处于试验探究阶段。肖鹏等22制备的 C/C-SiC复合材料在中等能载 (1.5 kJ/cm2) 条件下摩擦系数较高 ，磨损量较低， 具有优良的摩擦磨损性能。为提升连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(CMCs-SiC)的抗氧化性，徐永东等人23, 24制备三维碳/碳化硅复合材料，测试了的组织与力学性能，验证了其组织自愈合机制，探究涂层表面缺陷的影响以及生成的氧化物薄膜厚度的时间的关系。梅辉25，郭洪宝26等报道了有关三维和二维编制 Cf/SiC 复合材料的拉压性能和断裂韧性研究的理论和实验结果，两者均表明，Cf/SiC 复合材料具有优异的力学性能。此外，国防科技大学陈朝辉课题组27采用 P
13、IP 工艺制备的 Cf/SiC 复合材料于 2005 年成功通过液体火箭发动机热试车考核，产品性能优异，现已实现小批量生产与应用。3 CMCs的增韧机理28,29为改善陶瓷材料的力学性能，特别是脆性，CMCs采取的增韧形式主要有相变增韧、颗粒弥散增韧和纤维增韧。在CMCs的几种增韧形式中，由于通常采用的 ZrO2相变增韧陶瓷在高温(900 以上)时会失去相变增韧的作用，颗粒( 微米级) 增韧陶瓷的效果目前仍比较有限，较难满足航空发动机的高温环境。相比之下，纤维增韧陶瓷基复合材料表现出更为优异的耐高温以及力学性能。因此，本文主要探究FRCMCs的增韧机理。陶瓷材料断裂过程的实质是表面能增加的过程
14、，FRCMCs 断裂时通过纤维拔出、桥联、脱粘和断裂，以及裂纹的微化、弯曲、偏转等方式提升其断裂时表面能增量，从而使其韧性得到很大提高，图1为FRCMCs增韧机制示意图。 图1 FRCMCs增韧机制示意图Fig. 1 Schematic diagram of toughening mechanism of FRCMCs在上述几种断裂机制中，纤维拔出是FRCMCs的最主要增韧机制，通过纤维拔出过程的摩擦耗能，使复合材料的断裂功增大，纤维拔出过程的耗能取决于纤维拔出长度和脱粘面的滑移阻力，滑移阻力过大，纤维拔出长度较短，增韧效果不好，如果滑移阻力过小，尽管纤维拔出较长，但摩擦做功较小，增韧效果也不
15、好， 反而强度较低。纤维拔出长度取决于纤维强度分布、界面滑移阻力。因此，在构组纤维增韧陶瓷基复合材料时，应该考虑: 纤维的强度和模量高于基体，同时要求纤维强度具有一定的 Weibull 分布；纤维与基体之间具有良好的化学相容性和物理性能匹配；界面结合强度适中，既能保证载荷传递，又能在裂纹扩展中适当解离，又能有较长的纤维拔出，达到理想的增韧效果。4 CMCs的制备工艺增强体发挥其增韧机制的程度与复合材料的结构有关，如增强体的体积分数、基体的致密度、界面的结合强度以及气孔的体积分数等，而这些结构的状态均由制备工艺决定。经过近几十年的发展，适于制备陶瓷基复合材料的方法30有：泥浆浸渍热压法(Slur
16、ry infiltration and hot pressing, SIHP)，先驱体转化法(Precursor Infiltration Pyrolysis, PIP)、化学气相渗透法(Chemical Vapor Infiltration, CVI)、反应熔渗法(Reactive Melt Infiltration, RMI)。(1) 泥浆浸渍热压法泥浆浸渍热压法是将目标陶瓷的粉体制成泥浆，然后引入至纤维预制件中，得到连续碳纤维增强陶瓷基复合材料。其主要工艺是将纤维浸渍泥浆后进行制成无纬布，经切片、叠加、热模压成型和热压烧结后，获得致密化的复合材料，主要用于制备单向纤维增强陶瓷基复合材料，过程示意图如图2所示。该工艺简单，成本较低。但热压工艺容易使纤维造成损伤，降低了复合材料的力学性能。此外，该工艺需要较高的烧结温度，对设备要求高，且不适
