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1、62航空制造技术2014 年第7 期 AdvAnced HigH-TemperATure mATeriAl先进高温材料新一代发动机高温材料陶瓷基 复合材料的制备、 性能及应用中航工业复合材料技术中心先进复合材料国防科技重点实验室 焦 健 陈明伟目前， 国内在陶瓷基复合材料构件领域的研究尚处 于起步阶段， 从高性能纤维制备、 复合材料制备 / 加工工 艺到构件设计， 尚不能满足航空发动机热端构件工程化 应用需求， 必须依托发动机设计、 构件研制和原材料研制 等单位， 通过强强联合、 协同攻关， 形成陶瓷基复合材料 产学研的合力， 加速我国陶瓷基复合材料在航空发动机 热端部件上的应用。New Ge
2、neration of High-Temperature Material for EnginePreparation, Property and Application of Ceramic Matrix Composites焦 健 毕业于德国斯图加特大学， 获得 化学博士学位；之后在美国能源部橡 树岭国家实验室从事博士后研究工作。 现任中航工业复合材料技术中心技术 发展部副部长， 负责公司陶瓷基及碳基 复合材料专业相关工作， 承担、 参与了 多项基础研究、 预先研究及型号攻关项 目， 发表学术论文 40 余篇。航空发动机市场主要由民用航 空发动机市场和军用航空发动机市 场两部分构成。就民用
3、航空发动机 市场而言， 降低燃油消耗， 提高发动 机使用寿命是众多发动机制造商关 注的焦点。以波音 787- 梦想号客机为例， 由于使用了超过 50% 的先 进复合材料， 油耗下降了 20% 左右。 根据英国宇航专家 Andrew Walker 教授预测， 截至 2020 年飞机飞行燃 油成本还会进一步下降 29%31%， 其中 17%19% 源于发动机， 特别是 受益于陶瓷基复合材料的广泛应用。 就军用发动机市场而言， 进一步提高 发动机推重比， 降低服役成本等是 现阶段各国研究的重点。现有推重 比 10 一级的发动机涡轮进口温度均 达到了 1500， 如 M88-2 型发动机 涡轮进口温度
4、达到 1577， F119 型 发动机涡轮进口温度达到 1700左 右， 而目前正在研制的推重比 1215 的发动机涡轮进口平均温度将超过 1800以上， 这远远超过了高温合金及金属间化合物的使用温度。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。因此， 现有的高温合金材料 体系已经难以满足先进航空发动机， 要发展具有更高推重比的航空发动 机， 必须开发新型轻质、 高强度、 耐高 温、 长寿命的发动机热端部件材料。 陶瓷基复合材料能够满足上述要求， 成为能够替代高温合金在发动机高 温部件上应用最具有应用潜力的材 料1-
5、3。美国、 欧盟、 日本等国家围绕 陶瓷基复合材料相继开展了多个 国 家 级 的 研 究 计 划， 如 NASA 的 IHPTET（High Performance Turbine 2014 年第7 期航空制造技术63AdvAnced HigH-TemperATure mATeriAl先进高温材料Engine Technology） 、 UEET（Ultra- Efficient Engine Technology） 计划、 日 本的 AMG（Advanced Materials Gas- Generator） 计划等， 重点开展高温结 构陶瓷基复合材料的研究， 以期能够 将发动机热端部件的服
6、役温度提高 到 1650甚至更高4-6。目前， 研究较多的主要是连续纤维增强陶瓷基 复合材料， 主要有碳纤维增强碳化 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。经过几十年的发展， 陶 瓷基复合材料已经在高温涡轮叶片、 高温燃烧室、 调节 / 密封片等部件上进行了相关典型件测试， 甚至实现工 程化应用。 本文将重点介绍陶瓷基复合材 料的基本概念， 阐述陶瓷基复合材料 制备的主流工艺， 综述陶瓷基复合材 料的性能水平， 列举陶瓷基复合材料 的应用实例。陶瓷基复合材料 的基本概念陶瓷基复合材料是指在陶瓷基 体中引入增强材料， 形成以
7、引入的增 强材料为分散相， 以陶瓷基体为连续 相的复合材料。其中分散相可以为连续纤维、 颗粒或者晶须。目前， 研 究较多的是连续纤维增强的陶瓷基 复合材料， 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。 陶瓷基复合材料通常由增强纤 维、 界面层和陶瓷基体 3 部分组成， 其性能由各部分本身性能及相互作 用共同决定。下面将详细介绍各部 分的主要材料及对陶瓷基复合材料种类生产厂家商品牌号组成 （质量分数） /%
8、纤维直径 /m密度 /（g cm-3）拉伸强度 /GPa拉伸模量 /GPa碳 纤 维TorayT3007.01.763.53230T700SC7.01.804.90230T800HB5.01.815.49294T1000GB5.01.806.37294M40JB5.01.774.41377M60JB5.01.943.82588Toho TenaxHTA G30-5007.01.763.92235UT500G30-7006.91.804.81240IM6005.01.805.79285HM356.71.792.94345UM404.81.794.90380UM804.11.973.33650Mi
9、tsubishi RayonTR30S7.01.794.41235TR50S7.01.824.90240MR506.01.805.30290HS405.01.854.11450碳 化 硅 纤 维Nippon CarbonNicalon NL-200/201Si56.5C31.2O12.3142.553220H-NicalonSi62.4C37.1O0.5142.742.8270H-Nicalon SSi68.9C30.9O0.2123.102.6420UBE IndustriesTyranno Fiber ZMISi56.1C34.2O8.7Zr1.0112.483.4200Tyranno F
10、iber LoxMSi55.4C32.4O10.2Ti2.0112.483.3187Tyranno Fiber SSi50.4C29.7O17.9Ti2.08.5/112.353.3170Dow CorningSylramicSi66.6C28.5O0.8 B2.3N0.4Ti2.1102.953.4386氧 化 物 纤 维3MNextel 720Al2O3： 85； SiO2： 1510123.42.1260Nextel 610Al2O3： 9910123.93.1380Nextel 055Al2O3： 73； SiO2： 2710123.032.0193Nextel 440Al2O3： 7
11、0； SiO2： 28； B2O3： 210123.052.0190表1 常用陶瓷纤维的基本性能64航空制造技术2014 年第7 期 AdvAnced HigH-TemperATure mATeriAl先进高温材料性能的影响。 1 增强纤维 纤维作为复合材料的主要承力 部分， 对材料的性能具有决定性作 用。其影响因素包括： 纤维型号、 纤 维的体积含量以及纤维的编织方法 等。 其中在航空发动机热端部件上应 用或具有潜在应用的主要有 C 纤维、 SiC 纤维、 氧化物纤维等 （表 1）7-12。常见的纤维预制体采用 2D、 2.5D、 3D 等多种编织方法。Glenn 研 究中心比较了编织方式对
12、符合材料 性能的影响。在同种 PIP+CVI 工艺 条件下， 2D 和 2.5D 的预制体制备的 复合材料的室温、 1450的力学性能 相似， 但采用 2.5D 预制体制备的材 料的热导率明显高于采用 2D 预制 体的材料。 2 陶瓷基体 陶瓷基体是复合材料重要的组 成部分之一， 其主要成分和结构对材 料综合性能具有重要的影响。一方 面， 陶瓷基体最先暴露于工作环境 中， 需承受温度、 粒子、 水氧等服役 环境的考核； 另一方面， 在外部冲击 载荷作用下陶瓷基体最先承力并出 现裂纹， 其裂纹扩展方式是影响复 合材料稳定性的重要因素。能够用 作陶瓷基复合材料基体的陶瓷主要 有 3 类：（1） 以
13、石英玻璃为代表的玻 璃陶瓷基体， 如钙铝硅酸盐玻璃、 锂铝硅酸盐玻璃、 镁铝硅酸盐玻璃、 硼 硅酸盐及石英玻璃， 该类基体本身 耐温性能较差， 一般不适于作为航 空发动机热端构件材料应用；（2） 以 Al2O3基为代表的氧化物基体材料， 如 Al2O3、 钇铝石榴石、 ZrO2TiO2基、 ZrO2Al2O3基等材料体系， 氧化物纤 维增强氧化物陶瓷基复合材料具有 广阔的应用前景， 但受制于氧化物纤 维的发展水平， 限制了这类陶瓷基体 材料在航空发动机热端构件上的应 用；（3） 以 SiC 基陶瓷为代表的非氧 化物基体， 包括 SiC、 Si3N4、 BN 以及 Si-C-B-N 复相陶瓷等，
14、 该类材料具 有强度高、 硬度高、 耐高温性能优异 的特点， 特别是与制备技术较为成熟 的 C 纤维和 SiC 纤维相容性较好， 因 此在航空发动机热端部件上取得了 广泛的应用13-15。3 界面层 界面层是连接增强相纤维和连 续相基体的纽带， 界面层组分和结构 决定纤维与基体之间的结合强度， 决 定了增韧效果 （图 1） 。陶瓷基复合 材料在外部载荷作用下的断裂行为 主要包括裂纹偏转、 微裂纹形成、 界 面解离、 纤维断裂以及纤维拔出等形 式， 其中纤维拔出是最重要的能量释 放途径， 而界面解离是纤维由基体拔 出的前提条件。若界面结合力较强， 陶瓷纤维难以起到增韧的效果， 导致材料在外部载荷
15、冲击下出现脆性 断裂； 若界面结合强度过低， 基体无 法通过界面将外部载荷传递到陶瓷 纤维上， 难以起到增强的作用。陶瓷 基复合材料的可设计性很大程度源 于界面层， 理想的界面层应具有以下 功能16：（1） 在制备过程中抑制或阻 止物理收缩和化学反应对陶瓷纤维 损伤；（2） 缓解纤维与基体间界面残 余热应力；（3） 在复合材料遭受外部 载荷冲击时， 将载荷由基体传递至纤 维， 起到载荷传递作用；（4）改善界 面结合强度， 充分发挥界面解离、 纤 维拔出等能量耗散机制， 使复合材料 断裂时呈现假塑性特征 （图 2）17。界面层是影响陶瓷基复合材料 力学性能直接和关键因素之一， 因此 受到了众多陶
16、瓷基复合材料研制单 位的重视， 近年来用于复合材料制备 的界面层体系主要有以下 3 类： （1） 热解碳界面层 （PyC） 。PyC 具有典型的层状结构， 裂纹能够在 界面层内部实现多次偏转， 扩展裂 纹扩散的途径， 有利于应力的释放， 起到增强材料韧性的作用。Miller 等18研究了 PyC 厚度对 SiCf/SiC 陶 瓷基复合材料力学性能的影响， 研 究表明 PyC 界面层理想的厚度为 0.10.2m。然而 PyC 抗氧化性能 较差， 在有氧环境下 500时开始发 生氧化， 限制了复合材料的使用寿 命。 （2） BN 界面层。BN 与 PyC 具 有类似的层状结构， 其抗氧化性能优 于 PyC。NASA 的 Lewis 研究中心研 究了 BN 界面层厚度对 SiC 陶瓷基 复合材料的增韧机理， 认为 BN 界面 层厚度大于 0.25m 时， 复合材料中 开始出现纤维拔出现象。西北工业 大学周洋等人对 BN 界面层的制备 工艺详细总结19。（3）复合
