连续纤维增韧的陶瓷基复合材料（fiber reinforced ce-ramic matrix composites）具有断裂韧

 

陶瓷（玻璃）基复合材料的应用——在航空发动机上的应用

标签: 材料科学；复合材料

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与其他应用领域相比，航空和航天技术的发展对陶瓷基复合材料的需求显得更为迫切。先进军用飞机的发展目标是大幅度提高发动机的推重比，降低油耗，提高机敏 性及作战能力。当发动机的推重比提高到10时，涡轮前进口温度高达1650℃，在这样高的工作温度下，现有的高温合金和金属间化合物材料已无法满足要求， 只能选用陶瓷基复合材料和C/C复合材料，由于陶瓷基复合材料的密度只有高温合金的1/4～1/3，因此能大大降低发动机的重量和耗油。在由美国国防部 （DOD）制订的高性能涡轮发动机综合计划（IHPTET）中明确指出，陶瓷基复合材料的研制目标是将使用温度提高到1650℃或更高。与单相陶瓷材料 （monolithic）相比，连续纤维增韧的陶瓷基复合材料（fiber reinforced ce-ramic matrix composites）具有断裂韧性高，抗突发性破坏能力强，耐高温，密度低，线胀系数低等特点，被美国国防部列为二十项关键技术之首。 为了保持21世纪在民用运输机生产上的世界领先地位，美国NASA于1987年制订了一个先进高温发动机材料技术计划（HITEMP），以满足2015年 一些民用运输机的要求，其中主要包括亚音速运输机，高速民用运输机和短程运输机等。在HITEMP计划中强调指出：在未来民用大型运输机方面，除了要求高 推重比和低油耗率以外，还必须解决与环境相关的一些问题，即减少氮氧化物NOx的排放量和降低噪声，以尽量减少对大气层、航空港和大城市周围的生态环境的 危害。为了减少NOx排放量，其有效途径是发展一种富油燃烧/猝熄/贫油燃烧（RQL）的燃烧方式。这种RQL燃烧室的内衬无法采用当今耐温有限的金属材 料，陶瓷基复合材料被认为是其主要的候选材料。要大幅度降低发动机的噪声，则需要采用二维收敛-扩张尾喷口，这种尾喷口若采用现有的金属材料，会引起大量 的增重，并且耐高温性能也无法满足要求。由于陶瓷基复合材料部件在使用时不需或只需少量气体冷却，可省去或简化冷却系统，使发动机的重量进一步得到减轻。 陶瓷基复合材料在航空发动机上的主要应用目标部件是涡轮叶片，涡轮外环，导向叶片，火焰稳定器，燃烧室内衬和尾喷管调节片等。目前，SiC/SiC陶瓷基 复合材料已在中等载荷静止件上的应用取得成功。1200℃没有气体冷却条件下，寿命已达到1000h（图10.8-4）。图10.8-5为法国 Snecma公司研制的C/SiC复合材料尾喷管调节片，该调节片于1989年装机试飞成功，1996年正式在阵风号战斗机的M88-2航空发动机上服役 使用。与Inconel 718高温合金相比，使用C/SiC复合材料不仅减重效果达到50%，而且使用寿命更长。

SiC/SiC复合材料的寿命

C/SiC复合材料尾喷管调节片（法国Snecma公司）

西北工业大学与国内相关单位合作，研制的SiC/SiC和C/SiC浮壁瓦片模拟件成功地通过了高压风洞试验器的考核（温度1400℃，气体压力 2.5MPa），验证了碳化硅陶瓷基复合材料在高推重比航空发动机环境的可行性。在此基础上，研制的C/SiC尾喷管调节片已通过航空发动机的高温试车考 核（图10.8-6）。

CMC-SiC构件的考核