碳化硅陶瓷基復合材料在航空發動機上的應用需求及挑戰

劉巧沐， 黃順洲， 何愛杰

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

航空發動機是飛機的心臟，是飛機機動性、航程、可靠性、經濟性等性能的主要決定因素之一。我國的飛機尤其是戰斗機長期飽受“心臟病”(發動機落后)、“神經病”(控制系統落后)和“近視眼”(雷達系統落后)三大頑疾的困擾，尤其是航空發動機已成為嚴重制約我軍航空武器裝備和航空工業發展的瓶頸[1]。

經過幾代人的努力，我國基本能自行研制推重比8一級的軍用航空發動機[1]。但是，我國的航空發動機技術與美國等西方航空發達國家相比仍存在巨大差距，且差距不斷加大。西方航空發達國家在航空發動機技術尤其是軍用航空發動機技術方面對我國嚴密封鎖，要打破技術封鎖，必須立足自主研制。沒有自主研制的先進航空發動機絕不可能有自主研制的先進戰斗機，根治飛機“心臟病”已刻不容緩。

推重比是衡量發動機技術水平和工作能力的綜合指標之一。提高推重比一直是航空發動機不斷追求的目標。隨著氣動熱力學的發展、部件綜合設計技術的進步、結構簡化帶來的減重以及材料工藝等專業的綜合發展，發動機推重比逐漸提高[2]。但是，國內外的研究表明在維持發動機布局和不改變常規金屬材料的前提下，氣動、熱力、部件設計以及結構減重等技術手段的改進，最高只能將發動機的推重比提高到14左右[2]。對于推重比12～15及更高推重比的發動機，則必須在新材料、新工藝應用和新結構設計等方面取得更大突破，如在發動機低溫部件(外涵機匣、風扇機匣等)使用樹脂基復合材料(polymer matrix composites，PMC)或金屬基復合材料(metal matrix composites, MMC)、在高溫部件(火焰筒、渦輪導葉、噴管調節片等)使用陶瓷基復合材料(ceramic matrix composites，CMC)，才能使推重比最終達到15及以上[2]。對于推重比15～20的發動機，新材料、新工藝及相應新結構對提高推重比的貢獻將高達50%～70%[1]。

由此可見，先進軍用航空發動機單位推力和結構效率的提高越發依賴于先進材料、工藝及相關結構的應用[3-4]。而傳統金屬材料則因減重和提高使用溫度空間有限，已愈發難以滿足高推重比航空發動機對高溫部件的性能需求，迫切需要發展碳化硅陶瓷基復合材料(SiC ceramic matrix composites，CMC-SiC)等輕質、耐高溫、冷卻少甚至無需冷卻的新型耐高溫結構材料(圖1)。CMC-SiC已引起美國、日本、法國、德國等國家的普遍關注，歷經幾十年研究，已經逐漸將CMC-SiC應用于其高推重比航空發動機熱端部件(圖2)[5-13]。

圖1 航空發動機用高溫結構材料發展趨勢[3]Fig.1 Developmental tendency of high temperature structure materials for aero-engine[3]

圖2 CMC-SiC復合材料在國外航空發動機中的應用[9]Fig.2 CMC-SiC composites parts on the abroad aero-engines[9]

1 CMC-SiC復合材料的特點

CMC-SiC是一種兼具金屬材料、陶瓷材料和碳材料性能優點的熱結構功能一體化新型材料，具有材料結構一體化和多尺度的結構特征，通過各結構單元的優化設計，產生協同效應，可達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、高比模、熱膨脹系數小、高溫強度高(在高溫及疲勞環境下，強度不降低，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、不發生災難性損毀等優點[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)。對于航空發動機，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，國內外普遍認為，航空發動機熱端部件最終獲得應用的應該是SiCf/SiC。與聚合物復合材料相比，CMC-SiC可提高強度和使用溫度。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1650℃，同時實現減重。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，提高可靠性。與Cf/C復合材料相比，CMC-SiC可提高抗氧化性、強度和使用壽命。由此可見，CMC-SiC是高推重比航空發動機高溫部件用最具潛力的關鍵熱結構材料之一[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，可使發動機工作溫度提高300～500℃，結構減重50%～70%，推力提高30%～100%[18]。

2 CMC-SiC復合材料的制備

CMC-SiC的制備方法主要有反應燒結法(reaction bonding，RB)、熱壓燒結法(hot pressing sintering，HPS)、先驅體浸漬熱解法(precursor infiltration and pyrolysis，PIP)、反應熔體滲透法(reactive melt infiltration，RMI)、化學氣相滲透法(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構件大多采用CVI法制備。根據流場和溫度場特征，CVI法又可分為等溫化學氣相滲透(isothermal CVI，ICVI)、熱梯度化學氣相滲透(thermal gradient CVI，TGCVI)、壓力梯度化學氣相滲透(pressure gradient，PGCVI)、熱梯度強制對流化學氣相滲透(forced CVI，FCVI)和脈沖化學氣相滲透(pulsed CVI，PCVI)五種。對材料力學和熱學性能要求較高的航空航天等應用領域，一般采用ICVI工藝制備。另外，對于某些特殊要求的應用領域，CMC-SiC的制備并不局限于單一的制備方法，可同時結合多種制備方法以滿足設計要求。關于CMC-SiC制備方法的文獻較多，本文不再贅述。

在國際上，日本擁有聚碳硅烷(polycarbosilane，PCS)和連續SiC纖維制備技術，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技術方面處于國際領先地位。德國以RMI和PIP技術為主，RMI技術世界領先。美國以PIP和CVI技術為主，水平均較高。

國內CMC-SiC的制備以CVI，RMI，PIP技術為主，主要研究單位包括西北工業大學、航天材料及工藝研究所、西安航天復合材料研究所、中國科學院上海硅酸鹽研究所、航空工業復合材料技術中心、國防科技大學等。其中，西北工業大學張立同院士團隊與中國燃氣渦輪研究院(現中國航發四川燃氣渦輪研究院)合作開發的700～1200℃長壽命自愈合碳化硅陶瓷基復合材料(CMC-MS)獲得了2004年度國家技術發明一等獎，在此基礎上投入并建成了國內領先、國際先進的CMC構件工程化基地。

3 CMC-SiC復合材料在國外航空發動機上的應用進展

隨著軍用航空發動機推重比的不斷提高，渦輪前進口溫度不斷提高。推重比7～8的第三代渦扇發動機，渦輪前進口溫度為1250～1400℃左右；推重比10的第四代渦扇發動機，渦輪前進口溫度為1550～1700℃；第五代渦扇發動機預計渦輪前進口溫度將達到1950～2150℃。因此，新一代軍用航空發動機對新型耐高溫結構材料的需求愈發迫切，CMC-SiC成為耐高溫結構材料首選之一。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；冷卻結構可大大簡化甚至省去，從而降低結構設計的復雜性，提高工作溫度，并進一步減輕結構質量。

歐美等航空發達國家在航空發動機用CMC-SiC構件的研制與應用方面，遵循先靜止件后轉動件，先中溫(700～1000℃)件后高溫(1000～1300℃)件，先簡單件后復雜件的發展思路[23]，優先發展中溫中等載荷(應力低于120MPa)靜止件(密封片/調節片、內錐體等)；以此為基礎發展高溫中等載荷(應力低于120MPa)靜止件(火焰筒、火焰穩定器、渦輪外環、導向葉片等)；然后發展高溫高載荷(應力高于120MPa)轉動件(渦輪轉子、渦輪葉片等)。

從20世紀90年代開始，歐美以推重比8～10一級航空發動機(如F119，EJ200，F414，M88-Ⅲ，TRENT800等)為演示驗證平臺，對CMC-SiC構件進行了大量應用驗證[25]，歷時二十余年目前仍在進行。考核結果表明，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，噴管調節片/密封片等中溫中等載荷靜止件已完成全壽命驗證并進入實際應用和批量生產階段；燃燒室火焰筒和內外襯等高溫中等載荷靜止件正進行全壽命驗證，有望進入實際應用階段；而渦輪轉子和渦輪葉片等高溫高載荷轉動件尚處于探索研究階段，使用壽命與應用要求相距甚遠。

表1 CMC-SiC在國外航空發動機上的應用[18,20]Table 1 Applications of CMC-SiC on the abroad aero-engines[18,20]

3.1 CMC-SiC復合材料在噴管部件上的應用

CMC-SiC噴管調節片/密封片，已在國外M53-2，M88，M88-2，F100，F119，EJ200，F414，F110，F136等多種型號軍/民用航空發動機上成功試驗并應用多年。早在20世紀90年代中期，法國Snecma公司研制的Cf/SiC(SEPCARBINOXR A262)和SiCf/SiC(CERASEPR A300)外調節片便成功應用于M88-2發動機(圖3)，在驗證了其壽命目標后，于2002年投入批量生產。后期，Snecma公司采用抗氧化BN界面和高性能SiC纖維開發出自愈合CMC-SiC(CERASEPR A410)，成功解決了氧化損傷對構件壽命的影響[9,24]。Snecma公司還與PW公司合作研制了CMC-SiC密封片，并在F100發動機上完成了地面加速任務試驗，累計工作1300h，其中1200℃/100h，實現減重50%～60%，表現出比金屬件更好的抗熱機械疲勞性能；轉移到外場進行評估后，在F100-PW-229發動機上進行了飛行試驗。目前，法國已實現CMC-SiC噴管構件向民用飛機(如空客A380)發動機的推廣應用。

圖3 M88-2用CMC-SiC復合材料外調節片[9]Fig.3 CMC-SiC composites outer flaps in M88-2[9]

美國NASA研制的CMC-SiC調節片在F110發動機上累計工作500h，其中1200℃/100h，增加推力35%。GE公司與Goodrich公司合作開發出用于F414發動機的CMC-SiC調節片和密封片(圖4)，其中，Goodrich公司負責提供CMC-SiC，GE公司進行考核和評估。目前，GE公司已進行了相關飛行試驗考核，累計工作400h，1100℃/100h，增加推力35%。為滿足綜合高性能渦輪發動機技術(integrated high performance turbine engine technology，IHPTET)計劃第2階段和第3階段的要求，PW，GE，Allison等公司還以該計劃驗證機為平臺對CMC-SiC調節片和密封片進行了驗證。

圖4 F414-GE-400用CMC-SiC復合材料調節片及密封片Fig.4 CMC-SiC composites flaps and seals in F414-GE-400

發動機尾噴管通常是飛機的外露構件，不但對飛機的后向雷達散射截面影響較大，而且是飛機的重要紅外輻射源之一。紅外探測主要在3～5μm和8～14μm兩個大氣窗口波段，當發動機尾噴管調節片的壁面溫度在480～1000℃之間，其熱輻射能量主要分布在3～5μm以下。因此，降低發動機的電磁波和紅外信號特征，對提高飛機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，當其電阻率為100～104Ω·cm時，對8.2～12.4GHz波段的雷達波具有最佳的吸收效果。由于SiC纖維含硅，能有效地減弱發動機的紅外信號。因此，與Cf/SiC相比，SiCf/SiC不但具有更高的力學性能、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公司已將驗證的SiCf/SiC調節片和密封片用于改進F119發動機，以實現減重、隱身并提高其耐久性等。美國采用CMC-SiC制備了軸對稱噴管，通過采用冷卻結構和鋸齒結構尾緣，實現了低可探測性，大幅減少了噴管的紅外信號和雷達信號，并將其應用于F-35飛機。

3.2 CMC-SiC復合材料在燃燒部件上的應用

燃燒室和加力燃燒室均要承受高溫、復雜應力、水氧腐蝕和熱沖擊等苛刻環境。燃燒室火焰筒、加力燃燒室內錐體和隔熱屏為大型薄壁回轉體結構，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構質量[25-28]。

國外SiCf/SiC燃燒室/加力燃燒室部件，如F136和F414等發動機燃燒室火焰筒、M88發動機火焰筒和火焰穩定器等，已進行了全壽命演示驗證，并進入工程應用階段。美國在綜合高性能渦輪發動機技術(IHPTET)計劃中將帶環境障涂層(environmental barrier coatings，EBCs)的SiCf/SiC用于燃燒室火焰筒和內外襯(圖5)，并進行了多次地面試車試驗，累計考核15000h，最高考核溫度達到1200℃，并通過了全壽命5000h和高溫段500h的測試[25-26]，質量下降了30%，并減少了NOx和CO的排放。其中，第5次地面試車試驗涂覆了聯合研究技術中心(united technologies research center，UTRC)制備的EBCs，經過13937h，61次啟動循環的試車試驗后，在火焰筒內壁上發現裂紋，從而終止地面試車試驗(圖5右下)[28]。試驗結果表明，EBCs涂層可對燃氣中的CMC-SiC提供有效的保護，使其壽命從5000h延長至14000h左右。帶EBCs涂層的CMC-SiC航空發動機高溫構件的首次試驗結果對航空發動機30000h使用壽命的目標具有里程碑意義。在IHPTET計劃第3階段的驗證機XTC97上，Honeywell與GE還考核驗證了CMC-SiC高溫升燃燒室。

圖5 SiCf/SiC復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發動機中測試CMC-SiC熱端部件，并計劃大規模采用CMC-SiC制備燃燒室襯里以及渦輪葉片，并應用于GE9x發動機[12-13]，同時計劃在LEAP-X等發動機中也采用CMC-SiC火焰筒。

Soler公司研發并驗證了一種結構非常簡單的SiCf/SiC燃燒室襯套，該環形薄壁襯套位于金屬機匣殼體內，并可與Lamilloy結構材料加工的外火焰筒一起組成先進的柔性燃燒室(圖6)。為降低高溫腐蝕環境對SiCf/SiC的影響，Soler公司還研發了EBCs涂層，將SiCf/SiC襯套壽命提高了2～3倍。此外，美國還將CMC-SiC作為高速民用運輸機發動機燃燒室內襯的最佳材料，以減少NOx的釋放。

圖6 SiCf/SiC復合材料柔性燃燒室Fig.6 SiCf/SiC composites flexible combustor

法國Snecma公司除將SiCf/SiC調節片成功運用到M88-2發動機外，還積極開發SiCf/SiC燃燒室火焰筒。Snecma公司研制的SiCf/SiC全環燃燒室(CERASEP A415，見圖7)已通過180h的發動機測試(600個循環，最大狀態100h)，研制的火焰穩定器(CERASEP A410，見圖8)已通過1180℃，143h的測試，構件結構完整，無損傷[11,27]。Snecma公司還首次設計和制造了CFM56-C發動機用SiCf/SiC混合器(圖9)，減重35%，并通過了700個發動機循環試驗，包括200h發動機試車和70h試飛，目標用于A380等飛機。

圖7 SiCf /SiC復合材料全環燃燒室Fig.7 SiCf/SiC composites ring combustor

圖8 SiCf/SiC復合材料火焰穩定器[11]Fig.8 SiCf/SiC composites flame holders[11]

圖9 SiCf/SiC復合材料混合器Fig.9 SiCf/SiC composites mixer

日本也很重視SiCf/SiC在航空發動機燃燒部件中的應用研究。2003年，日本在下一代與環境相適應的超聲速運輸推進系統研究(next generation environmental adapted supersonic transport propulsion system research，ESPR)計劃中研制了SiCf/SiC燃燒室火焰筒內襯和隔熱屏，有效減少了NOx和CO2的排放，試驗達到設計要求[28]。

隔熱屏幾何結構的特殊性與復雜性對預制體的編織技術以及復合材料的制備工藝提出了新的要求。國內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發動機及俄羅斯Aл-31Φ發動機的防振隔熱屏。總的來說，CMC-SiC在航空發動機加力燃燒室隔熱屏上的應用還鮮有報道。

3.3 CMC-SiC復合材料在渦輪部件上的應用

推重比12～15一級航空發動機的渦輪構件將承受更高的工作溫度和應力水平，目前的高溫合金、冷卻結構及熱障涂層(thermal barrier coatings，TBCs)技術已很難滿足設計要求。在早期的增強推進材料(enhanced propulsion material，EPM)計劃中，美國就把CMC-SiC作為下一代航空發動機渦輪構件首選材料，隨后的超高效發動機技術(Ultra high efficiency engine technology，UEET)計劃再次將CMC-SiC作為重點發展的高溫結構材料之一。在這些計劃的支持下，CMC-SiC渦輪構件制備技術得到快速發展，Lewis公司研制了Cf/SiC渦輪轉子(圖10)[29]，預計使用溫度可達1400℃。2010年9月，GE公司對CMC-SiC轉子進行了4h試車。CFM公司的LEAP-X發動機首次采用CMC-SiC制備高壓渦輪外環，使質量減輕了2/3，推力提高了10%，隨部件和整機完成的試驗超過了20000h。

圖10 Cf/SiC復合材料渦輪轉子[29]Fig.10 Cf/SiC composites turbine rotor[29]

渦輪導向葉片工作溫度和應力水平高，燃氣沖刷嚴重，熱力氧化條件惡劣。傳統的Cf/SiC或SiCf/SiC開裂應力低，在高溫高應力和惡劣的熱力氧化環境下，將導致材料氧化嚴重，快速失效，必須采用EBCs涂層延長其使用壽命[30-34]。因此，提高復合材料的開裂應力和高溫耐腐蝕及抗沖刷性能成為CMC-SiC渦輪導向葉片的研究重點。美國在EPM和UEET計劃的支持下，發展了新的陶瓷纖維(SylramicTM, Dow corning)、界面技術(BN界面、BN/SiC界面)、基體致密化技術和先進EBCs涂層技術等，有效地解決了部分問題，制備的SiCf/SiC導向葉片在可模擬發動機服役環境的NASA Glenn高壓燃燒環中進行了測試，試驗結果表明SiCf/SiC導向葉片可在惡劣的燃燒環境下承受1000h的考核試驗。在IHPTET計劃第3階段，GE和AADC公司在驗證機XTE-77上采用CMC-SiC高壓渦輪導向葉片，與鎳基高溫合金相比，質量減輕50%，冷卻空氣量減少20%。GE公司采用SiCf/SiC制備了第3級低壓渦輪導向葉片，并在F136等發動機上進行了驗證，使用溫度達到1204℃，減重70%，冷卻空氣減少了50%。GE公司在F414發動機上開展了500個發動機工作循環的CMC-SiC渦輪導葉和動葉試驗，這是CMC-SiC首次在航空發動機轉動件上的成功驗證。GE公司還試驗了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，該技術擬用于F136發動機未來發展型，并將推廣應用于GE9X發動機高壓渦輪第2級動葉。

圖11 CMC-SiC復合材料渦輪導葉和動葉[13]Fig.11 CMC-SiC composites turbine vane and blade[13]

1998年，日本在先進材料氣體發電機(advanced material gas generator，AMG)計劃中研制的渦輪葉片通過了700℃，燃氣環境，386m/s的轉動實驗，沒有損傷。2003年，日本在ESPR計劃中研制了CMC-SiC渦輪葉片，并探索了渦輪轉子的制造技術。

Williams International公司驗證了SiC/C復合材料渦輪轉子零件，渦輪導向器由分離的葉片和環連接而成，結果表明SiC/C復合材料具有耐高溫、質量輕、成本低等特點。Honeywell公司為有限壽命無人機設計的XTL57/1開發了整體式陶瓷渦輪葉片，并成功通過了155%轉速的超轉破裂試驗，其低壓渦輪葉片和高斜率過渡段均采用了陶瓷材料。

此外，納米技術的發展為CMC復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基體的開裂應力和陶瓷的韌性。碳納米管纖維具有極高的拉伸強度(20GPa)和彈性模量(1TPa)，其增強的陶瓷材料在保持陶瓷抗腐蝕、抗沖刷和抗蠕變等優點的同時，極大地提高了陶瓷的強度和韌性，如10%(體積分數)的碳納米管使Al2O3陶瓷的韌性提高了3倍。美國的相關計劃也把納米纖維(BN納米管纖維)增強SiC陶瓷基體列為CMC-SiC重點發展方向之一，瞄準的應用目標便是航空發動機渦輪葉片。

4 CMC-SiC復合材料在國內航空發動機上的研究現狀

我國高推重比航空發動機的研究起步較晚，但是，近年來國內已經全面突破了CMC-SiC及高性能SiC纖維制備技術，材料性能已達到或接近國際先進水平，并進行了航空發動機多種構件設計、研制與考核，雖尚需深入開展系統工作，且應用考核也缺乏經費支持，但應用研究還是取得了重大進展，積累了一定的工程應用研究經驗，以西北工業大學、中國科學院上海硅酸鹽研究所、航空工業復合材料技術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、全尺寸噴管調節片等分別進行了試驗臺短時考核和發動機短期掛片試車考核[14,19,35]，構件熱態性能良好，已進入應用驗證階段，為CMC-SiC的工程應用奠定了堅實基礎。

5 CMC-SiC復合材料國內與發達國家的差距

國際普遍認為，CMC-SiC是航空發動機高溫結構材料的技術制高點，CMC-SiC的水平可反映國家的武器裝備水平。盡管從20世紀80年代開始我國就將CMC-SiC應用技術研究列為重點發展領域，但至今我國在CMC-SiC的應用研究方面尚處于探索階段，技術成熟度低，還無法滿足國內高推重比航空發動機熱端部件的需求。目前，國內CMC-SiC航空發動機構件應用研究與發達國家差距在20～30年，而且西方國家已經進入加速發展的階段。

綜合對比國內外航空發動機用CMC-SiC構件的研究進展，雖然國內在制備技術方面取得了很大的進展，達到了國際先進水平，但是在構件考核驗證和應用方面尚處于起步階段，應用范圍和累計考核時間等均非常有限，與國外工程化應用研究存在巨大差距。為了縮短差距，我國應借鑒國外先進經驗，重視CMC-SiC及其應用研究，并體現在航空發動機未來發展規劃中。

我國CMC-SiC在航空發動機上的應用研究應采用先低溫構件再高溫構件、先簡單構件再復雜構件、先靜子構件再轉子構件的循序漸進的方式進行。總的來看，我國CMC-SiC與國外航空強國的差距主要在于高性能SiC纖維技術未完全突破、基礎研究不夠全面和深入、性能數據比較分散、大型復雜構件制備技術有待完善、生產設備能力不夠、工程應用領域狹窄、EBCs涂層技術滯后、成本過高等方面，要實現CMC-SiC在航空發動機上的廣泛應用，還需完全突破相關關鍵技術。

此外，在1650℃以上，SiC氧化產物SiO2的抗氧化保護作用被嚴重削弱。一般認為CMC-SiC無法在溫度高于1700℃的氧化環境中長時間使用[36-37]。為了滿足高推重比航空發動機更苛刻的服役環境，可采用ZrC，TaC，ZrB2等對CMC-SiC進行超高溫基體改性或涂層改性[30, 38-51]，以發展更長壽命、更耐高溫和結構功能一體化的新型超高溫結構材料。這不僅可以克服超高溫復相陶瓷的缺點，提高使用溫度，延長使用壽命，同時又能確保使用的可靠性。目前，國內已具備CMC-SiC超高溫改性技術基礎[45-51]。

6 展望

先進航空發動機性能的提高越發依賴于先進材料、先進工藝及相關結構的應用。傳統結構材料因減重和耐溫能力有限，難以滿足高推重比航空發動機對高溫部件的需求。縱觀國外高推重比航空發動機的研制進展，以及IHPTET計劃、UEET計劃、通用經濟可承受先進渦輪發動機(general economy affordable advanced turbine engines，VAATE)計劃等研究計劃，對熱端部件用CMC-SiC構件的要求越來越高，加強戰略型、革命性新型超高溫結構材料——CMC-SiC復合材料的研制與應用迫在眉睫。

在可靠性、耐久性、工藝性及性能綜合平衡的基礎上優化重量，實現材料與工藝、結構與設計的協同，就能取得重大突破，走出一條自強之路。但是，在CMC-SiC上要取得實質性的進展和突破，必須在CMC-SiC構件設計與制備(包括高性能SiC纖維、成型工藝、低成本制備、結構及強度設計、連接、加工、無損檢測技術等)、表面穩定性技術(包括EBCs涂層、超高溫改性、修復技術等)及考核驗證等關鍵技術方面取得突破：

(1)高性能SiC纖維制備技術：航空發動機部件工作在高溫氧化環境下，要承受較大的熱應力、水汽、氧和固體顆粒等的侵蝕，在海上使用時還要受海鹽的腐蝕，而且燃燒副產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纖維國產化技術尚未完全突破，其質量穩定性和產量嚴重制約了SiCf/SiC的工程應用，而國外已成功發展第三代高性能SiC纖維，必須提高國產高性能SiC纖維的性能及批次穩定性，并降低成本以滿足應用需求。

(2)CMC-SiC構件設計技術(包括材料體系自身，構件結構及強度設計、冷卻結構設計和連接結構設計及評估等)：與高溫合金不同，SiCf/SiC具有自身的微結構和性能等本征特點，而且其結構強度具有很大的隨機性，不能采用傳統金屬構件慣用的確定性設計方法(即安全系數法)，需據此發展概率設計方法，并進行可靠性分析。而且其結構功能一體化設計不是簡單地取消連接緊固件，將原來的結構形式簡單地拼接在一起，而應根據其多尺度、多層次微觀/宏觀結構及工藝特點、傳力路徑、結構強度等要求，創造性地建立新的設計方法，并進行驗證、改進和完善。SiCf/SiC的導熱系數偏低，其強度特性與金屬材料不同，需要對冷卻結構進行不同設計。SiCf/SiC熱膨脹系數偏低，在高溫條件下的膨脹量較小，其與金屬構件之間的連接既要保證強度的要求，又要避免因熱膨脹失配引起的殘余熱應力，需要開展連接方法、連接結構、連接可靠性及考核驗證等方面的研究。另外，還應開展整體結構靜強度、疲勞、損傷容限、可靠性和可檢性等設計準則和設計方法的研究和試驗驗證，尤其是損傷容限和可檢性設計應該是其中的重點和關鍵。

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

(4)CMC-SiC超高溫改性技術：隨著航空發動機推重比的提高，必須對CMC-SiC進行超高溫尤其是1300℃以上基體或涂層改性，以發展更長壽命、更耐高溫和結構功能一體化的超高溫結構材料以滿足更苛刻的服役環境。目前，國內相關研究尚處于起步階段，技術成熟度低，急需在超高溫改性材料體系、制備及修復工藝、考核評估等方面加強研究。

(5)EBCs涂層技術(包括涂層設計、制備技術與考核評估技術等)：在航空發動機惡劣的服役環境中(高溫、氧氣、水蒸氣、熔鹽、復雜應力、高速燃氣沖刷等)，SiCf/SiC的表面穩定性會急劇惡化，引起材料迅速損失，導致構件快速失效。為了降低環境氧化、腐蝕對SiCf/SiC的影響，減少冷氣量，提高其在燃氣環境下的表面穩定性并延長使用壽命，采用EBCs涂層尤其是低氧擴散率、低揮發速率、高晶化率、高致密度的EBCs涂層技術已成為決定SiCf/SiC在航空發動機熱端部件上能否實現工程應用的關鍵，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、高效及準確無損表征、考核評價、應用驗證等方面加強研究，盡快實現EBCs涂層的工程應用。

(6)CMC-SiC構件無損檢測技術：目前，在SiCf/SiC構件生產、試驗、服役及維護等過程中缺乏合適的判斷零件是否合格或是否可繼續使用的無損檢測手段及評判依據。紅外熱成像、X射線照相及CT掃描技術等無損檢測方法都是基于其相應的物理特征和信號特征進行缺陷識別。沒有任何一種無損檢測方法能識別各類復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合材料構件的無損檢測，生產中通常以兩種或兩種以上的不同檢測方法相互補充，需針對SiCf/SiC構件及其使用特性，研究其全壽命周期無損檢測方法、評判準則等，建立失效數據圖譜。

(7)CMC-SiC構件考核驗證技術：目前，主要參考金屬構件的相關要求對SiCf/SiC構件進行考核驗證，如對靜子機匣主要進行壓力考核試驗，對轉子構件主要進行必要的超轉、低循環和超溫實驗，而浮動瓦片、渦輪葉片及噴管調節片等高溫構件則通常隨部件或發動機進行試驗考核，試驗成本非常高，需針對SiCf/SiC構件建立航空發動機風洞模擬系統或等效環境考核驗證方法、評價準則等。

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